megavolt_lab

Записки сумасшедшего ракетчика

На прошлой неделе я описывал устройство и принцип работы всех применяемых в космонавтике химических ракетных двигателей, в том числе и жидкостный ракетный двигатель (ЖРД). Для понимания принципа работы я привел простейшую схему:

На ней все до банальности просто: трубы с компонентами топлива входят в камеру сгорания, где топливо горит, а продукты сгорания выбрасываются через сопло назад, толкая двигатель вперед.

Так как же такая простая схема на деле превращается в такое сложное переплетение всяких трубок, проводов и устройств?

Начнем с того, что компоненты топлива в камеру сгорания надо как-то подавать. Самый простой способ — подать в баки с горючим и окислителем сжатый газ, чтобы его давление вытесняло из баков жидкость в камеру сгорания.

При всей своей простоте у вытеснительной подачи есть серьезный недостаток: давление газа наддува должно быть выше рабочего давления в камере сгорания, а там ведь десятки, а то и сотни атмосфер. Для реализации такой схемы придется делать баки очень прочными, чтобы они выдержали такое чудовищное давление, а это значит, что их стенки будут очень толстыми и тяжелыми. Масса — враг номер один в ракетно-космической технике, поэтому такое решение не годится. На практике вытеснительная система подачи применяется в двигателях с рабочим давлением в камере сгорания меньше 10 атмосфер. Это могут быть двигатели малой тяги для ориентации космического аппарата и маневрирования.

Для маршевых двигателей ракетных ступеней применяют такую схему подачи топлива, где компоненты топлива под действием небольшого давления газа наддува поступают в насосы, которые в свою очередь за счет вращения крыльчаток (как обычная водяная помпа, только прочнее, мощнее и тяжелее) подают жидкости в камеру сгорания под большим давлением.

Крыльчатки насосов должны вращаться с огромной скоростью, чтобы поддерживать давление в сотни атмосфер, поэтому для их привода нужно что-то посильнее обычного электромотора. Таким приводом служит турбина — такая же крыльчатка, которая вращается под действием проходящего через нее рабочего газа. Эта крыльчатка находится на одном валу с крыльчатками насосов для горючего и окислителя, и вся конструкция называется турбонасосный агрегат (ТНА).

Но откуда берется рабочий газ? Его производит специальное устройство — газогенератор. По сути это маленький однокомпонентный ЖРД, только вместо сопла из его рабочей камеры выходит труба, подающая так называемый парогаз (смесь кислорода и раскаленного водяного пара) в турбину ТНА. После турбины отработанный парогаз выбрасывается наружу через специальный патрубок. Таким образом у нас в схеме появился бак с перекисью водорода, газогенератор, ТНА и трубопроводы, соединяющие все это добро:

Также не следует забывать про вентили, которыми автоматика управляет потоками жидкостей и газов в трубах. К каждому такому вентилю идут провода, что вносит свой вклад в этот клубок.

В более мощных двигателях в газогенератор подаются те же компоненты топлива, которые используются в основной камере сгорания. В этом случае бак с перекисью не нужен, но из основных баков выходят дополнительные трубы, а на валу ТНА появляются насосы для подачи жидкостей в газогенератор. Для запуска этой системы приходится применять пиротехнические шашки для первоначальной раскрутки ТНА.

На этом видео стендовых испытаний двигателя на 15-й секунде хорошо видно, как из патрубка рядом с соплом выбрасывается отработанный парогаз:

Двигатели, где газ после ТНА выбрасывается наружу, называются ЖРД открытого цикла. В таких двигателях можно добиваться большего давления в камере сгорания, а его ТНА меньше подвержен износу, чем в ЖРД закрытого цикла, в которых газ подается в сопло, где дожигается, принимая участие в создании тяги. ЖРД закрытого цикла обладают большим коэффициентом полезного действия (надеюсь, помните, что это такое из школьной физики? ;)).

В большинстве космических ракет используются топливные пары, в которых один или оба компонента имеют очень низкую температуру кипения (жидкий кислород и жидкий водород). Пока ракета стоит на старте, эти криогенные жидкости в баках кипят и повышают давление. Чтобы баки не разорвало, их нужно дренировать. Дренаж — это сброс в атмосферу газов, образующихся при кипении криогенных жидкостей. Для этого баки с этими жидкостями оснащаются специальной трубой с вентилем, выходящей из корпуса ракеты наружу.

На этом видео на 19.25 виден туман, идущий от ракеты сверху справа. Это дренаж кислорода. Водород при дренировании надо отводить подальше, чтобы он не образовывал с кислородом взрывоопасную смесь, поэтому его сброс виден а мачте за ракетой.

Вот, вроде бы, получили мы рабочую схему ЖРД, но только вот проблема: проработает такая схема не больше нескольких секунд, а потом камера сгорания и сопло расплавятся. Уж слишком там горячо. Значит стенки камеры сгорания и сопла надо охлаждать. Для этого применяют два способа: жидкостное охлаждение и паровую завесу.

Для осуществления первого способа стенки камеры сгорания и сопла пронизаны множеством каналов, по которым течет горючее перед тем, как попасть внутрь камеры сгорания. Система работает по принципу холодильника самогонного аппарата.

Паровая завеса — это слой паров горючего, отделяющий горящую топливную смесь от стенок камеры сгорания. Образуется он при впрыске некоторого количества горючего через специальные форсунки в стенках камеры сгорания и корпуса двигателя:

В этом видео, посвященном двигателю F-1 ракеты Сатурн-5, с 49-й секунды видно между срезом сопла и ярким пламенем некую темную область. Это и есть завеса, защищающая сопло от адского жара потока газов.

Таким образом схема ЖРД из первоначальной простоты превратилась в это:

Также стоит сказать пару слов о строении головки камеры сгорания. На этой фотографии представлена головка камеры в разрезе. Видно, что у нее довольно сложное строение.

Дело в том, что для достижения надежного зажигания и стабильного горения нужно хорошо перемешать компоненты топлива, причем, в нужной пропорции. Для этого применяются специальные схемы расположения форсунок:

Кружочками отмечены форсунки подачи окислителя, точками — горючего.
а) Шахматная схема подачи. Применяется для топливных пар, в которых горючее и окислитель смешиваются примерно один к одному.
б) Сотовая схема подачи. Самая эффективная: каждая форсунка подачи горючего окружена форсунками подачи окислителя.
в) Концентрическая схема подачи.
Обратите внимание, что во всех трех схемах внешнее кольцо форсунок подает только горючее. Это нужно для предотвращения коррозии стенок камеры сгорания под действием окислителя.

Сами форсунки тоже имеют сложную конструкцию. Например, вот такая центробежная форсунка:

В некоторые форсунки вставлен шнек — устройство наподобие винта в мясорубке. Все эти хитрости нужны для одной цели: максимально приблизить зону смешивания компонентов топлива к головке камеры сгорания, чтобы сделать камеру меньше и легче.

Теперь нам осталось поговорить о системах зажигания. Тут все достаточно просто: внутри камеры сгорания помещается некое устройство, дающее огонь. Таким устройством может быть пороховая шашка, электродуговой разрядник, газовая горелка наподобие сварочной. В последнее время проводятся эксперименты по разработке лазерных систем. В ракетах Союз пошли по совсем простому пути: пиротехнические шашки поместили в камеры сгорания на обычных деревянных палках:

А для топливной пары НДМГ+АТ (несимметричный диметилгидразин + азотный тетраоксид), используемой на ракетах Протон, системы зажигания и вовсе не нужны, так как компоненты топлива самовоспламеняются при смешивании.

И последнее, о чем мы сегодня поговорим, — запуск ЖРД в невесомости.

Это серьезная проблема, так как в невесомости жидкость в баках перемешивается с газом, слипается в пузыри и не поступает в трубопроводы. Советские конструкторы первых ракет, оснащенных третьей ступенью, пошли в обход этой проблемы: двигатель третьей ступени запускался до того, как останавливался двигатель второй ступени. Для выхода газовой струи двигателя предназначалась решетчатая конструкция между второй и третьей ступенями. Наглядно этот процесс показан на времени 11.25 здесь:

Но все время так не поделаешь: для баллистической схемы выведения и для орбитальных маневров все-таки придется запускать ЖРД в невесомости.

Самый простой вариант: заключить жидкость в баке в полимерный мешок, который предотвратит перемешивание жидкости с газом:

Но такой способ не годится для баков большого объема: слишком непрочен мешок. Поэтому система с мешком применяется для запуска двигателей малой тяги, которые работают несколько секунд, создавая ускорение, достаточное для осаживания жидкостей в больших баках.

На этом видео с самого начала виден этот процесс: три газовые струи исходят как раз от двигателей малой тяги, а через несколько секунд происходит зажигание основного двигателя.

Вот такие инженерные хитрости приходится применять для решения всех проблем, связанных с работой ЖРД. Расплатой за это становится сложность конструкции двигателя, превращающегося в такой клубок, что без бутылки и не разберешься.

Схемы ЖРД с насосной подачей топлива

9.1. Основные особенности схем

В схемах ЖРД с насосной подачей компоненты топлива подаются из баков в камеру центробежными насосами, приводимыми во вращение турбиной, которые вместе составляют ТНА. Привод турбины осуществляется рабочим телом – генераторным газом. В большинстве случаев генераторный газ вырабатывается в специальной камере – ЖГГ, входящем в состав двигателя.

Основной особенностью всех схем с турбонасосной подачей компонентов топлива является то, что топливные баки во время работы двигателя находятся лишь под небольшим избыточным давлением наддува, необходимым для обеспечения бескавитационной работы насосов и не зависящим от значения давления в камере сгорания. Благодаря этому массовые характеристики баков и систем наддува практически также не зависят от давления в камере.

Вместе с тем стремление повышать давление в камере сгорания вполне обосновано. Рост Р_к, с одной стороны, позволяет увеличивать экономичность двигателя, т.е. повышать удельный импульс тяги путем увеличения степени расширения газов в сопле Р_к/Р_а, причем для двигателей первой ступени РН увеличение Р_к – единственный способ повышения Р_к/Р_а, так как давление на срезе сопла Р_а ограничено средним по траектории атмосферным давлением и выбирается примерно равным Р_а=(0,4. 0,6)·10 5 Па.

С другой стороны, с ростом Р_к уменьшаются продольные и поперечные размеры двигателя.

На рис. 9.1 представлены контуры двух двигателей с одинаковыми тягой и давлением на срезе, но с разным Р_к. Как видно, контур двигателя с большим Р_к и, естественно, большей степенью расширения Р_к/Р_а полностью вписывается в контур двигателя с меньшим Р_к и меньшей степенью расширения.

Рис. 9.1. Газодинамические контуры камер сгорания двигателей с одинаковыми значениями тяг в пустоте и давления на срезе,но разными давлениями в камере сгорания

Таким образом, при насосной подаче с повышенным Р_к массовые характеристики ЛА в отличие от ЛА с двигателями с вытеснительной подачей ухудшаться не будут. Тем не менее ограничения на выбор значения целесообразного давления в камере сгорания имеют место и при насосной подаче. Однако здесь в отличие от вытеснительной подачи ограничения вызываются другими специфическими обстоятельствами, определяемыми видом насосной схемы подачи, разновидностей которых очень много.

На рис. 9.2. приведена общая классификация ЖРД с насосными системами подачи топлива. Кроме приведенных на рис. 9.2 особенностей – признаков классификации различных насосных схем двигателей много. Последние классифицируются еще и по другим признакам, например по виду генераторного газа (окислительный или восстановительный), охлаждающему компоненту (окислитель или горючее или используются оба компонента), числу камер и т.д. Последний признак – число камер – имеет большое значение. В этом отношении двигатели классифицируются на однокамерные, многокамерные и блочные многокамерные.

Многокамерные отличаются тем, что имеют один ТНА, от которого питаются все камеры. Причем камеры могут иметь разную тягу. Блочные многокамерные состоят из нескольких автономных одно- или многокамерных двигателей, объединенных общей рамой и системой управления. Наконец, имеются однокамерные двигатели, но с двумя ТНА – ТНА подачи окислителя и ТНА подачи горючего; есть двигатели, которые кроме основного ТНА имеют еще дополнительный – вспомогательный или бустерный ТНА (для уменьшения массы топливных баков).

Рис.9.2. Общая классификация двигателей с турбонасосной подачей топлива

Одной из основных видов классификации двигателей с турбонасосной подачей топлива является выполнение двигателей по схемам без дожигания (рис 9.3, а) и с дожиганием продуктов газогенерации в камере двигателя (рис. 9.3, б).

В схеме двигателя без дожигания генераторного газа продукты газогенерации после турбины выбрасываются в атмосферу, например, через рулевые сопла, при соотношении компонентов топлива существенно отличающихся от оптимального значения и общий удельный импульс тяги двигателя составляет

2900 м/c (для кислородно-керосинового двигателя).

В схеме с дожиганием генераторного газа продукты газогенерации после турбины дожигаются в камере сгорания двигателя и удельный импульс тяги двигателя на

15 % получается выше, чем в двигателях без дожигания генераторного газа.

а) б)

Рис. 9.3. Схемы двигателя с насосной системой подачи

без дожигания (а) и с дожиганием (б) продуктов газогенерации:

1 – камера сгорания; 2 – газовод; 3 – турбина; 4 – насос окислителя;

5 – насос горючего; 6 – генераторный насос горючего; 7 — газогенератор

9.2. Двигатели с насосной схемой подачи без дожигания

генераторного газа

Насосные схемы подачи без дожигания генераторного газа – довольно распространенная схема ЖРД. На рис. 9.4 схематично представлены наиболее характерные ЖРД этого типа. Схема а отличается однокомпонентным ЖГГ, работающим на разложении специального вспомогательного, «третьего» компонента, например перекиси водорода. В схеме б – тоже однокомпонентный ЖГГ, но работающий на разложении какого-либо компонента основного топлива, например НДМГ. Схема в отличается двухкомпонентным ЖГГ, работающим на основных компонентах, сжигаемых в нем с большим избытком горючего.

Все эти двигатели объединяет общий признак схемы – выброс отработанного на турбине генераторного газа через выхлопную систему. Часто в конце выхлопной системы находятся реактивные сопла, на которых «срабатывается» определенный перепад давлений, и они создают заметную тягу, используемую в системе управления вектором тяги (см. рис. 9.4, б). Наконец, иногда отработанный генераторный газ направляется в щель сопла основной камеры в зоне малых давлений, образуя на этом участке заградительное его охлаждение (см. рис. 9.4, в).

Рис.9.4. Турбонасосные схемы ЖРД без дожигания генераторного газа:

Ок – окислитель; Г – горючее; НО – насос окислителя; НГ – насос горючего; НВ – насос вспомогательного компонента; Т – турбина; – – – – передача вращения от турбины

9.3. Двигатели с насосной схемой подачи с дожиганием

генераторного газа

За последние годы ЖРД с дожиганием генераторного газа получили большое распространение. Общее, что их объединяет, – генераторный газ, полученный из основных компонентов, после срабатывания на турбине ТНА, затем направляется по газоводу в основную камеру, где он и дожигается с остальными компонентами топлива. Благодаря этому, потери на привод ТНА в этой схеме двигателя полностью отсутствуют, т.е. коэффициент φ_ТНА=1 и удельные импульсы I_дв=I_к.

Тем не менее максимально достижимое давление в камере сгорания и в этой схеме имеет ограничение, которое вызывается главным образом располагаемой мощностью ТНА, определяемой расходом генераторного газа через турбину и его термодинамическими параметрами. Другое ограничение может возникнуть из-за необходимости иметь слишком большие давления подачи. На рис. 9.5 приведены некоторые из них.

.

Рис.9.5. Турбонасосные схемы ЖРД с дожиганием генераторного газа:

ОкЖГГ – окислительный ЖГГ; ВЖГГ – восстановительный ЖГГ; Ок – окислитель;

Г – горючее; НО – насос окислителя; НГ – насос горючего; Т – турбина

Схема а является «классической » для не водородных ЖРД, окислительный ЖГГ, охлаждение камеры горючим.

Схема б – схема водородного ЖРД, после насоса горючего большая часть водорода направляется в восстановительный ЖГГ, а меньшая часть – в охлаждающий тракт сопла, пройдя который, эта часть водорода затем используется на организацию внутреннего охлаждения (завесного). Цилиндрическая часть камеры охлаждается жидким кислородом.

Схема в – также схема водородного ЖРД. Особенность схемы – два ТНА: ТНА подачи кислорода и ТНА подачи водорода. Каждый ТНА приводится во вращение восстановительным генераторным газом, вырабатываемым в двух ЖГГ. Причем после насоса горючего большая часть водорода направляется в ЖГГ, а меньшая часть – в охлаждающий тракт камеры.

Схема г – тоже схема водородного ЖРД. Основная ее особенность – отсутствие ЖГГ. Водород после насоса направляется в охлаждающий тракт камеры, в котором он газифицируется. Из охлаждающего тракта газообразный водород поступает в турбину ТНА и далее – в камеру сгорания.

Схему д иногда называют предельной. Она отличается тем, что в двух ЖГГ – окислительном и восстановительном – газифицируются оба компонента. Каждый ЖГГ приводит свой ТНА: окислительный – ТНА подачи окислителя, восстановительный – ТНА подачи горючего. В данной схеме ввиду использования для привода ТНА расходов обоих компонентов достигается максимальная мощность ТНА и соответственно давление подачи компонентов. Последнее обеспечивает реализацию предельных значений давления в камере сгорания.

В настоящее время схемы двигателей с дожиганием одного генераторного газа, в которых газифицируется только один компонент, т.е. двигатели типа газ+жидкость (Г+Ж) могут обеспечить давления в камере до Р_к=25. 30 МПа. Схемы с дожиганием двух генераторных газов, т.е. двигатели типа газ+газ (Г+Г) могут обеспечить Р_к=40. 50 МПа.

9.4. Удельные характеристики двигателей различных схем

Мы рассмотрели жидкостные ракетные двигатели с различными схемами:

— с вытеснительной подачей;

— с насосной подачей компонентов без дожигания генераторного газа (на схеме обозначена «жидкость-жидкость»);

— с насосной подачей компонентов с дожиганием генераторного газа (на схеме — «газ-жидкость» и «газ-газ»).

Зависимость для рассмотренных схем двигателей приведена на рис. 9.6.

Несмотря на большое различие конкретных схем выброса отработанного генераторного газа, все они имеют определенные потери удельного импульса на привод ТНА. Эти потери могут быть оценены коэффициентом

где – относительный расход генераторного газа,

I_ГГ – удельный импульс выхлопной системы генераторного газа;

I_к – удельный импульс камеры.

Рис. 9.6. Качественная зависимость удельного импульса от давления в камере сгорания и области оптимальных р_к для различных схем подачи топлива (ВП – вытеснительная подача, насосная схема “Ж-Ж” – схема без дожигания генераторного газа, насосные схемы “Г+Ж” и “Г+Г” – схемы с дожиганием генераторного газа)

С учетом коэффициента φ_ТНА эффективный удельный импульс двигателя

Устройство реактивного выхлопа, который в зависимости от наружного давления может иметь I_ГГ/I_к = 0,2 . 0,4, снижает потери на привод ТНА и приближает эффективный удельный импульс к удельному импульсу камеры двигателя.

Повышение давления в камере требует и более высокого давления подачи компонентов, которое увеличивает мощность ТНА, а это вызывает рост относительного расхода генераторного газа. Последнее обстоятельство и накладывает ограничение на предел обоснованному повышению давления в камере. На рис. 9.5 показано, что с ростом Р_к удельный импульс камеры непрерывно возрастает, но из-за увеличения потерь на привод ТНА эффективный удельный импульс двигателя растет только до определенных пределов. После этого прирост удельного импульса камеры уже не компенсирует возрастающих потерь на привод ТНА.

Поэтому снижение потерь на привод ТНА – важная задача. Она в основном решается совершенствованием конструкции ТНА, рациональным выбором его параметров и эффективной организации выхлопа генераторного газа. У современных ЖРД без дожигания генераторного газа максимальные Р_к находятся в пределах 10. 12 МПа.

В схемах двигателей, выполненных с дожиганием генераторного газа, коэффициент φ_ТНА = 1 и I_дв = I_к.

Для схем двигателей типа газ+жидкость обеспечиваются Р_к = 25…30 МПа, а в схеме двигателей с дожиганием двух генераторных газов, т.е. двигателей типа газ+газ обеспечиваются Р_к до 40 МПа (см. график на рис. 9.6).

Нам важно ваше мнение! Был ли полезен опубликованный материал? Да | Нет