АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО

«СОВМЕСТНОЕ ПРЕДПРИЯТИЕ КРК «БАЙТЕРЕК»

(филиал)

В.Н. Сарапулов

Учебно-методическое пособие

на тему: «Классификация ракетных двигателей и принципиальные схемы ракетных двигательных установок»

Одобрено

протокол №___________

от «___»_________2010 г.

Байконур

2010 г.

Аннотация

Учебно-методическое пособие предназначено для помощи специалистам АО «СП «Байтерек» в закреплении знаний по классификации ракетных двигателей.

В работе приводятся основные типы ракетных двигателей, основные типы ракетных двигательных установок, определены требования к ним.

Учебно-методическое пособие позволяет закрепить знания по классификации ракетных двигательных установок различных типов.

Содержание

Аннотация 2

Содержание 3

Принятые сокращения 4

1 Основные типы ракетных двигателей 5

2 Основные типы ракетных двигательных установок 12

3 Требования к ракетным двигательным установкам 16

Контрольные вопросы 20

Литература 21

Принятые сокращения

ЖРД – жидкостной ракетный двигатель

КТ – компонент топлива

КРТ – компонент ракетного топлива

РД – ракетный двигатель

РДТТ – ракетный двигатель твердого топлива

РДГТ – ракетный двигатель гибридного топлива

ТНА – турбонасосный агрегат

1 Основные типы ракетных двигателей

Для получения больших удельных импульсов необходимо увеличивать скорость истечения продуктов сгорания из сопла камеры двигателя. Создание наибольшей кинетической энергии реактивной струи (наибольшей W_а) является основной и конечной целью всех рабочих процессов, протекающих в ракетных двигателях (РД). Это достигается, прежде всего, выбором типа двигателя. Существует большое количество различных типов ракетных двигателей, которые можно классифицировать по виду первичной энергии и агрегатному состоянию топлива.

Рисунок 1 - Классификация ракетных двигателей

По виду первичной энергии различают ракетные двигатели (рисунок 1): химические, солнечные, ядерные, электрические, газовые и некоторые другие типы. Каждый тип двигателей, в свою очередь, по другим признакам подразделяется на более мелкие классы. В частности, по агрегатному состоянию компо­нентов топлива среди химических РД можно выделить ракетные двигатели на жидком топливе (ЖРД), твердом топливе (РДТТ) и гибридном топливе (РДГТ).

Химические ракетные двигатели являются наиболее применяе­мыми и хорошо освоенными РД. Рабочие тела (компоненты топ­лива) этих двигателей одновременно служат источниками тепла и источниками рабочего тела (отбрасываемой массы). Жидкостные ракетные двигатели используют жидкие окислитель и горючее. Они с помощью системы подачи топлива (СПТ) под давлением подаются в камеру, где сгорают и в виде продуктов сгорания истекают через сопло, создавая тягу. В ракетном двигателе твердого топлива (рисунок 2) смесь окислителя и горючего находится в твердой фазе (твер­дое топливо) и в виде заряда 4 размещается непосредственно в корпусе 5 камеры. Зажигание заряда твердого топлива при запуске двигателя производится с помощью специального уст­ройства - воспламенителя сгорания 1. Процессы преобразования топлива и его химической энергии в кинетическую энергию продуктов сгорания в РДТТ протекает аналогично процессам в камерах ЖРД. Для выключения двигате­ля сбрасываются крышки 2 и продукты сгорания выбрасываются не только через реактивное сопло 6, но и через сопла противотяги 3. Это позволяет резко понизить давление в камере до значения, при котором прекращается процесс горения заряда, а также компенсировать тягу основного сопла при выключении двигателя с целью снижения импульса последствия. Ракетные двигатели гибридного топлива (рисунок 3) являются комбинацией ЖРД и РДТТ. Горючее в твердой фазе в виде заряда 5 помещается непосредственно в камере 7, а жидкий окислитель 3 через клапан 4 и распылитель 6 подается в камеру. Для подачи окислители в камеру используется энергия сжатого газа из баллона 1. Данный тип двигателей широкого применения не имеет.

Химические ракетные двигатели характеризуются малой удельной массой ( γ_рд = 1,2 . . . 1,8 кг/кН) и возможностью получения больших тяг в одном двигателей (до 10 000 кН и более). РДТТ отличаются простотой конструкции по сравнению с ЖРД, но имеют более низкий удельный импульс и не обладают возможностью изменения тяги в полете.

Солнечные ракетные двигатели относятся к термическим ракетным двигателям, в которых нагрев рабочего тела (напри­мер, водорода) происходит за счет солнечной энергии.

Рисунок 2 - Ракетный двигатель на твер­дом топливе (РДТТ):

I - воспламенитель; 2 -крышка; 3 -сопла противотяги; 4 - заряд твердого топлива; 5 - камера сгорания (корпус РДТТ); 6 – сопло

Рисунок 3 - Ракет­ный двигатель на гибридном топли­ве (РДГТ) :

I - баллон со сжатым газом; 2, 4 - клапаны; 3- бак с жидким окислителем; 5 - заряд твердого горючего; 6 -распылитель; 7-камера сгорания; 8 - сопло

Водо­род (рисунок 4) из бака 5 центробежным насосом 7 подается в теплообменник 4, размещенный в фокусе рефлектора 3. Сфоку­сированные солнечные лучи испаряют и нагревают до высокой температуры водород в теплообменнике. Газифицированный на­гретый водород предварительно поступает на газовую турбину 2 и затем в реактивное сопло I двигателя. Солнечные

Рисунок 4 - Солнечный ракетный двигатель:

а - солнечные лучи; I - камера; 2 - турбина; 3 - рефлектор;

4 - теплообменник; 5 - бак с жидким рабочим телом; 6 - кла­пан; 7 - центробежный насос

двигатели имеют высокий удельный импульс (до 10 000 Н/(кг/с)), но при современном уровне развития ракетно-космической тех­ники считаются малоперспективными, так как им необходимы крупногабаритные рефлекторы.

Ядерные ракетные двигатели также относятся к тер­мическим ракетным двигателям, источником тепла для которых служит ядерная энергия. В качестве примера на рисунке 5 по­казан основной агрегат двигателя - камера 6 с размещенным внутри нее ядерным реактором, состоящим из тепловыделяющих элементов 4, отражателя 3 и управляющего стержня 5 с при­водом 1. Ядерное горючее размещается в тепловыделяющих элементах. Снаружи камера имеет радиационную защиту 2. По­сле выпуска реактора из бака в камеру через охлаждающий тракт "а" поступает рабочее тело (водород). Рабочее тело, проходя через каналы тепловыделяющих элементов, испаряется и нагревается до высокой температуры. В результате истече­ния продуктов испарения создается реактивная сила. Регули­рование тяги осуществляется изменением расхода рабочего тела. Основными достоинствами ядерных двигателей является сравнительно высокие удельные импульсы (9000... 25000 Н/(кг/с) и возможность получения больших тяг. Недостатками - повышенная масса конструкции, обусловленная наличием ра­диатора и радиационной защиты, а также опасность радиаци­онного заражения.

Газовые ракетные двигатели используют механическую энергию сжатого газа(или пара), запасенного в баллонах или получаемого в специальных агрегатах. Двигатели подобного типа (Рисунок 6)весьма просты по устройству и принципу ра­боты. После открытия клапана 2 газ под давлением из

Рисунок 5 - Камера ядерного ракетного двигателя:

а - охлаждающий тракт; б - подвод жидкого водорода; 1 - привод регулирующего стержня; 2 - защитный экран; 3 - отражатель, 4 - тепловыделяющие элементы (ТВЭЛы) с ядерным топливом; 5 - регулирующий стержень; 6 - со­пло

балло­на поступает в сопло З.где расширяется , создавая тягу. Они применяются в системах ориентации и стабилизации КА.

Электрические ракетные двигатели используют электрическую энергию, ко­торая расходуется на создание электрически заряженных частиц (ионов, сво­бодных электронов) и на их разгон с помощью электростатического или элек­тромагнитного полей. По способу разгона рабочего тела электрические ракетные двигатели принципиально отличаются от вышерассмотренных термических и газовых ракетных двигателей. На рисунке 7 показана схема электростатического ра­кетного двигателя. Он состоит из трех основных элементов: ионизатора 2, элек­тростатической ускоряющей системы 3 и нейтрализатора 5.

Рабочее тело (например, цезий) в ионизаторе испаряется. При соприкоснове­нии паров рабочего тела с нагретой поверхностью ионизатора образуются ионы, 1 который в виде пучка истекают из ионизатора и разгоняются до больших скоро­стей в электростатическом поле ускоряющей системы (скорости разгона могут достигать 100 км/с). В результате создается реактивная сила. Для нейтрализации пуска положительных ионов в их поток на выходе из двигателя с помощью нейтрализатора 5 вводятся электроны. Для

этого используются электроны рабочего тела, которые освобождаются

Рисунок 6 - Газо­вый ракетный двигатель:

1 – ШБ со сжатым газом; 2 – обратный клапан; 3 – камера

в процессе его ионизации в ионизаторе и пода­ются к нейтрализатору повнешней электрической цепи. Электрические ракетные двигатели имеют высокие удельные импульсы [(0,5; 10... ...1,0 * 10⁵ Н/(кг/с)], могут работать длительное время, но им присущи и су­щественные недостатки - малые тяги (порядка 0,1 Н и менее) и большие удель­ные массы.

Рисунок 7 - Электростатический ракетный двигатель:

а- подвод рабочего тела (цезия, лития или др.) ; 1 - элек­тронагреватель ионизатора; 2 - ионизатор из пористого вольфрама; 3 - ускоряющий электрод; 4 - замедляющий элек­трод; 5 - нейтрализатор

Ракетные двигатели классифицируются (различаются) и по другим признакам, например:а) по назначению - маршевые, рулевые, корректирующее, тормозные, ста­билизации и ориентации;

б) по ресурсу - одноразового и многоразового использования;

в) по количеству включений - однократного и многократного включения;

г) по развиваемой тяге;

- малой тяги (от 1,0 10 до 1,6 кН);

- средней тяги (от 1,6 до 1000 кН);

- большой тяги от 1,0 до 10 МН);

- сверхбольшой тяги (свыше 10 МН).