تشغيل غرفة الاحتراق لمحرك الصاروخ. حول محركات الصواريخ الباليستية العابرة للقارات. مستقبل محركات الصواريخ

الصواريخ كنوع من الأسلحة موجودة منذ وقت طويل جدًا. وكان الرواد في هذا الأمر هم الصينيون ، كما ورد في ترنيمة الإمبراطورية السماوية في بداية القرن التاسع عشر. "وهج الصواريخ الأحمر" - هكذا تُنشد فيه. كانوا مشحونين بالبارود ، اخترعوا ، كما تعلمون ، في نفس الصين. ولكن لكي تتألق "النقاط الحمراء" ، وتسقط سهام نارية على رؤوس الأعداء ، كانت هناك حاجة لمحركات الصواريخ ، وإن كانت أبسطها. يعلم الجميع أن البارود ينفجر ، ويتطلب الطيران احتراقًا شديدًا مع إطلاق غاز موجه. لذلك كان لابد من تغيير تركيبة الوقود. إذا كانت نسبة المكونات في المتفجرات التقليدية هي 75٪ نترات و 15٪ كربون و 10٪ كبريت ، فإن المحركات الصاروخية تحتوي على 72٪ نترات و 24٪ كربون و 4٪ كبريت.

في الصواريخ والمعززات الصلبة الحديثة ، يتم استخدام مخاليط أكثر تعقيدًا كوقود ، لكن المبدأ لا يزال كما هو ، الصينيون القدماء. مزاياه لا يمكن إنكارها. الموثوقية ، سرعة البدء العالية ، الرخص النسبي وسهولة الاستخدام. لكي تبدأ القذيفة ، يكفي إشعال الخليط الصلب القابل للاحتراق ، وتوفير تدفق الهواء - وهذا كل شيء ، لقد طار.

ومع ذلك ، فإن هذه التكنولوجيا المجربة والموثوقة لها عيوبها. أولاً ، بعد بدء احتراق الوقود ، لم يعد من الممكن إيقافه ، وكذلك تغيير وضع الاحتراق. ثانيًا ، الأكسجين ضروري ، وفي ظروف الفضاء المخلخل أو الخالي من الهواء فهو ليس كذلك. ثالثًا ، لا يزال الحرق سريعًا جدًا.

تم العثور أخيرًا على المخرج ، الذي كان يبحث عنه العلماء في العديد من البلدان لسنوات عديدة. اختبر الدكتور روبرت جودارد أول محرك صاروخي يعمل بالوقود السائل في عام 1926. استخدم البنزين الممزوج بالأكسجين السائل كوقود. لكي يعمل النظام بثبات لمدة ثانيتين ونصف الثانية على الأقل ، كان على جودارد حل عدد من المشكلات الفنية المتعلقة بضخ الكواشف ونظام التبريد و

المبدأ الذي يتم من خلاله بناء جميع محركات الصواريخ السائلة بسيط للغاية. يوجد دبابتان داخل العلبة. من أحدهم ، من خلال رأس الخلط ، يتم إدخال المؤكسد في غرفة التحلل ، حيث يمر الوقود القادم من الخزان الثاني إلى الحالة الغازية في وجود محفز. يحدث الغاز المتوهج ، حيث يمر أولاً عبر المنطقة الضيقة دون سرعة الصوت للفوهة ، ثم يوسع المنطقة الأسرع من الصوت ، حيث يتم توفير الوقود أيضًا. في الواقع ، كل شيء أكثر تعقيدًا ، تتطلب الفوهة التبريد ، وتتطلب أوضاع التغذية درجة عالية من الاستقرار. يمكن تشغيل محركات الصواريخ الحديثة بالهيدروجين ، والمؤكسد هو الأكسجين. هذا المزيج شديد الانفجار ، وأقل انتهاك لتشغيل أي نظام يؤدي إلى وقوع حادث أو كارثة. يمكن أن تكون مكونات الوقود أيضًا مواد أخرى لا تقل خطورة:

تم استخدام الكيروسين و- في المرحلة الأولى من برنامج مركبة الإطلاق Saturn V في برنامج Apollo ؛

الكحول والأكسجين السائل - تم استخدامهما في صواريخ V2 الألمانية وناقلات الطائرات السوفيتية "فوستوك" ؛

رباعي أكسيد النيتروجين - مونوميثيل - هيدرازين - استخدم في محركات كاسيني.

على الرغم من تعقيد التصميم ، فإن محركات الصواريخ السائلة هي الوسيلة الرئيسية لنقل البضائع الفضائية. كما أنها تستخدم في المناطق العابرة للقارات ، حيث تخضع أساليب عملها للتنظيم الدقيق ، والتقنيات الحديثة تجعل من الممكن أتمتة العمليات التي تحدث في وحداتها وتجمعاتها.

ومع ذلك ، لم تفقد محركات الصواريخ التي تعمل بالوقود الصلب أهميتها أيضًا. يتم استخدامها في تكنولوجيا الفضاء كمساعد. أهميتها كبيرة في وحدات الكبح والإنقاذ.

في الأسبوع الماضي ، وصفت بنية ومبدأ تشغيل جميع محركات الصواريخ الكيميائية المستخدمة في الملاحة الفضائية ، بما في ذلك محرك الصواريخ الذي يعمل بالوقود السائل (LPRE). لفهم مبدأ التشغيل ، قدمت أبسط مخطط:

كل شيء فيه بسيط لدرجة التفاهة: تدخل الأنابيب التي تحتوي على مكونات وقود إلى غرفة الاحتراق ، حيث يحترق الوقود ، ويتم إلقاء منتجات الاحتراق من خلال الفوهة ، مما يدفع المحرك إلى الأمام.

إذن كيف تتحول مثل هذه الدائرة البسيطة في الواقع إلى مثل هذا التشابك المعقد لجميع أنواع الأنابيب والأسلاك والأجهزة؟

لنبدأ بحقيقة أن مكونات الوقود يجب أن تزود بطريقة ما بغرفة الاحتراق. أسهل طريقة هي إمداد خزانات الوقود والمؤكسد بالغاز المضغوط بحيث يؤدي ضغطها إلى إزاحة السائل من الخزانات إلى غرفة الاحتراق.

على الرغم من بساطته ، فإن تدفق الإزاحة له عيب خطير: يجب أن يكون ضغط الغاز المعزز أعلى من ضغط العمل في غرفة الاحتراق ، وهناك عشرات أو حتى مئات الأجواء هناك. لتنفيذ مثل هذا المخطط ، سيكون من الضروري جعل الدبابات قوية جدًا بحيث يمكنها تحمل مثل هذا الضغط الوحشي ، مما يعني أن جدرانها ستكون سميكة وثقيلة للغاية. الكتلة هي العدو الأول في مجال الصواريخ وتكنولوجيا الفضاء ، لذا فإن هذا الحل ليس جيدًا. في الممارسة العملية ، يتم استخدام نظام الإمداد بالإزاحة في المحركات ذات ضغط العمل في غرفة الاحتراق أقل من 10 أجواء. يمكن أن تكون هذه محركات لتوجيه المركبات الفضائية والمناورة.

بالنسبة للمحركات الداعمة لمراحل الصواريخ ، يتم استخدام مخطط إمداد الوقود هذا ، حيث تدخل مكونات الوقود ، تحت تأثير ضغط الغاز المعزز الصغير ، إلى المضخات ، والتي بدورها ، بسبب دوران الدفاعات (مثل التقليدية مضخة مياه ، أقوى وأقوى وأثقل فقط) تزود السوائل بغرفة الاحتراق تحت ضغط كبير.

يجب أن تدور دفاعات المضخات بسرعة هائلة من أجل الحفاظ على ضغط يصل إلى مئات الأجواء ، لذلك يلزم وجود شيء أقوى من المحرك الكهربائي التقليدي لقيادتها. مثل هذا المحرك هو توربين - نفس المكره ، الذي يدور تحت تأثير غاز العمل الذي يمر عبره. هذا المكره موجود على نفس عمود الدوران مثل دفاعات الوقود ومضخات الأكسدة ، ويسمى الهيكل بأكمله وحدة المضخة التوربينية(TNA).

ولكن من أين يأتي غاز العمل؟ يتم إنتاجه بواسطة جهاز خاص - مولد الغاز. في الواقع ، هذا محرك صاروخي صغير مكون من مكون واحد ، فقط بدلاً من الفوهة ، يخرج الأنبوب من حجرة العمل الخاصة به ، ويزود ما يسمى بغاز البخار (خليط من الأكسجين وبخار الماء الساخن) إلى توربين TNA. بعد التوربين ، يتم طرح غاز بخار العادم من خلال أنبوب فرعي خاص. وهكذا ، في مخططنا ، ظهر خزان به بيروكسيد الهيدروجين ومولد غاز ومضخة حرارية وخطوط أنابيب تربط كل هذه الأشياء:

أيضًا ، لا ينبغي لأحد أن ينسى الصمامات التي تتحكم الأتمتة في تدفق السوائل والغازات في الأنابيب. تذهب الأسلاك إلى كل صمام من هذا القبيل ، مما يساهم في هذا التشابك.

في المحركات الأكثر قوة ، يتم إدخال نفس مكونات الوقود المستخدمة في غرفة الاحتراق الرئيسية في مولد الغاز. في هذه الحالة ، لا تكون هناك حاجة لخزان البيروكسيد ، ولكن تخرج أنابيب إضافية من الخزانات الرئيسية ، وتظهر مضخات على عمود TNA لتزويد مولد الغاز بالسوائل. لبدء هذا النظام ، من الضروري استخدام لعبة الداما النارية للترويج الأولي لـ TNA.

في هذا الفيديو الخاص باختبارات مقاعد البدلاء للمحرك ، في الثانية الخامسة عشرة ، يُرى بوضوح كيف يتم إخراج غاز بخار العادم من الفوهة بجوار الفوهة:

المحركات ، حيث الغاز بعد إلقاء HP ، تسمى دورة مفتوحة LRE. في مثل هذه المحركات ، من الممكن تحقيق ضغط أعلى في غرفة الاحتراق ، ويكون TNA الخاص بها أقل عرضة للتآكل من محرك صاروخي يعمل بالوقود السائل ذي الدورة المغلقة ، حيث يتم إمداد الغاز إلى الفوهة ، حيث يتم حرقه لاحقًا ، المشاركة في خلق الاتجاه. تتمتع محركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل ذات الدورة المغلقة بكفاءة عالية (آمل أن تتذكر ما هي من فيزياء المدرسة؟ ؛)).

تستخدم معظم الصواريخ الفضائية أبخرة دافعة يكون فيها أحد أو كلا المكونين درجة غليان منخفضة جدًا (الأكسجين السائل والهيدروجين السائل). عندما يكون الصاروخ في البداية ، تغلي هذه السوائل المبردة في الخزانات وتزيد من الضغط. لمنع انفجار الخزانات ، يجب تفريغها. الصرف هو تصريف الغازات في الغلاف الجوي أثناء غليان السوائل المبردة. للقيام بذلك ، تم تجهيز الخزانات التي تحتوي على هذه السوائل بأنبوب خاص به صمام يخرج من جسم الصاروخ.

يظهر هذا الفيديو في الساعة 19.25 الضباب القادم من الصاروخ من أعلى اليمين. هذا هو استنزاف الأكسجين. أثناء الصرف ، يجب تحويل الهيدروجين بعيدًا بحيث لا يشكل خليطًا متفجرًا مع الأكسجين ، بحيث يكون تصريفه مرئيًا على الصاري خلف الصاروخ.

هنا ، على ما يبدو ، حصلنا على مخطط عمل لمحرك صاروخي ، ولكن هنا تكمن المشكلة فقط: مثل هذا المخطط لن يعمل لأكثر من بضع ثوانٍ ، وبعد ذلك ستذوب غرفة الاحتراق والفوهة. الجو حار جدا هناك. هذا يعني أنه يجب تبريد جدران غرفة الاحتراق والفوهات. يتم استخدام طريقتين لهذا: التبريد السائل وستارة البخار.

لتنفيذ الطريقة الأولى ، يتم اختراق جدران غرفة الاحتراق والفوهات من خلال عدد من القنوات التي يتدفق من خلالها الوقود قبل الدخول إلى داخل غرفة الاحتراق. يعمل النظام على مبدأ ثلاجة لغو.

الستارة البخارية هي طبقة من بخار الوقود تفصل خليط الوقود المحترق عن جدران غرفة الاحتراق. يتشكل عندما يتم حقن كمية معينة من الوقود من خلال فوهات خاصة في جدران غرفة الاحتراق وعلبة المحرك:

في هذا الفيديو ، المخصص لمحرك F-1 لصاروخ Saturn-5 ، من الثانية 49 ، تظهر منطقة مظلمة معينة بين مخرج الفوهة واللهب الساطع. هذه الستارة التي تحمي الفوهة من الحرارة الجهنمية لتدفق الغاز.

وهكذا ، تحول مخطط LRE من بساطته الأصلية إلى هذا:

يجدر أيضًا قول بضع كلمات حول هيكل رأس غرفة الاحتراق. تُظهر هذه الصورة منظرًا مقطعيًا لرأس الكاميرا. يمكن ملاحظة أن لديها بنية معقدة نوعًا ما.

الحقيقة هي أنه من أجل تحقيق اشتعال موثوق به واحتراق مستقر ، من الضروري خلط مكونات الوقود جيدًا ، علاوة على ذلك ، بالنسب الصحيحة. لهذا الغرض ، يتم استخدام تخطيطات الفوهة الخاصة:

تشير الدوائر إلى فتحات تزويد المؤكسد ، وتشير النقاط إلى الوقود.
أ) مخطط خدمة الشطرنج. يتم استخدامه لأزواج الوقود التي يتم فيها خلط الوقود والمؤكسد تقريبًا واحد إلى واحد.
ب) مخطط تغذية الخلية. الأكثر كفاءة: كل حاقن وقود محاط بحاقن مؤكسد.
ج) نمط التغذية المركز.
يرجى ملاحظة أنه في جميع المخططات الثلاثة ، توفر الحلقة الخارجية للحاقنات الوقود فقط. هذا ضروري لمنع تآكل جدران غرفة الاحتراق تحت تأثير عامل مؤكسد.

تتميز الفتحات نفسها أيضًا بتصميم معقد. على سبيل المثال ، هذه فوهة طرد مركزي:

يتم إدخال المثقاب في بعض الفتحات - وهو جهاز مشابه للمسمار في مفرمة اللحم. كل هذه الحيل لغرض واحد: جعل منطقة خلط مكونات الوقود قريبة قدر الإمكان من رأس الاحتراق من أجل جعل الحجرة أصغر حجمًا وأخف وزناً.

الآن يبقى لنا أن نتحدث عن أنظمة الإشعال. كل شيء بسيط للغاية هنا: يتم وضع جهاز معين داخل غرفة الاحتراق لإطلاق النار. يمكن أن يكون هذا الجهاز عبارة عن مدقق مسحوق ، فجوة قوس كهربائي ، موقد غاز مثل اللحام. في الآونة الأخيرة ، تم إجراء تجارب لتطوير أنظمة الليزر. في صواريخ سويوز ، سلكوا مسارًا بسيطًا للغاية: تم وضع لعبة الداما النارية في غرف الاحتراق على عصي خشبية عادية:

وبالنسبة لزوج الوقود UDMH + AT (ثنائي ميثيل هيدرازين غير المتماثل + رباعي أكسيد النيتروجين) المستخدم في صواريخ بروتون ، فإن أنظمة الإشعال ليست ضرورية على الإطلاق ، لأن مكونات الوقود تشتعل تلقائيًا عند خلطها.

وآخر شيء سنتحدث عنه اليوم هو إطلاق محرك صاروخي في حالة انعدام الجاذبية.

هذه مشكلة خطيرة ، لأنه في حالة انعدام الجاذبية ، يختلط السائل الموجود في الخزانات بالغاز ، ويلتصق ببعضه البعض في فقاعات ولا يدخل خطوط الأنابيب. وقد تحايل المصممون السوفييت للصواريخ الأولى المجهزة بمرحلة ثالثة على هذه المشكلة ببدء تشغيل محرك المرحلة الثالثة قبل توقف محرك المرحلة الثانية. تم تصميم هيكل شبكي بين المرحلتين الثانية والثالثة لمخرج الغاز النفاث للمحرك. تظهر هذه العملية بصريًا في الساعة 11.25 هنا:

لكن لا يمكنك فعل ذلك طوال الوقت: بالنسبة لمخطط الإطلاق الباليستي والمناورات المدارية ، لا يزال يتعين عليك إطلاق محرك صاروخي يعمل بالوقود السائل في حالة انعدام الجاذبية.

أسهل خيار هو وضع السائل في الخزان في كيس بوليمر يمنع السائل من الاختلاط مع الغاز:

لكن هذه الطريقة غير مناسبة للخزانات الكبيرة: فالحقيبة هشة للغاية. لذلك ، يتم استخدام نظام الكيس لبدء الدافعات التي تعمل لعدة ثوانٍ ، مما يولد تسارعًا كافيًا لترسيب السوائل في الخزانات الكبيرة.

في هذا الفيديو ، تظهر هذه العملية منذ البداية: ثلاث نفاثات غازية تأتي من محركات دفع صغيرة ، وبعد بضع ثوانٍ ، يتم إشعال المحرك الرئيسي.

هذه هي الحيل الهندسية التي يجب تطبيقها لحل جميع المشاكل المرتبطة بتشغيل محرك الصاروخ. ثمن ذلك هو مدى تعقيد تصميم المحرك ، والذي يتحول إلى كرة لا يمكنك اكتشافها بدون زجاجة.

من بين الإنجازات التكنولوجية للبشرية ، تحتل محركات الصواريخ مكانة خاصة. الأجهزة التي صنعها عقل الإنسان ويديه ليست فقط ذروة التقدم العلمي والتكنولوجي. بفضل هذه الآلات الأكثر تعقيدًا ، تمكنت البشرية من الهروب من أحضان كوكبنا والدخول إلى مساحات الفضاء.

إنها اليوم تحت تصرف الإنسان أقوى محركات صاروخية في العالم ، قادرة على تطوير قوة دفع تصل إلى مئات الأطنان من القوات. بدأ سباق الصواريخ منذ آلاف السنين ، عندما تمكن الحرفيون في الصين القديمة من صنع أول شحنة مسحوق للألعاب النارية. سوف يستغرق الأمر وقتًا طويلاً قبل إنشاء أول محرك نفاث بالمعنى الحقيقي للكلمة.

بعد إلقاء البارود جانباً والضغط على الوقود السائل ، انتقل الإنسان إلى بناء الطائرات النفاثة وحصل على فرصة لإنشاء نماذج أكثر قوة من تكنولوجيا الصواريخ.

خطوات الإنسان الأولى إلى عالم تكنولوجيا الصواريخ

لطالما كانت البشرية على دراية بالدفع النفاث. حتى الإغريق القدماء حاولوا استخدام أجهزة ميكانيكية مدفوعة بالهواء المضغوط. في وقت لاحق ، بدأت تظهر الأجهزة والآليات التي تطير بسبب احتراق شحنة مسحوق. صُنعت الصواريخ البدائية الأولى في الصين ، ثم ظهرت في أوروبا الغربية ، وكانت بعيدة عن الكمال. ومع ذلك ، في تلك السنوات البعيدة ، بدأت نظرية محرك الصاروخ في اتخاذ الخطوط العريضة الأولى لها. حاول المخترعون والعلماء إيجاد تفسير للعمليات التي حدثت أثناء احتراق البارود ، مما يضمن التحليق السريع للجسم المادي المادي. كان الدفع النفاث يهتم أكثر فأكثر بالإنسان ، وفتح آفاق جديدة في تطوير التكنولوجيا.

أعطت قصة اختراع البارود دفعة جديدة لتطوير تكنولوجيا الصواريخ. تم تشكيل الأفكار الأولى حول ماهية قوة دفع المحرك النفاث في عملية تجارب وتجارب طويلة. تم إجراء العمل والبحث باستخدام مسحوق أسود. اتضح أن عملية حرق البارود تسبب كمية كبيرة من الغازات التي لها إمكانات عمل هائلة. أعطت الأسلحة النارية العلماء فكرة استخدام طاقة غازات المسحوق بكفاءة أكبر.

لم يكن من الممكن استخدام وقود آخر لإنشاء الدفع النفاث بسبب عيب في القاعدة التقنية. كان محرك الصاروخ المسحوق هو أول جهاز يعمل بالوقود الصلب ، وهو النموذج الأولي لمحركات الصواريخ الحديثة في خدمة الإنسان.

حتى بداية القرن العشرين ، كانت تكنولوجيا الصواريخ في حالتها البدائية ، بناءً على أكثر الأفكار بدائية حول الدفع النفاث. فقط في نهاية القرن التاسع عشر بذلت المحاولات الأولى لشرح من وجهة نظر علمية العمليات التي تساهم في ظهور الدفع النفاث. اتضح أنه مع زيادة الشحن ، زادت قوة الجر ، والتي كانت العامل الرئيسي في تشغيل المحرك. توضح هذه النسبة كيفية عمل محرك الصاروخ وفي أي اتجاه كان من الضروري السير من أجل تحقيق كفاءة أكبر للجهاز المطلق.

القيادة في هذا المجال تنتمي إلى العلماء الروس. حاول نيكولاي تيخوميروف بالفعل في عام 1894 شرح نظرية الدفع النفاث رياضيًا وإنشاء نموذج رياضي لمحرك صاروخ (نفاث). قدم عالم بارز في القرن العشرين ، كونستانتين تسيولكوفسكي ، مساهمة كبيرة في تطوير تكنولوجيا الصواريخ. كانت نتيجة عمله هي أسس نظرية محركات الصواريخ ، والتي استخدمها لاحقًا أي مصمم لمحركات الصواريخ. جميع التطورات اللاحقة ، إنشاء تكنولوجيا الصواريخ ، تزامنت مع استخدام الجزء النظري الذي أنشأه العلماء الروس.

تسيولكوفسكي ، الذي استوعب في نظرية رحلات الفضاء ، أعرب أولاً عن فكرة استخدام المكونات السائلة ، الهيدروجين والأكسجين ، بدلاً من الوقود الصلب. من خلال ملفه ، ظهر محرك نفاث سائل ، وهو اليوم أكثر أنواع المحركات كفاءة وفعالية. جميع التطورات اللاحقة للنماذج الرئيسية لمحركات الصواريخ التي استخدمت لإطلاق الصواريخ ، في معظمها ، عملت على الوقود السائل ، حيث يمكن أن يكون الأكسجين مؤكسدًا ، واستخدمت عناصر كيميائية أخرى.

أنواع محركات الصواريخ: التصميم والتخطيط والجهاز

بالنظر إلى المخططات الخاصة بمحرك الصاروخ والمنتجات الصناعية الجاهزة ، من الصعب تسمية هذا بأنه قمة العبقرية التقنية. حتى الجهاز المثالي مثل محرك الصاروخ الروسي Rd-180 ، للوهلة الأولى ، يبدو مبتذلاً تمامًا. ومع ذلك ، فإن الشيء الرئيسي في هذا الجهاز هو التكنولوجيا المستخدمة والمعايير التي تمتلكها هذه المعجزة التكنولوجية. جوهر المحرك الصاروخي هو محرك نفاث تقليدي ، حيث يتم إنشاء سائل عامل يوفر قوة الجر اللازمة بسبب احتراق الوقود. يكمن الاختلاف الوحيد في نوع الوقود وفي الظروف التي يتم فيها حرق الوقود وتشكيل سائل العمل. لكي يطور المحرك أقصى قوة دفع في الثواني الأولى من تشغيله ، يلزم الكثير من الوقود.

في المحركات النفاثة ، يتم احتراق مكونات الوقود بمشاركة هواء الغلاف الجوي. يعد المحرك النفاث النفاث العمود الفقري الرئيسي اليوم ، حيث يحترق كيروسين الطيران في غرفة الاحتراق مع الأكسجين ، مما يشكل تيارًا قويًا من الغاز النفاث عند المخرج. المحرك الصاروخي هو نظام مستقل تمامًا حيث يتم إنشاء الدفع النفاث عن طريق احتراق الوقود الصلب أو السائل دون مشاركة الأكسجين الجوي. على سبيل المثال ، يعمل محرك الصاروخ السائل بالوقود ، حيث يكون المؤكسد أحد العناصر الكيميائية التي يتم توفيرها لغرفة الاحتراق. الصواريخ الصلبة تعمل بالوقود الصلب الموجود في نفس الخزان. عندما يتم حرقها ، يتم إطلاق كمية هائلة من الطاقة ، والتي ، تحت ضغط عالٍ ، تخرج من غرفة الاحتراق.

قبل بدء العمل ، تبلغ كتلة الوقود 90٪ من كتلة محرك الصاروخ. مع استهلاك الوقود ، ينخفض ​​وزنه الأولي. وفقًا لذلك ، يزداد دفع محرك الصاروخ ، مما يضمن أداء العمل المفيد في نقل البضائع.

عمليات الاحتراق التي تحدث داخل غرفة الاحتراق لمحرك الصاروخ دون مشاركة الهواء تجعل استخدام محركات الصواريخ أجهزة مثالية للرحلات إلى ارتفاعات عالية وفي الفضاء الخارجي. من بين جميع محركات الصواريخ التي تعمل بها تكنولوجيا الصواريخ الحديثة ، ينبغي التمييز بين الأنواع التالية:

• محركات الصواريخ الصلبة (TRD) ؛
• سائل (LRE) ؛
• محركات الصواريخ الكيميائية (CRD) ؛
• محرك الصاروخ الأيوني
• محرك صاروخ كهربائي
• محرك صاروخي هجين (GRD).

يتضمن النوع المنفصل محرك صاروخ تفجير (نبضة) ، يتم تثبيته بشكل أساسي على مركبة فضائية تنتقل في الفضاء الخارجي.

اعتمادًا على التشغيل والقدرات التقنية ، يتم تقسيم الأجهزة إلى محركات صاروخية لبدء التشغيل ومحركات توجيهية. النوع الأول يشمل أقوى محركات الصواريخ ، والتي لها قوة دفع هائلة وقادرة على التغلب على قوة الجاذبية. أشهر الممثلين من هذا النوع هم المحرك السوفيتي ، محرك الدفع السائل RD-170/171 ، الذي يطور قوة الدفع أثناء إطلاق صاروخ بقوة 700 طن. الضغط الناتج في غرفة الاحتراق له قيمة هائلة تبلغ 250 كجم / سم 2. تم إنشاء هذا النوع من المحركات لمركبة الإطلاق Energia. يستخدم خليط من الكيروسين والأكسجين كوقود لتشغيل المحطة.

تبين أن التكنولوجيا السوفيتية أقوى من جهاز F-1 الأمريكي الشهير ، الذي يضمن تحليق صواريخ برنامج أبولو الأمريكي القمري.

يمكن استخدام محركات الصواريخ أو المحركات المسيرة كنظام دفع للمرحلتين الأولى والثانية. إنها توفر السرعة المحددة والتحليق المستقر للصاروخ على طول المسار المحدد ويمكن تمثيلها بواسطة جميع أنواع محركات الصواريخ الموجودة اليوم. النوع الأخير - محركات التوجيه - يستخدم لمناورة تكنولوجيا الصواريخ أثناء المسيرة في الغلاف الجوي وأثناء تعديل المركبة الفضائية في الفضاء.

حتى الآن ، لا يوجد سوى عدد قليل من الدول التي لديها القدرات التقنية لتصنيع محركات صاروخية عالية الطاقة قادرة على إطلاق كميات كبيرة من البضائع في الفضاء. يتم إنتاج هذه الأجهزة في روسيا والولايات المتحدة الأمريكية وأوكرانيا ودول الاتحاد الأوروبي. يعد المحرك الصاروخي الروسي RD -180 والمحركات الأوكرانية ZhRD 120 و ZhRD 170 اليوم أنظمة الدفع الرئيسية لتكنولوجيا الصواريخ المستخدمة في تطوير برامج الفضاء. اليوم ، تُستخدم محركات الصواريخ الروسية لتجهيز مركبات إطلاق ساتورن وأنتاريس الأمريكية.

المحركات الأكثر شيوعًا التي تعمل بها التكنولوجيا الحديثة اليوم هي محركات الصواريخ التي تعمل بالوقود الصلب والسائل. النوع الأول هو الأسهل في الاستخدام. النوع الثاني - محركات الصواريخ السائلة هي أجهزة قوية ومعقدة ذات دورة مغلقة تكون فيها العناصر الكيميائية مكونات الوقود الرئيسية. يتضمن هذان النوعان من أنظمة الدفع محركات الصواريخ الكيميائية ، والتي تختلف فقط في حالة تجميع مكونات الوقود. ومع ذلك ، فإن تشغيل هذا النوع من المعدات يتم في ظروف قاسية ، وفقًا لإجراءات أمنية مشددة. الوقود الرئيسي لهذا النوع من المحركات هو الهيدروجين والكربون ، اللذين يتفاعلان مع الأكسجين ، اللذين يعملان كعامل مؤكسد.

بالنسبة للمحركات النفاثة الكيميائية ، يتم استخدام الكيروسين والكحول والمواد القابلة للاشتعال الأخرى كمكونات للوقود. يعمل الفلور أو الكلور أو الأكسجين كعامل مؤكسد لمثل هذا الخليط. تعتبر كتلة الوقود المستخدمة في تشغيل المحركات الكيميائية شديدة السمية وخطيرة على الإنسان.

على عكس نظرائهم من الوقود الصلب ، الذين تكون دورة عملهم سريعة جدًا ولا يمكن التحكم فيها ، تتيح لك محركات الوقود السائل تنظيم عملهم. يقع المؤكسد في حاوية منفصلة ويتم إدخاله بكمية محدودة في غرفة الاحتراق ، حيث يتشكل ، مع المكونات الأخرى ، سائل عامل ، ويترك من خلال الفوهة ، مما يخلق قوة دفع. لا تسمح ميزة أنظمة الدفع هذه فقط بتنظيم قوة دفع المحرك ، ولكن أيضًا ، وفقًا لذلك ، لمراقبة سرعة الصاروخ. أفضل محرك صاروخي يستخدم حاليًا لإطلاق صواريخ فضائية هو RD-180 الروسي. هذا الجهاز عالي الأداء واقتصادي ، مما يجعل تشغيله فعالاً من حيث التكلفة.

كلا النوعين من المحركات لهما مزايا وعيوب ، والتي يتم تسويتها من خلال نطاق استخدامها والتحديات التقنية التي تواجه مبتكري تكنولوجيا الصواريخ. الأحدث في مجموعة الدفع الكيميائي هو محرك صاروخ الميثان المبرد SpaceX Raptor ، المصمم لتشغيل صاروخ قادر على السفر بين الكواكب.

أنواع محركات الصواريخ الحديثة

السمة التشغيلية الرئيسية لمحركات الصواريخ هي الدافع المحدد. يتم تحديد هذه القيمة من خلال نسبة الدفع المتولد إلى كمية الوقود المستهلكة لكل وحدة زمنية. هذه هي المعلمة التي تحدد اليوم فعالية تكنولوجيا الصواريخ ، وجدواها الاقتصادية. تهدف التقنيات الحديثة إلى تحقيق قيم عالية لهذه المعلمة من أجل الحصول على دفعة محددة عالية. قد يكون من الضروري استخدام أنواع أخرى من الوقود لتحقيق حركة سريعة وغير محدودة للمركبة الفضائية.

وصلت محركات الصواريخ الكيميائية ، الصلبة والسائلة ، إلى ذروة تطورها. على الرغم من حقيقة أن هذه الأنواع من المحركات هي المحرك الرئيسي للصواريخ البالستية والفضائية ، إلا أن تحسينها اللاحق يمثل مشكلة. اليوم ، يجري العمل على استخدام مصادر الطاقة الأخرى.

هناك مجالان للأولوية:

• محركات الصواريخ النووية (أيون) ؛
• محركات الصواريخ الكهربائية (نبض).

يبدو أن كلا النوعين لهما أولوية في مجال بناء المركبات الفضائية. على الرغم من أوجه القصور التي تعاني منها النماذج الأولية لأنظمة الدفع هذه اليوم ، فإن إطلاقها في الفضاء سيكون أرخص بكثير وأكثر كفاءة.

على عكس الدفع الكيميائي ، الذي دخلت البشرية فيه عصر الفضاء ، لا يوفر الدفع النووي الزخم اللازم عن طريق حرق الوقود السائل أو الصلب. يتم تسخين الهيدروجين أو الأمونيا إلى حالة غازية بمثابة سائل عامل. غازات الضغط العالي التي يتم تسخينها بالتلامس مع الوقود النووي تغادر غرفة الاحتراق. الدافع المحدد لهذه الأنواع من المحركات مرتفع جدًا. وتسمى هذه المنشآت أيضًا بالطاقة النووية والنظيرية. تقدر قوتهم للغاية. يعتبر عمل NRE من الإطلاق على الأرض مستحيلًا بسبب ارتفاع مخاطر التلوث الإشعاعي للمنطقة وموظفي مجمع الإطلاق. لا يمكن استخدام هذه المحركات إلا أثناء رحلة بحرية في الفضاء.

يُعتقد أن إمكانات NREs عالية جدًا ، لكن الافتقار إلى طرق فعالة للتحكم في تفاعل نووي حراري يجعل استخدامها في ظل الظروف الحالية إشكاليًا وخطيرًا إلى حد ما.

النوع التالي ، محركات الدفع الكهربائية ، تجريبية من البداية إلى النهاية. يتم النظر في أربعة أنواع من نظام الدفع هذا في آنٍ واحد: الكهرومغناطيسي ، والكهرباء الساكنة ، والحراري الكهروحراري ، والنبضي. من أهم اهتمامات هذه المجموعة الأجهزة الكهروستاتيكية ، والتي تسمى أيضًا أيونية أو غروانية. في هذا التركيب ، يتم تسخين مائع العمل (كقاعدة عامة ، هو غاز خامل) بواسطة مجال كهربائي إلى حالة البلازما. تتمتع محركات الصواريخ الأيونية من بين جميع المحركات الأخرى بأعلى دفعة محددة ، ولكن من السابق لأوانه الحديث عن التنفيذ العملي للمشروع.

على الرغم من الزخم الكبير ، فإن هذا التطور له عيوب كبيرة. يتطلب المحرك مصادر ثابتة للكهرباء للعمل ، قادرة على توفير إمداد مستمر بالكهرباء بكميات كبيرة. وفقًا لذلك ، لا يمكن أن يكون لمثل هذا المحرك قوة دفع كبيرة ، مما يقلل من جهود المصممين لإنشاء مركبة فضائية فعالة واقتصادية إلى نتائج سيئة.

لقد كفل محرك الصاروخ ، الذي تمتلكه البشرية اليوم ، خروج الإنسان إلى الفضاء ، وجعل من الممكن إجراء استكشاف الفضاء على مسافات بعيدة. ومع ذلك ، فإن الحدود الفنية التي وصلت إليها الأجهزة المستخدمة تخلق شروطًا مسبقة لتكثيف العمل في اتجاهات أخرى. ربما في المستقبل المنظور ، سوف تحرث السفن ذات محطات الطاقة النووية الفضاء ، أو سنغرق في عالم محركات صواريخ البلازما التي تطير بسرعة تقترب من سرعة الضوء.

تصنيف ومخططات وأنواع محركات الصواريخ

الموضوع 2. محركات الصواريخ السائلة

محاضرة # 3

أسئلة للندوة.

1. مفهوم وخصائص العلاقات القانونية التأمينية.

2. الفرق بين العلاقات القانونية التأمينية والعلاقات ذات الصلة.

3. موضوع علاقة التأمين.

4. مصلحة التأمين في التأمين.

5. مواضيع علاقة التأمين.

متطورريبكينا رئيس قسم القانون المدني ، دكتور في القانون

دون التظاهر بالاكتمال والشامل للمحاسبة الحديثة LRE ، يظهر تصنيف أنواع المحركات الأكثر شيوعًا في الشكل (انظر الشكل 2.12).

يعتمد المخطط المقترح على مبدأ تقسيم جميع حلول تصميم الدوائر إلى مجموعتين كبيرتين ، والتي تختلف في مبادئ ضمان توريد مكونات الوقود إلى غرفة الاحتراق LRE. هذه محركات ذات نظام ضخ التغذيةوالمحركات ذات نظام تغذية الإزاحةعناصر.

تشمل المجموعة الأولى بشكل أساسي المحركات الرئيسية لمركبات الإطلاق والصواريخ الباليستية العابرة للقارات وأنظمة الفضاء القابلة لإعادة الاستخدام. يقتصر استخدام المجموعة الثانية من محركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل ، كقاعدة عامة ، على أنظمة الدفع للمركبات الفضائية ، والوحدات الكبيرة الحجم للمجمعات المدارية المأهولة ومركبات النقل ، وكذلك أنظمة الدفع لمركبات النقل بين المدارات.

أرز. 2.12. التصنيف العام لمحركات الصواريخ

ميزة تصنيف مهمة لمحرك الصاروخ الذي يعمل بالوقود السائل هي أيضًا طريقة استخدام سائل العمل (منتجات احتراق الوقود) التي يتم الحصول عليها عند مخرج وحدة المضخة التوربينية للمحرك. وفقًا لهذا المعيار ، يتم تقسيم جميع المحركات بشكل أساسي إلى محركات دائرة "مفتوحة" ومحركات دائرة "مغلقة". في LRE للمخطط "المفتوح" ، يتم تفريغ غاز المولد بعد التشغيل على التوربين إما بدون استخدام إضافي ، أو يتم التخلص منه في أجهزة إضافية. في LRE للمخطط "المغلق" ، يدخل غاز المولد الذي يمر عبر التوربين إلى غرفة الاحتراق ويتم حرقه لاحقًا ، بسبب إضافة مكون أو مكونين يدخلان غرفة الاحتراق.

اعتمادًا على نوع مولد الغاز ، يمكن تصنيف LRE إلى محركات بها مولدات غاز على مكونات الوقود الرئيسية أو المساعدة ، ولديها أيضًا مخطط بدون مولد ، عندما يتم الحصول على سائل العمل الضروري لقيادة HP عن طريق تغويز أحد الوقود المكونات في مسار تبريد الغرفة.

لزيادة كفاءة وكفاءة وحدة المضخة التوربينية ، في بعض الأحيان يتم استخدام مخططات مع HPs منفصلة على طول خطوط الوقود والمؤكسد ، وكذلك المخططات التي تشتمل فيها وحدة المضخة التوربينية أيضًا على مضخات معززة (معززة) ضرورية لإنشاء الضغط اللازم في المحرك مدخل ، خاصة عندما يبدأ.

اعتمادًا على نوع مولد الغاز ، يمكن تصنيف LRE إلى محركات بها مولدات غاز على مكونات الوقود الرئيسية أو المساعدة ، ولديها أيضًا مخطط بدون مولد ، عندما يتم الحصول على سائل العمل الضروري لقيادة HP عن طريق تغويز أحد الوقود المكونات في مسار تبريد الغرفة.

لزيادة كفاءة وكفاءة وحدة المضخة التوربينية ، في بعض الأحيان يتم استخدام المخططات مع HPs منفصلة للوقود والمؤكسد ، وكذلك المخططات التي تحتوي فيها وحدة المضخة التوربينية أيضًا على مضخات معززة (معززة) ضرورية لإنشاء الضغط اللازم عند مدخل المحرك ، خاصة عند إطلاقه.

تعتبر المخططات البسيطة نسبيًا نموذجية لمحركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل مع نظام إمداد وقود الإزاحة.

في المخطط مع تزويد وقود الإزاحة (انظر الشكل 2.13.) ، يدخل الغاز من أسطوانة بها غاز مضغوط (على سبيل المثال ، النيتروجين) إلى الخزانات مع مؤكسد ووقود ، بينما يتم الحفاظ على ضغطه في خزانات مكونات الوقود ثابتًا عن طريق الوسائل من المخفض. يضمن الضغط في وسادة الغاز لخزانات الوقود إزاحة مكونات المرحلة السائلة إلى غرفة الاحتراق LRE. في الوقت نفسه ، من الواضح تمامًا أن الضغط في الغرفة لا يمكن أن يكون أعلى من الضغط في الخزانات. تستخدم صمامات الإغلاق لضمان بدء وإيقاف المحرك. الميزة غير المشكوك فيها للمخطط المعروض أعلاه هي بساطته ، ونتيجة لذلك ، موثوقيته. ومع ذلك ، مع نظام الإزاحة ، تكون أسطوانة الغاز المضغوط ثقيلة وخزانات الوقود أثقل بشكل ملحوظ. على العموم:

(2.18.)

ضغط الغاز في خزانات الوقود ؛

الضغط في غرفة الاحتراق LRE ؛

فقد الضغط في المسارات الهيدروليكية وعناصر الأتمتة بين الخزانات وحجرة المحرك.

يضمن الضغط في وسادة الغاز في خزانات الوقود إزاحة المكونات السائلة إلى غرفة الاحتراق لمحرك الصاروخ. في الوقت نفسه ، من الواضح تمامًا أن الضغط في الغرفة لا يمكن أن يكون أعلى من الضغط في الخزانات. تستخدم صمامات الإغلاق لضمان بدء وإيقاف المحرك. الميزة غير المشكوك فيها للمخطط المعروض أعلاه هي بساطته وموثوقيته. نظرًا لزيادة الضغط في الغرفة ، تزداد كفاءة المحرك ، وترتبط الرغبة في زيادته ، بالنسبة لمخطط LRE هذا ، بزيادة كتلة جميع عناصر نظام الإمداد ، وقبل كل شيء ، خزانات الوقود . تنطبق أوجه القصور المماثلة أيضًا على نظام إمداد الوقود بالإزاحة مع مكونين FGG. ومع ذلك ، فإن معدل تدفق الغاز المستخدم للضغط على خزانات الوقود والمؤكسد يكون أقل. في هذا الإصدار من المخطط ، يتم تنفيذ النفخ بواسطة منتجات الاحتراق التي يتم الحصول عليها في غاز البترول المسال ، ويكون أداء الغاز "المسخن" أعلى بكثير من أداء الغاز "البارد".

يمكن توضيح تأثير التأثير على خصائص الكتلة لنظام الدفع بمحرك صاروخي من خلال المثال التالي. إذا تم استبدال نظام الدفع للمرحلة الثانية من مركبة الإطلاق Saturn-5 بنظام الدفع مع نظام الإمداد بالإزاحة عند نفس الضغط في غرفة الاحتراق LRE ، فإن الزيادة في كتلة نظام الدفع هذا ستكون متساوية إلى كتلة مركبة الفضاء أبولو ، الأمر الذي جعل من المستحيل تنفيذ البرنامج القمري.

بالنسبة لمتغير مخطط الإزاحة (انظر الشكل 2.14) ، يمكن توقع بعض الانخفاض في الخسائر ، حيث سيتم تنفيذ إزاحة المكونات بواسطة منتجات الاحتراق الساخنة المنتجة في GGG.

ويترتب على التفسيرات لماذا يتم استخدام نظام الإمداد بالإزاحة مع نظام إمداد البالون حصريًا في المحركات منخفضة الدفع مع ضغط في غرفة الاحتراق LRE لا يزيد عن 10-12 · 10 5 باسكال.

تم العثور على التطبيق العملي لمحركات الصواريخ منخفضة الدفع (LRE) في إنشاء أنظمة الدفع المتكاملة (APU) للأقمار الصناعية الأرضية الاصطناعية (AES) والمركبات الفضائية (SC) والمركبات الفضائية (SC). أثناء التواجد في المدار ، عندما يكون الضغط خارج الطائرة قريبًا من الصفر ، يمكن أن يكون الدافع المحدد مرتفعًا جدًا ، حتى عند الضغط المنخفض في الغرفة. يجب أن نتذكر أن الزيادة في الدافع النوعي من نسبة الضغط في غرفة الاحتراق إلى الضغط عند مخرج الفوهة (انظر الشكل 2.10).

يوجد عدد كبير جدًا من حلول الدوائر لـ ODE باستخدام LREMT. بادئ ذي بدء ، سيعتمد الاختلاف بين متغيرات المخططات على المتطلبات التي يحددها الغرض من الطائرة. يمكن أن تكون هذه المحركات ، وقودًا أحادي المكون ومزدوج المكونات. سوف تختلف المخططات في مبادئ تنظيم وتثبيت الاتجاه. قد تؤثر العوامل الأخرى أيضًا على تعريف تصميم الدائرة. ومع ذلك ، في جميع أنواع المخططات ، يجب أن يكون الضغط في مجمعات الغاز أعلى من الضغوط في الغرف ، والتي تحدد ميزات نظام الإزاحة لتزويد المكونات.

لم يتم تضمين عرض كل أو على الأقل معظم المخططات الممكنة لأنظمة الدفع مع أنظمة تغذية الإزاحة في هذا البرنامج التعليمي في خطط المؤلفين. لذلك ، لتوضيح خيارات الدائرة الممكنة ، كمثال ، تم إعطاء مخطط لنظام الدفع المتكامل (APU) لساتل أرضي اصطناعي (AES) على وقود مكونين (انظر الشكل 2.15).

أرز. 2.15. مخطط ODE مع محرك صاروخي يعمل بالوقود السائل مكونين من مكونات IC.

1. مخفض الضغط ، 2. LRE للمناورة (لكل منها دفع 22 N) ،

3. Apogee LRE (الاتجاه 490 شمالاً)

إن التصميمات والميزات الأساسية لعمل محرك الصاروخ الذي يعمل بالوقود السائل متنوعة للغاية. من أهم المشاكل في إنشاء محرك صاروخي يعمل بالوقود السائل ضمان قابلية تشغيل غرف الاحتراق. خاصة عندما تفكر في أن الموارد المطلوبة لـ LRE هي أعلى بكثير من الموارد لغرف LREs التقليدية.

يمكن أن تشمل القائمة المماثلة: الإطلاق ، وتنظيم سير العمل ، واختيار نظام لمواجهة تأثير درجة الحرارة على جدران الغرف ، وعدد آخر. ترتبط معظم المشكلات التي يصعب حلها بشكل أساسي بتكاليف التشغيل المنخفضة للغاية للمكونات. لذلك بالنسبة لبعض الغرف ، لا تتجاوز معدلات تدفق المؤكسد والوقود 0.5 و 0.3 جم / ثانية ، على التوالي. ظرف مشابه ، على سبيل المثال ، يحدد استحالة استخدام التبريد المتجدد للجدران (الأكثر فاعلية) ، واختيار المعادن المقاومة للصهر لتصنيع جدران الغرفة ، باستخدام طلاءات مقاومة للحرارة عازلة للحرارة ، أقل بكثير من الأصداف

بالنسبة لأنظمة الدفع ، يظهر أحد مخططاتها في الشكل 2.15. ، تستخدم كجزء من مركبة نقل فضائية أو طائرة أخرى وفي الرحلة لفترة طويلة ، يجب إعادة تزويد خزانات الوقود بالوقود. تظهر خيارات أنظمة التزود بالوقود في الشكل (انظر الشكل 2.16).

أرز. 2.16. مخططات خزانات الوقود للتزود بالوقود في طائرات الطيران.

1. جدران الخزان. 2. أنبوب التعزيز. 3. مكبس. 4. كمية الوقود. 5. منفاخ.

6. حقيبة مرنة. 7. قضيب مع ثقوب للتعزيز. 8. الحجاب الحاجز البلاستيك. 9. حواجز بلاستيكية مبللة. 10. الأنبوب المركزي لسحب الوقود.

أ - بمكبس ب - مع جهاز إزاحة منفاخ (وقود خارج المنفاخ) ؛ ب - مع جهاز إزاحة منفاخ (وقود داخل المنفاخ) ؛ د - مع كيس الإزاحة (الوقود خارج الكيس) ؛ د - مع كيس الإزاحة (الوقود داخل الكيس) ؛ ه - بغشاء بلاستيكي ؛ Zh - مع جهاز سحب شعري.

لمزيد من المعلومات حول أنظمة التزود بالوقود ، راجع البرنامج التعليمي المشار إليه في قائمة المراجع.

لتنفيذ محركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل ذات الدفع المتوسط ​​والعالي والفائق ، يلزم إنشاء محركات بأكبر زيادة ممكنة في الضغط في غرفة الاحتراق. في مثل هذه الأنواع من المحركات ، يتم استخدام مخططات مع نظام المضخة التوربينية لتزويد مكونات الوقود.

يوضح الشكل (انظر الشكل 2.17) مخطط كتلة لمحرك صاروخ يعمل بالوقود السائل مع نظام ضخ لتزويد المكونات. السمة المميزة للمخطط قيد الدراسة هي أن الغاز المستنفد من التوربين يتم تصريفه ببساطة في الغلاف الجوي المحيط. وتجدر الإشارة إلى أن منتجات الاحتراق بعد التوربين لا تزال تتمتع بقدرة تشغيلية كبيرة وعدم استخدامها يؤثر سلبًا على كفاءة المحرك. ومع ذلك ، يمكن تنفيذ مثل هذه المخططات.

أرز. 2.17 تخطيط هوائي هيدروليكي لمحرك صاروخي يعمل بالوقود السائل ، مع مضخة توربينية لتزويد المكونات بغرفة الاحتراق.

يتم تغذية أحد مكونات دافع أحادي (على سبيل المثال ، بيروكسيد الهيدروجين - H 2 O 2) ، من الخزان ، في مولد غاز سائل. مولد الغاز - وحدة مصممة لإنتاج غاز مولد عالي الحرارة يستخدم لتشغيل توربين HP. يوفر التوربين عزم دوران لمضخات الوقود والمؤكسد. يتم ضخ المكونات الرئيسية للوقود في حجرة المحرك ، ويستخدم الوقود ، كقاعدة عامة ، لتبريد الحجرة ، حيث يتم إدخاله في الفجوة بين جدرانه ، والتي تسمى عادةً "سترة التبريد". يتم تغذية المؤكسد مباشرة في فوهة الغرفة ، حيث يختلط بالوقود المسخن في مسار التبريد. تحدث عملية تفاعل مكونات الوقود في غرفة الاحتراق. تمر نواتج الاحتراق ذات درجة الحرارة العالية الناتجة عبر القسم الحرج من الغرفة وتتوسع في الفوهة إلى سرعات تفوق سرعة الصوت. يعتبر تدفق نواتج الاحتراق هو المرحلة الأخيرة من تشغيل محرك الصاروخ ويشكل قوة الدفع لمحرك الصاروخ.

مخططات من هذا النوع ، والتي تسمى "الدوائر المفتوحة" ، يمكن أن تكون أكثر كفاءة إذا ، بعد التشغيل على التوربين ، يمكن تفريغ غاز المولد من خلال أجهزة إضافية تضمن الاستفادة من طاقة الغاز المفرغ ...

في الحالة العامة ، يمكن أن تتكون قيمة الدفع من LRE لنظام "مفتوح" من قيمة مساوية لمجموع الدفعات التي تنتجها الغرفة الرئيسية وجهاز توربين إضافي. يمكن الحصول على تأثير مماثل من خلال ضمان إزالة غاز المولد إلى الفوهة المساعدة ؛ مقدمة في الجزء فوق الحرج من الفوهة الرئيسية ، في أشكال مختلفة لتصميم الفوهة الرئيسية.

يوضح الشكل (انظر الشكل 2.18) الرسوم البيانية للأجهزة التي يستخدم فيها غاز المولد ، بعد إدراك جزء من طاقته في التوربين ، لخلق قوة دفع إضافية.

الشكل 2.18 مخططات الأجهزة التي تستخدم الغاز خلف التوربينات

في أي من الخيارات المقدمة ، يجب أن يؤخذ في الاعتبار الاتجاه الإضافي الذي تم تنفيذه في الجهاز.

أولئك. هناك علاقة:

حيث: - إجمالي التوجه LRE مخطط "مفتوح" ؛

قوة الدفع التي تنتجها الغرفة الرئيسية لمحرك الصاروخ ؛

ينتج الجر في الأجهزة المساعدة.

باستخدام التبعيات المحددة مسبقًا لتحديد الدافع المحدد (انظر المعادلات 2.11 و 2.12. و 2.13) ، سنقوم بتحويل التعبير 2.19. لعرض 2.20.

(2.20.)

حيث: - الدافع المحدد الفعال ل LRE للمخطط "المفتوح" ؛

نبضات محددة تقدمها الغرفة الرئيسية والأجهزة المساعدة ، على التوالي ؛

الاستهلاك الشامل للوقود في مولد الغاز وإجمالي استهلاك الوقود الشامل في LRE.

تحليل التبعية 2.20. يوضح أن قيمة الدافع المحدد الفعال هي الأكبر ، وكلما قلت نسبة الوقود المستهلكة من خلال مولد الغاز ، وكلما زادت كفاءة استخدام غاز المولد بعد التشغيل على التوربين. هناك اعتماد محدد جيدًا يميز تأثير الضغط في غرفة LRE لنظام "مفتوح" على قيمة الدافع المحدد. على عكس الزيادة الرتيبة في. في الحالة العامة المذكورة أعلاه ، مع زيادة الضغط في غرف LRE التي تعمل وفقًا للمخطط دون احتراق غاز المولد ، لوحظت منطقة محددة بوضوح تتوافق مع القيمة المثلى (انظر الشكل 2.19).

الشكل 2.19. اعتماد الدافع المحدد على الضغط في الغرفة

محرك دائرة مفتوحة

يفسر ظهور الحد الأقصى في الاعتماد بالزيادة الضرورية في استهلاك الوقود من خلال مولد الغاز مع زيادة الضغط في غرفة الاحتراق. الزيادة في التدفق مطلوبة لزيادة قوة التوربين من أجل تلبية الطلب المتزايد للمضخات لمزيد من عزم الدوران. يؤدي هذا الموقف إلى زيادة نسبة الوقود المستخدم بشكل غير فعال ، ونتيجة لذلك ، إلى انخفاض في الدافع المحدد لـ LRE.

يجوز توفير تصريف غاز مولد الغاز من خلال فوهات دوارة خاصة تستخدم للتحكم في طيران الصاروخ

من أجل تعظيم استخدام قدرات وقود الصواريخ ، طورت جهود العلماء والمهندسين الروس مخططًا لتنظيم عملية تشغيل محرك صاروخي يعمل بالوقود السائل ، والذي يوفر الاحتراق اللاحق لغاز المولد في غرفة الاحتراق بعد ذلك تم تفعيلها على توربين TNA ، ما يسمى ب "مخططات الاحتراق اللاحق لغاز المولد" (انظر الشكل 2.20).

أرز. 2.20. المخططات الهيكلية لمحركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل مع الاحتراق اللاحق لغاز المولد

1. و 2. خزانات الوقود والمؤكسد ، 3. FGG ، 4. و 5. مضخات الوقود والمؤكسد ، 7. ، 8. و 9. الصمامات ، 10. غرفة الاحتراق.

السمة الرئيسية للمخطط "المغلق" مصنوعة وفقًا لمتغير الشكل. 2.20 على النحو التالي. يتم تغذية مولد الغاز بكل المواد المؤكسدة اللازمة لتشغيل COP. يتم أيضًا توفير الحد الأدنى المطلوب من الوقود هناك. يتم تحديد نسبة مكونات الوقود الموردة إلى مولد الغاز فقط من خلال الحاجة إلى الحصول على غاز بدرجة حرارة مقبولة لضمان الأحمال الحرارية الميكانيكية للتوربين. بعد تشغيل غاز المولد على التوربين ، الذي يحتوي في هذه الحالة على فائض من المكون المؤكسد ، يتم إمداد الغاز إلى CS. هناك أيضًا كمية إضافية من الوقود ضرورية للحفاظ على النسبة المثلى لمكونات الوقود. في هذا الإصدار ، يعمل محرك الصاروخ وفقًا لمخطط "غاز (مؤكسد) - سائل (وقود)". من الممكن أيضًا تغيير تنظيم عملية التشغيل ، عندما يتم توفير كمية زائدة من الوقود لمولد الغاز مع نقص عامل مؤكسد. في الحالة الأولى ، يتحدثون عن مولد غاز مؤكسد ، في الحالة الثانية - واحد اختزال.

كلا الطريقتين لها مزايا وعيوب. في حالة مولد الغاز المختزل ، يكون حل مشاكل ضمان الاستقرار الحراري أسهل بكثير ، لأنه في درجات الحرارة العالية لعملية العمل في مولد الغاز يكون من الأسهل بكثير حماية المواد الهيكلية (المعادن وسبائكها بشكل أساسي) من الاشتعال في وجود بيئة مختزلة. في الوقت نفسه ، فإن فائض الوقود الذي يحتوي على كمية غير كافية من المؤكسد محفوف بعدد من النتائج السلبية المرتبطة بالاحتراق غير الكامل للوقود ، مما يؤدي ، في حالة المكونات المحتوية على الكربون ، إلى ترسيب الطور الصلب. من الكربون ، ونتيجة لذلك ، تآكل ريش التوربينات وعناصر أخرى من HPA.

مخطط الأكسدة لتوليد الغاز يخلو من هذه العيوب ، ولكن له خصائصه الخاصة. وهي تتمثل في الحاجة إلى استخدام مواد هيكلية حرارية مقاومة للاشتعال في بيئة مؤكسدة ، مما يؤدي إلى زيادة تكلفة المحركات ، وانخفاض محتمل في ثباتها عند تعرضها للجسيمات الدقيقة في تدفق غاز مؤكسد يدخل إلى شفرات التوربينات ، مما يجعل من الصعب إنشاء محركات صاروخية موثوقة للغاية.

من الناحية العملية ، يتم استخدام مخطط الحد من توليد الغاز ، في أغلب الأحيان ، في محركات صواريخ الأكسجين والهيدروجين ، حيث لا يحتوي الوقود (الهيدروجين السائل) على الكربون ، وبالتالي ، لا يوجد خطر من تكوين السخام. في المستقبل ، إمكانية استخدام العنصر الأول من السلسلة المتجانسة من الهيدروكربونات المشبعة ، الميثان (CH 4) ، كوقود للصواريخ ، يكون فيه محتوى الكربون ضئيلاً ، مما يجعل من الممكن بشكل أساسي استخدامه بفعالية في مولدات الغاز من مخطط التخفيض ، يعتبر.

يتم تنفيذ مخطط LRE المعروض أعلاه وفقًا لمخطط "الغاز والسائل". وفقًا لهذا الإصدار من المخطط ، يتم توفير تنظيم عملية العمل مع احتراق غاز المولد.

في شكل آخر ، يمكن بناء الحرق اللاحق لغاز المولد وفقًا لمخطط "الغاز - الغاز". الاختلاف الرئيسي في هذا المخطط هو وجود مولدين للغاز. يعمل أحد المولدات الغازية وفقًا لنظام الأكسدة ، والثاني - تقليل. يفضل استخدام الهيدروجين أو الوقود الهيدروكربوني مع الحد الأدنى من محتوى الكتلة من الكربون (الكيروسين ، إلخ) لمولد الغاز المختزل ، والأكسجين السائل كعامل مؤكسد. وبالتالي ، فإن إدخال الهيدروجين السائل في تكوين وقود الصواريخ يجعل من الممكن تقليل إطلاق المرحلة المكثفة من الكربون (السخام) بشكل كبير ، وبالتالي ضمان إمكانية تشغيل أكثر موثوقية لمولد الغاز المختزل.

تدخل منتجات توليد الغاز إلى التوربينات الغازية المؤكسدة والمختزلة ، وبعد ذلك ، بعد المرور عبر التوربينات ، إلى غرفة الاحتراق ، حيث يحدث تفاعلها النهائي ، مع النسبة المطلوبة من المكونات (انظر الشكل 2.21).

أرز. 2.21. مخطط هوائي هيدروليكي من LRE مع الاحتراق اللاحق لغازات المولدات.

1. و 2. خزانات الوقود والمؤكسد ، 3. و 4. غاز البترول المسال مع الوقود الزائد وغاز البترول المسال مع مؤكسد زائد ، 5. و 6. مضخات الوقود والمؤكسد ، 7. و 8. توربينات الوقود والمؤكسد الغازية ، 9. 10. الصمامات ، 11. غرفة الاحتراق.

يمكن أن يكون مخطط مماثل في تصميم مختلف قليلاً ، عندما يكون هناك مولدان للغاز. يوفر غاز البترول المسال مع الوقود الزائد ضغطًا لخزان الوقود. ينتج المولد الغازي الثاني غازًا مؤكسدًا بدرجة حرارة عالية ، يدخل جزء منه إلى التوربين وبعد التوربين في غرفة الاحتراق الرئيسية. الجزء الثاني - جزء أصغر في الخلاط مُكمّل بكمية إضافية من المؤكسد ويستخدم لتضخيم خزان الأكسدة.

بالنسبة لمحرك الهيدروجين والأكسجين ، عادة ما تستخدم دائرة خالية من الغاز (انظر الشكل 2.22).

الصورة 2. 22. LRE مخطط خال من الغاز

1. غرفة الاحتراق ، 2. مشروع منظم ، 3. مضخة الهيدروجين السائل. 4. مضخة الأكسجين السائل ، 5. مخفض السرعة ، 6. التوربينات ، 7. 8. و 9. صمامات إيقاف التشغيل ، 10. صمام نظام الإشعال.

في مخطط مولد الغاز الهوائي الهيدروليكي ، يوفر تشغيل محرك الصاروخ الذي يعمل بالوقود السائل ترتيب التشغيل التالي. تدخل المكونات من الخزانات عبر صمامات الدخول إلى مدخل المضخات. يحتوي محرك THA للمحرك على مخطط ثنائي المحور مع أعمدة متوازية ومخفض تروس. هذه سمة مهمة لهذا TNA. يتم تركيب مضخة الطرد المركزي للهيدروجين على نفس عمود التوربين ، وتتكون من مرحلتين ومدخل محوري. المرحلة الأولى من المضخة هي الطرد المركزي اللولبي. مضخة الأكسجين ذات الطرد المركزي اللولبية مصنوعة من مرحلة واحدة. التوربينات - محورية على مرحلتين ، نفاثة.

يدخل الأكسجين السائل من خلال كتلة الصمام ، مع جهاز التحكم في النسبة الكهروميكانيكية ، من المضخة إلى تجويف رأس الخلط. أثناء الطيران ، وفقًا لإشارات نظام تفريغ الخزان ، يمكن أن تختلف نسبة المكونات في حدود ± 10٪. يتم توفير الهيدروجين من المضخة عبر خط أنابيب إلى مشعب مدخل مسار تبريد الغرفة.

يدخل الهيدروجين السائل من المضخة إلى المجمع الموجود في القسم الحرج من الفوهة. من المجمع ، على طول جزء من الأنابيب ، يتم توجيه الهيدروجين إلى مخرج الفوهة ، ثم ، على طول الجزء الآخر من الأنابيب ، ينتقل إلى المجمع بالقرب من الرأس. من هذا المجمع ، يتم تسخين الهيدروجين الغازي في مسار التبريد إلى درجة حرارة 200 كلفن ، من منظم السحب إلى التوربين. يعمل مسودة المنظم على مبدأ تجاوز جزء من الهيدروجين إلى مخرج التوربين. من التوربين ، يدخل الهيدروجين العادم من خلال صمام بدء التشغيل عبر قناة الغاز إلى رأس الخلط. يتم التحكم في جميع الصمامات الرئيسية بواسطة غاز الهيليوم باستخدام صمامات التحكم.

يوضح الرسم التخطيطي أيضًا الصمامات التي تضمن تشغيل نظام تبريد المحرك قبل البدء. مثل هذه العملية ضرورية للتنفيذ الطبيعي لبدء تشغيل محرك باستخدام مكونات مبردة. ما هو مطلوب للأنظمة الهيدروليكية. يتم ضغط الخزانات باستخدام غاز الهليوم الغازي ، والذي يتم توفيره في أسطوانة خاصة.

أعلاه ، تم النظر في عدد من مخططات LRE ، حيث يتم استخدام HPs لتزويد مكونات CS. عند الضغط المنخفض في فوهات المدخل ، قد تحدث أوضاع المماطلة ، والتي تتميز ببداية التجويف في التجاويف البينية للمضخات. في جميع المخططات الهوائية الهيدروليكية لمحركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل والمجهزة بـ HP ، يتم توفير الغاز للخزانات بمكونات من الأسطوانات من خلال المخفضات ، مما يؤدي إلى الضغط عليها. في هذه الحالة ، يمكن للمرء أن يعتمد على الحصول على الضغط المطلوب عند مدخل المضخات. في الوقت نفسه ، يكون الضغط في الخزانات ، الضروري للتشغيل العادي لمضخة الطرد المركزي اللولبية ، مرتفعًا بشكل غير مقبول ، مما يؤدي إلى زيادة ملحوظة في سمك الجدار ووزن الخزانات. يمكن تجنب العيب الملحوظ إذا تم تركيب وحدة مضخة معززة (معززة) (BPU) عند مخرج الخزانات. إن تركيب BHA ، الذي يضمن تشغيل المضخة الرئيسية لـ HP ، يمكن أن يقلل بشكل كبير من مقدار ضغط الخزانات ، وبالتالي وزنها. لذلك ، فإن تصميم HPP الحديث لا يمكن تصوره بدون الاستخدام المتسق لمضخات مختلفة مرتبة وفقًا لنظام متعدد المراحل. يمكن أن يؤدي دور المعززات محوري (اوجير) أو مضخة نفاثة (قاذف).

توجد وحدات الضخ الداعمة (BPU) ، والتي تسمى عادةً بالمضخات المسبقة ، على مقربة من الخزان مع المكون ، مما يلغي الخسائر الهيدروليكية عندما يتم توفير المكون من الخزان إلى مدخل مضخة BPU. في الشكل (انظر الشكل 2.30).

أرز. 2.30 مخططات جهاز الداعم

الخيار أ). 1. خزان مع مكون ، 2. مضخة طرد مركزي ، 3. توربين سائل لوحدة ما قبل المضخة ، 4. توربين أساسي HP ، 5. مضخة HP.

الخيار ب). 1. خزان مع مكون ، 2. مضخة أولية ، 3. توربين غازي لوحدة ضخ مسبق ، 4. مضخة من HP الرئيسي.

الخيار ج). 1. خزان مع مكون ، 2. مضخة أولية (قاذف) ، 3. فوهة قاذف ، 4. مضخة HP الرئيسية ، 5. خط إمداد المكون إلى فوهة القاذف.

في مخطط الخيار "أ" ، يتم تشغيل التوربين الهيدروليكي BHA بواسطة سائل عالي الضغط مأخوذ من مضخة HP. بعد تشغيل التوربين ، يعود السائل إلى خط الضغط. في مخطط الخيار "ب" ، تعمل التوربينات الغازية على غاز غاز البترول المسال الرئيسي ، وفي الخيار "ج" ، يتم تشغيل مضخة القاذف النفاث ، بالإضافة إلى خيار المخطط "أ" ، بواسطة المكون من مضخة HP الرئيسية.

على النحو التالي من التحليل الموجز أعلاه لفعالية المتغيرات المحتملة لخطط LRE ، فإن زيادة الضغط في الغرفة لا تؤدي في جميع الحالات إلى زيادة في الدافع المحدد. ترتبط الميزات التي تم تحليلها لبناء مخططات LRE بشكل أكبر بمخططات محركات الدفع الكبيرة والعالية جدًا ، وكذلك إلى حد ما بمحركات الدفع المتوسطة. يوضح الشكل (انظر الشكل 2.31.) الاعتماد النوعي للنبضات المحددة للغرفة و LRE ، المصنوع وفقًا لمخطط الإزاحة ، وفقًا للمخطط "المفتوح" ووفقًا للمخططات "المغلقة" للخيارات المختلفة.

أرز. 2.31 اعتماد الدافع المحدد على الضغط في الغرفة

من تحليل الرسم البياني ، يترتب على ذلك أنه في المحركات التي يتم إجراؤها على مخطط السائل السائل ، مع زيادة الضغط ، يزداد الدافع المحدد للغرفة بشكل رتيب. ومع ذلك ، في المستقبل ، بسبب الزيادة في استهلاك الغاز لمحرك HP (انظر الشكل 2.26) ، فإن الدافع المحدد للمحرك يزيد فقط إلى حد معين. تزداد الزيادة في النبضات المحددة للمحركات المبنية وفقًا للدوائر المغلقة مع زيادة الضغط في الحجرة ، على الرغم من أنها مهمة جدًا.

عند اختيار خيار LRE لطائرة مصممة حديثًا ، بالإضافة إلى استخدام البيانات التي تم الحصول عليها من تحليل الرسم البياني الموضح في الشكل 2.18 ، ينبغي للمرء أن يأخذ في الاعتبار التبعية المسماة بخاصية الارتفاع (الشكل 2.32).

أرز. 2.32 ارتفاع مميزة.

على الصورة. 2.32 يتم عرض التغييرات في المعلمات الرئيسية للمحرك مع تغيير في الضغط الخلفي. كما يتضح من الشكل ، تدفق خصائص ارتفاع LRE مع تغير الضغط المحيط البيئاتيمكن تقسيمها إلى قسمين: قسم الفوهة بدون موجة صدمة I وقسم الفوهة بموجة صدمة P.

في القسم الذي يحتوي على فوهة بدون قفزة ، يتناقص الدفع والدفع المحدد خطيًا مع زيادة الضغط المحيط. في هذه الحالة ، تكون عملية العمل في الغرفة وفوهةها مستقلة عن الضغط المحيط. عند بعض الضغط ع ل تدخل موجة الصدمة إلى فوهة الغرفة - يتم انتهاك خطية التغيير في الاتجاه والدفع المحدد. يتم تحديد طبيعة التغيير في الدفع والتوجه المحدد في طريقة تشغيل الفوهة بموجة الصدمة من خلال انتظام حركة موجة الصدمة في عمق الفوهة واستعادة الضغط خلف موجة الصدمة. الشكل 2.33. توضح الخطوط المتقطعة طبيعة التغيير في المعلمات الرئيسية لمحرك الصاروخ الذي يعمل بالوقود السائل ، في حالة عدم دخول موجة الصدمة إلى الفوهة وفي جميع ضغوط الفوهة ، حدث التمدد المعتاد للغاز. من اللحظة التي تدخل فيها موجة الصدمة الفوهة ، يزداد الضغط خلف الصدمة مع اختراق موجة الصدمة بعمق في الفوهة. لوحظ نمط تشغيل مماثل في LRE للمرحلة الأولى من الصواريخ العابرة للقارات ، حيث يتم اختيار الضغط عند مخرج الفوهة صغيرًا بدرجة كافية من حالة الحصول على متوسط ​​الدفع المحدد الأقصى في القسم النشط من مسار الصاروخ. أو بالنسبة للصواريخ ، بالنسبة لنوع مماثل من الصواريخ ، يتم اختيار معلمات المحرك من شرط الحصول على متوسط ​​الدفع المحدد الأقصى في قسم الهواء من المسار. لذلك ، بالنسبة لهذه الصواريخ ، يتضح أن الضغط عند مخرج الفوهة منخفض جدًا والضغط الجوي كافٍ لدخول الصدمة في عمق الفوهة. يمكن أن نرى من الشكل أنه في ظل الظروف المشار إليها ، يعمل وضع تشغيل الفوهة مع موجة الصدمة على تحسين خصائص محرك الصاروخ الذي يعمل بالوقود السائل.

بالنسبة لإصدار الصاروخ ، الذي من الضروري تغيير الاتجاه في الرحلة ، يجب أن يتم تصنيع LRE بخاصية الخانق (انظر الشكل 2.33).

أرز. 2.33 خاصية الخانق لـ LRE.

كما يلي من الشكل ، لتغيير مقدار جهد الجر ، يلزم إجراء تغيير في معدلات تدفق المكونات. ومع ذلك ، يجب أن نتذكر أن التغيير في معدل التدفق يتم توفيره عن طريق تصحيح التفاضل عبر الفتحات وفقًا للتعبير التالي.

, (2.21.)

حيث G هو معدل تدفق المكون عبر الفوهة ،

معدل تدفق فوهة ،

F و - منطقة قسم مخرج فوهة الفوهة ،

كثافة المكون ،

انخفاض ضغط الفوهة.

بالإضافة إلى الخيارات المقدمة ، هناك اتجاه آخر لتحسين الدائرة يتمثل في محركات الصواريخ ثلاثية المكونات. في LRE من هذا النوع ، يتم استخدام بعض الهيدروكربون (على سبيل المثال ، الكيروسين) والهيدروجين السائل في وقت واحد كوقود ، ويتم استخدام الأكسجين السائل كمؤكسد. تتيح المحركات ثلاثية المكونات أيضًا إدراك إمكانية الاستخدام الفعال لمختلف أنواع الوقود الدافع على متن نفس الطائرة. يتم تحديد الحسابات الباليستية والكتلة لفعالية استخدام أنواع مختلفة من الوقود في أنظمة الدفع لمركبات الإطلاق والصواريخ الباليستية وأنظمة الفضاء القابلة لإعادة الاستخدام إلى حد كبير من خلال خصائص وقود الصواريخ المستخدم. كما هو موضح سابقًا ، يحدد الوقود قيمة الدافع المحدد لمحرك الصاروخ ، وهو أمر مهم بشكل خاص لمحركات المراحل العليا من مركبة الإطلاق ، بينما يمكن تجهيز المراحل الأولى بمحركات صاروخية بقيمة ليست عالية جدًا ، لكن كثافة الوقود يجب أن تكون قصوى.

تتيح المحركات ثلاثية المكونات ضمان تشغيل المراحل الأولى بأقل محتوى هيدروجين في وقود الصاروخ. أي أنه يشير إلى ملاءمة استخدام الوقود بكثافة أعلى. في المراحل اللاحقة من رحلة الصاروخ ، يُفضل استخدام الهيدروجين كوقود أكثر كثافة للطاقة وأقل كثافة ، لأن استخدامه سيؤدي إلى زيادة في الدافع المحدد لمحرك الصاروخ ، وبالتالي ، كفاءة الطائرة بأكملها.

يمكن أن توفر LRE المعلمات والخصائص المطلوبة ، بشرط أن يتم تضمين وحدات التحكم الأوتوماتيكي والمحرك في الدائرة الهوائية الهيدروليكية (PGS). من بين أهم الوظائف التي تؤديها وحدات المراقبة العامة للسكّري:

استقرار نسبة المكونات الموردة إلى غرفة الاحتراق ؛

الحفاظ على المستوى المطلوب أو تنظيم الجر ؛

· ضمان التحكم وإدارة تشغيل المحرك ووحداته الرئيسية (غرفة الاحتراق ، HP ، مولد الغاز ، وربما البعض الآخر) ، والتي تحدد أدائه العام.

بالنسبة لأنواع محددة من المحركات ، يمكن توسيع القائمة المعروضة.

كما لوحظ أكثر من مرة ، في هذا البرنامج التعليمي ، مع مراعاة شروط إيجاز المواد المقدمة ، لا يمكن تقديم المتغيرات المحتملة لـ CGM مع أوصاف الدوائر التي تشكل محركات وحدات الأتمتة والتحكم. يمكنك فقط الإشارة في قائمة المصادر الأدبية إلى قائمة من الوسائل التعليمية الخاصة حول هذه المسألة.

ومع ذلك ، سيتم تقديم مخططات وميزات تصميم الوحدات الرئيسية.

من خلال تسليط الضوء على وحدات الكلمة "الرئيسية" ، يقصد المؤلفون الوحدات التي توفر أهم المعلمات والخصائص الوظيفية لمحرك الصاروخ. وتشمل هذه غرف الاحتراق ، ووحدات المضخة التوربينية ، ومولدات الغاز. ستحدد هذه الوحدات نوع محرك الصاروخ. يتطلب العمل على إنشائها أكبر وقت وتكاليف مالية. وفي نفس الوقت ، يجب التأكيد على أن درجة الأهمية في تحديد أداء محرك الصاروخ ، وفي بعض الأحيان الموثوقية ، لم يتم ذكرها بين الوحدات الرئيسية (الصمامات ، المنظمين ، إلخ) ، لا يتطلب أقل من الاهتمام بتصميمها وتطويرها.

2.5.1. غرف الاحتراق LRE

تم تطوير غرفة الاحتراق في تسلسل معين. مبدئيًا ، إذا لم يتم تحديدها على وجه التحديد في الاختصاصات ، يتم اختيار المكونات والضغط الأمثل في CS ، ويتم تحديد تصميم CS بعد إجراء حسابات ديناميكية الغاز. بناءً على نتائج هذه الحسابات ، تم تحديد الأبعاد الهندسية والمظهر الديناميكي للغاز لمحطة الضاغط (انظر الشكل 2.34).

أرز. 2.34 المظهر الديناميكي للغاز لغرفة الاحتراق.

يتعرض LRE CS لأحمال حرارية عالية للغاية. بالنسبة للمحركات ذات الدفع المتوسط ​​والكبير والعالي جدًا ، بالنسبة لجميع أنواع المكونات تقريبًا ، يتم تنفيذ CS مع التبريد الخارجي. بالنسبة لغرف الدفع الصغيرة ، يتم حل مشكلات مقاومة درجات الحرارة مع مراعاة الموارد والخطوط الهندسية للغرفة وقوة الجر والميزات المحددة الأخرى لكل متغير للغرفة. العناصر الهيكلية الرئيسية لنظام CS ، المصنوعة من التبريد الخارجي ، موضحة في الشكل (انظر الشكل 2.35).

أرز. 2.35 غرفة الاحتراق مع قذائف مستعبدة

1. جسم الحجرة ، 2. رأس الخلط ، 3. جزء أسطواني من الحجرة ، 4. فوهة ، 5. غطاء غرفة ، 6. قوس كهربائي.

أ. عقدة حزام الستارة ، ب. وحدة إمداد المبرد (الوقود) ، ج. بين قوسين جبل الكاميرا

في الشكل 2.35 ، يتم إدخال مكون التبريد في غلاف الغرفة في مقطع القطر الخارجي للفوهة. ليس هذا هو الحل الوحيد. يختار المصمم عادةً تثبيت مجمع مدخل المكون ، اعتمادًا على عدد من الأسباب (درجة تمدد الفوهة ، والرغبة في تقليل المقاومة على طول المسار ، والقوة ، وما إلى ذلك).

يوضح الشكل (انظر الشكل 2.36) خيارات موقع أقسام الإدخال.

أرز. 2.36 خيارات لموقع الأقسام لإدخال مكون التبريد في فجوة البينية في "قميص" الغرفة.

أ- عند مخرج الفوهة. ب.- في قسم الخروج وفي القسم الأوسط من الفوهة ، الخامس- في الجزء الأوسط من الفوهة

في المحركات الحديثة ذات الدفع العالي ، لزيادة الاستقرار الحراري للغرفة ، يتم استخدام عدد من إجراءات التصميم لتقليل درجة حرارة العناصر الأكثر إجهادًا للحرارة في غرفة الاحتراق.

وتشمل هذه التدابير:

تنظيم التبريد المتجدد عن طريق ضخ مكونات وقود بارد نسبيًا من خلال "سترة" التبريد ؛

استخدام ما يسمى ب "ستائر التبريد" ، وهي مناطق خاصة للمناطق المجهدة بالحرارة في الغرفة ، ومجهزة بأجهزة لتزويد كمية إضافية من أحد مكونات الوقود (عادة الوقود) من أجل تقليل تدفقات الحرارة المحلية ؛

· استخدام تدابير خاصة في القسم الحرج الأكثر تحميلًا حرارياً من الغرفة (تقليل الفجوة بين الفتحات ، وإدخال مواد مقاومة للحرارة في الجزء الحرج من الفوهة).

لتنظيم التبريد الخارجي ، يتم تنظيم حجم الفجوة بواسطة فواصل خاصة - وصلات. كما أنها توفر قوة الغرفة واستقرار الغلاف الداخلي للغرفة ، عندما يتجاوز ضغط مكون التبريد في فجوة "القميص" الضغط في الغرفة. يوضح الشكل (انظر الشكل 2.30) أنواع المباعدات المستخدمة في تصميمات CS الحديثة. الفواصل والأغلفة الخارجية والداخلية متصلة باللحام ، وتكوين اللحام للرفوف في المكون وتحتفظ بخصائص القوة عند تسخين الجدران.

أرز. 2.37 أنواع روابط قذائف CS.

أ. فاصل مموج ب. قذيفة داخلية مضلعة، الخامس. غرفة أنبوبي.

هناك ظرف واحد أكثر أهمية لزيادة كفاءة CS ، والذي يتم ضمانه من خلال إدخال روابط في تصميم CS. يتعرض جسم غرفة LRE لتحميل قوة كبيرة. يمكن أن تحدث عملية الاحتراق عند ضغوط المنتج التي تصل إلى عدة عشرات من الآلام والكروب الذهنية. في هذه الحالة ، يجب أن يكون ضغط مكون التبريد في الفجوة البينية دائمًا أكبر من الضغط في الغرفة. خلاف ذلك ، لن يتمكن المكون من دخول CS. وبالتالي ، فإن الغلاف الداخلي للغرفة ، الذي يتعرض لانخفاض ضغط خارجي يساوي الفرق بين ضغط الإمداد والضغط في الغرفة ، يمكن أن ينهار - ويفقد الاستقرار. وإذا تم تسخينها أثناء العملية الجارية في الغرفة ، فإن الخصائص الميكانيكية لمادة الغلاف تكون ذات قيمة منخفضة. في العينات الأولى من المحركات ، عملت الأغلفة الخارجية والداخلية بشكل مستقل عن بعضها البعض (انظر الشكل 2.38) ، مما استبعد إمكانية زيادة الضغط في غرفة الاحتراق.

أرز. 2.38 غرفة الاحتراق لمحرك RD-1100

1. كتلة الحاقن مع نظام الإشعال ، 2. تعمل بشكل مستقل (بدون وصلات) قذائف الغرفة. 3 كتلة فوهة.

في محركات الصواريخ الحديثة التي تعمل بالوقود السائل ، كما ذكرنا سابقًا ، يتم تنفيذ CS مع قذائف مرتبطة بها. مع إدخال مكون تبريد في فجوة "الغلاف الداخلي" في قسم الخروج من الفوهة (المخطط الأكثر شيوعًا) (انظر الشكل 2.39.) ، يتم تحديد أكبر انخفاض في الضغط يعمل على الغلاف الداخلي. في هذا القسم ، يكون ضغط المكون هو الأقصى ، والضغط في الغرفة قريب من الصفر. يجب أن يتم تقييم موثوقية قوة قذائف الغرفة (قوة الأصداف ، ثبات الغلاف الداخلي ، قوة الروابط والمواقف الأخرى) مع مراعاة هذا الظرف.

أرز. 2.39 توزيع الأحمال على طول الغرفة

تُستخدم التسميات التالية على الرسم البياني: ضغط الغاز في الحجرة ، ضغط عنصر التبريد في الفجوة "البينية" ، درجة حرارة الغاز في الغرفة ، t cf. - متوسط ​​، فوق سمك الغلاف الداخلي ، ودرجة الحرارة ، - انخفاض الضغط عبر الفوهة ، م بارد. هو معدل التدفق الكتلي لمكون التبريد ، L هو طول الحجرة ..

وتجدر الإشارة إلى أن خيارات الاتصال الواردة في هذا الدليل ، باعتبارها الأكثر استخدامًا في تصميمات CS الحديثة ، قد تم التحقق منها من خلال عدد كبير من التجارب وأثبتت نفسها جيدًا في تشغيل العديد من عينات محركات السكك الحديدية ذات الأبعاد المختلفة.

هناك وسيلة أخرى لتقليل التأثير الحراري على الجدار الداخلي للغرفة وهي إدخال وحدات الستارة الهوائية في التصميم. يوضح الشكل (انظر الشكل 2.40) خيارات حلول التصميم لتجميعات الستائر التي يتم من خلالها إدخال المواد القابلة للاحتراق لضمان تكوين فيلم غاز-سائل على السطح الداخلي لغلاف "الغلاف".

الشكل 2.40. خيارات ستارة هواء الغرفة.

أ – مع الثقوب , ب – مع فجوة مشقوقة

تتميز غرف الاحتراق في LREMT بنوعين من أوضاع التشغيل (انظر الشكل 3.7). بالنسبة للغرفة ذات حالة التشغيل المستقرة ، يمكن اختيار نظام التبريد للجدار الداخلي وفقًا لمبدأ الغرف التي تم تفكيكها للتو. يمكن لمتغير LREMT ، الذي يعمل في الوضع النبضي ، استخدام حجرة ذات "نظام سعوي" لحماية جدار الحجرة. يوفر هذا الخيار تنفيذ غلاف واحد (بدون "سترة تبريد") بسماكة متزايدة مع حلقات تقوية إضافية (انظر الشكل 2.41).

أرز. 2.41. غرفة الاحتراق لمحرك صاروخي منخفض الدفع.

1. كتلة صمام الوقود ، 2. غرفة الاحتراق ، 3. مجموعة ملحقات الفوهة ، 4. فوهة فوهة ، 5. الشاعل ، 6. كتلة صمام الوقود.

مثل هذا الحل مقبول ، لأنه في الفترات الفاصلة بين تشغيل الغرفة ، "يرتكز" الجدار على تأثيرات منتجات الاحتراق ويقل تسخينه.

العقدة المهمة بشكل خاص هي رئيس مؤتمر الأطراف. يوجد في قيعان الرأس فوهات تدخل من خلالها المكونات إلى الغرفة. تختلف أنواع الفتحات اختلافًا كبيرًا في التصميم. في الشكل (انظر الشكل 2.42). يتم إعطاء بعض الضمانات لفوهات نفاثة وطرد مركزي وفوهات مكونة من عنصرين ، والتي تستخدم في محركات مخطط "سائل-سائل".

أرز. 2.42. خيارات فوهة السائل.

1. الجزء السفلي الأمامي ، 2. القاع الأوسط ، 3. فوهة النفاثة ذات المكونين ، 4. فوهة الدوامة المكونة من مكون واحد ، 5. فوهة الطرد المركزي ذات المكون الواحد ، 6. فوهة الطرد المركزي ذات الفتحتين العرضية ، 7. كم مباعد.

بالنسبة للمحركات المصنوعة وفقًا لمخططات الاحتراق اللاحق لغاز المولد ، فإن رؤوس الغرف مزودة بفوهات غاز-سائل (الشكل 2.43).

أرز. 2 43. المتغيرات من فوهات الغاز السائل.

1. القاع الأمامي ، 2. القاع الأوسط ، 3. فوهة النفث النفاث ، 4. فوهة الطرد المركزي النفاث ، 5. فوهة الطرد المركزي النفاثة مع دوامة لولبية ، 6. فوهة مرحلتين (مجتمعة): المرحلة الأولى هي الغاز - النفاثة السائلة ، السلسلة الثانية عبارة عن طرد مركزي سائل مع ثقوب عرضية.

يتم تحديد خيار الفوهات لرأس الخلط من قبل المصمم على أساس الخبرة المكتسبة سابقًا في العمل على حجرة المحرك - نموذج أولي وإجراء الحسابات. تم تحديد موقع الفتحات الموجودة على قيعان الرأس بناءً على رغبة المصمم في الحصول على أفضل اكتمال لاحتراق المكونات والحاجة إلى إنشاء طبقة وقود فعالة بالقرب من الجدار. يجب أن توفر آخر المواضع المذكورة طريقة مقبولة لتسخين الجدار الداخلي للغرفة (انظر الشكل 2.44).

أرز. 2.44 مخططات موقع الفتحات على رؤوس CS

أ -ترتيب الفوهات على شكل خلية نحل.

1. فوهات الطرد المركزي ، 2. فوهات الطرد المركزي.

ب -فوهات الشطرنج

1. فوهة المؤكسد 2. فوهة الوقود.

الخامس- ترتيب الفوهات في دوائر متحدة المركز

1 فوهة مكونة من مكونين ، 2. فوهة مكونة من مكون واحد

ويترتب على النظر في الأشكال أنه ، بغض النظر عن تصميم الفتحات الموجودة على قيعان رأس الخلط ، من الضروري تشكيل ستارة موثوقة من فوهات الوقود على القطر الخارجي.

يحتوي LRE CS أيضًا على عدد كبير من العقد اللازمة للتشغيل الطبيعي للمحرك. هذه هي مشعبات الإدخال والإخراج للمكونات ، وعقد أحزمة الستارة ، وعقد توصيلات أجزاء الغرفة (رأس الخلط ، والأقسام الأسطوانية والفوهة) ، وعقد البدء والإيقاف ، والأقواس التي تنقل قوة الجر إلى الطائرة ، وما إلى ذلك ، يجب تصميم جميع العقد المدرجة وتقييمها وإخضاعها أيضًا لاختبارات تؤكد أدائها. لا ترتبط رغبة المؤلفين في إبراز ميزات إنشاء CS بالحاجة إلى ضمان اختصار البرنامج التعليمي المقدم.

يتميز تقييم كمال CS بمعامل اكتمال الدافع المحدد ، والذي يحدده التعبير التالي:

, (2.22.)

حيث: - معامل اكتمال النبضة المحددة ،

أنا أتفوق - تم قياس الدافع المحدد تجريبيًا ،

الدافع النظري المحدد ،

معامل الكمال للعملية في الغرفة ،

معامل الكمال للعملية في فوهة الغرفة ،

يتم تحديد معامل التصميم بناءً على البيانات الإحصائية التي تم الحصول عليها أثناء اختبارات المحركات التي تعمل على مكونات مماثلة. عادة ، قيمة هذا المعامل هي 0.96 ... 0.99.

يتم حساب معامل الفوهة () مع الأخذ في الاعتبار خسائر الاحتكاك () والخسائر بسبب المجال غير المتكافئ لسرعات التدفق عند مخرج الفوهة (). بالإضافة إلى ذلك ، يتم أخذ الخسائر الإضافية () المرتبطة بتبريد التدفق في الفوهة ، ودرجة عدم التوازن ، وغيرها في الاعتبار:

. (2.23.)

في الحالة العامة ، تتوافق القيم العددية للمعاملات المدرجة مع الحدود التالية: = 0.975 ... 0.999 ، = 0.98 ... 0.99 و = 0.99 ... 0.995. في هذه الحالة ، القيمة = 0.945 ... 0.975.

مع الأخذ في الاعتبار القيم المعطاة ، يمكن أن تكون قيمة اكتمال الدافع المحدد في النطاق من 0.9 إلى 0.965.

2.5.2. مولدات الغاز السائل (LGG).

تعتمد الحلول والميزات الهيكلية للعمليات داخل الغرفة إلى حد كبير على ما إذا كان ZhGG مثبتًا على LRE للمخططات "المفتوحة" أو "المغلقة". بالنسبة لمحركات المخطط "المفتوح" ، يتم تنفيذ CGG بضغط قريب من ضغوط CS الرئيسي. توفر محركات LPGG للدائرة "المغلقة" لسائل العمل (منتجات الاحتراق) للتوربين ضغطًا أعلى بكثير من الضغط في CS الرئيسي. ومع ذلك ، فإن غازات الدفيئة ، المؤكسدة والخيارات المختزلة ، تعمل بنسب مكونات أقل بكثير من تلك المحددة لـ CS. وبالتالي ، فإن درجات الحرارة التي تتم فيها العملية في غرف مولد الغاز تختلف أيضًا بشكل كبير عن درجات حرارة العملية في CS.

يستخدم LRE غاز البترول المسال المكون من مكونين ومكون واحد. الأكثر استخدامًا هو ZHGG المكون من عنصرين. بالنسبة للمحركات ذات الاحتراق اللاحق لغاز المولد ، يتم استخدام LGGs المكونة من عنصرين بشكل طبيعي على أنها الأكثر طبيعية. وتجدر الإشارة إلى أن جزءًا كبيرًا من القضايا المتعلقة بميزات تصميم وتطوير هذا البديل من JGG يتم حلها وفقًا للمواقف المعتمدة لـ CC. سيتم عمل رأس خلط الفوهة وموقعها على قيعان الرأس وفقًا للمخططات المستخدمة عند اختيار حلول مماثلة لـ CS. في الوقت نفسه ، مع الأخذ في الاعتبار مستوى درجة الحرارة المنخفض نسبيًا في غرفة GGG ، عادةً ما يتم استخدام نسخة غير مبردة من الجدار. يوضح الشكل (انظر الشكل 2.45) الجزء الرئيسي من مكونين ZHGG ، أحد المحركات المحلية.

أرز. 2.45 مكونان JGG

تم استخدام نسخة مماثلة من ZHGG كجزء من محرك RD-111. توضح الأسهم في الشكل تركيبات إدخال المكونات.

يتم تطوير مولدات الغاز أحادية المكون وفقًا لمبادئ أخرى. في الماضي القريب ، لمولدات الغاز هذه ، تم استخدام بيروكسيد الهيدروجين (H 2 O 2) كمكون. تم وضع مادة خاصة (محفز) في حجرة مولد الغاز ، أدى تفاعل بيروكسيد الهيدروجين إلى إنتاج بخار الماء والأكسجين الغازي بدرجة حرارة عالية (من 720 إلى 1030 كلفن بتركيز 80٪ و 90٪ ، على التوالى). يوضح الشكل (انظر الشكل 2.46) SGG (ما يسمى بمولد الغاز الذي ينتج البخار باعتباره مائع العمل في التوربين) ، الذي طورته Energomash من أجل RD-107 LPRE وتعديلاته.

أرز. 2.46 مولد غاز سائل أحادي المكون.

1. تركيب مدخل المكون ، 2. حزم المحفز ، 3 أنابيب مخرج بخار

المكون - بيروكسيد الهيدروجين - ليس هو المكون الوحيد الذي يمكن تحويله إلى غاز من أجل الحصول على سائل عامل للتوربين. لا سيما بالنظر إلى أن بيروكسيد الهيدروجين عالي التركيز ليس مستقرًا بدرجة كافية أثناء التخزين ، فمن المستحسن استخدام مكونات أخرى. يمكن استخدام الهيدرازين وثنائي ميثيل هيدرازين غير المتماثل (UDMH) على هذا النحو ، ولكن يلزم استخدام محفزات خاصة ، مثل بيروكسيد الهيدروجين.

2.5.3. وحدة Turbopump (TNA) ،

يحدد TNA إلى حد كبير خصائص الطاقة لمحرك الصاروخ. دائمًا ما تحظى درجة الكمال في المكونات الرئيسية لـ HP والتوربينات والمضخات ، في عملية إنشاء تصميمات حديثة ، باهتمام وثيق من مطوري المحركات. بالنسبة لمصممي CS و ZGG ، فإن قضايا ضمان اكتمال احتراق المكونات ، وضمان مقاومة درجات الحرارة وقوة الأجزاء والتجمعات تحدد نجاح التشغيل اللاحق لـ LRE الذي تم إنشاؤه. بالنسبة للمتخصص الذي يعمل على إنشاء HPP ، فإن القضايا الرئيسية هي: زيادة كفاءة التوربينات والمضخات ، وقوة أجزائها (شفرات التوربينات والأقراص ، ودفاعات المضخات ، والمبيت ، والعمود) ، وموثوقية الأختام وعدد للآخرين الذين يحددون موثوقية وكمال HPP. يزيد الحل الناجح للمواضع المدرجة من الدافع الدافع المحدد ، ويقلل من الثقل النوعي لـ HP والمحرك. عند مزيد من الدراسة لمعلمات وخصائص HP ، سيتبين أن المواضع المذكورة أعلاه تعتمد بشكل مباشر على معلمة مثل سرعة الدوار (النظام هو "التوربينات ، المضخات ، العمود").

البيانات الأولية لتطوير HP هي أنواع المكونات ، ومتطلبات التكاليف والضغوط ، والموارد والبيانات الأخرى الناشئة عن متطلبات LRE. تتيح دراسات التصميم إمكانية استخلاص استنتاج حول معدلات التدفق ومعلمات مائع العمل لإنشاء طاقة التوربينات المطلوبة اللازمة لتشغيل المضخات. عند تنفيذ هذه الأعمال ، يتم تحديد ما يلي: التخطيط الأساسي لـ HP ، وسرعة الدوار ، وأنظمة الختم ، وفي النهاية ، خصائص الكتلة.

في العمل على إنشاء TNA ، يأخذ المطور في الاعتبار المتطلبات الإلزامية التي يسترشد بها:

· توفير المعلمات الرئيسية (الأبعاد والكتلة وأجزاء مثبتات HP الناشئة عن متطلبات تصميم المحرك) والخصائص أثناء مورد معين ؛

ضمان معدلات التدفق والضغوط المطلوبة للمكونات المثبتة للاستخدام في المحرك ؛

· تحديد الوظائف التي تتيح توفير تكلفة تقريبية للعينة المطورة.

في مزيد من العمل على إنشاء محرك صاروخي ، يمكن تحديد متطلبات إضافية.

من بين المواضع الرئيسية التي تحدد المظهر البناء ومعلمات HPP ، يجب مراعاة المخططات التخطيطية لـ HPP. تظهر المخططات الممكنة في الشكل (انظر الشكل 2.47).

أرز. 2.47. مخططات تخطيط TNA

أ ، بو الخامس - TNA أحادي الدوار ، جي. - TNA متعدد الدوار

التعيينات المقبولة: لكن -مضخات مؤكسدة NG - مضخات وقود.

على النحو التالي من النظر في الشكل ، ستختلف خيارات مخططات التخطيط ، سواء تم تحديد مخطط بدون تروس أو مخطط مع علبة تروس لمزيد من التطوير. في حالة وجود دارة بدون تروس ، غالبًا ما يكون من غير الممكن اختيار سرعة مثلى واحدة للتوربين ولكل من المضخات. ومع ذلك ، فإن HP مع دائرة تروس ستتمتع دائمًا بأسوأ خصائص الكتلة. محركات الصواريخ السائلة الحديثة متوسطة وكبيرة وكبيرة جدًا ، في حالة ، يمكن حساب الكتلة التقريبية لـ HP باستخدام التعبير التالي:

يوضح الشكل (انظر الشكل 2.48) المخططات الهيكلية لـ TPU ، مع ترتيب ثنائي الجانب للمضخات ووجه واحد. تظهر الرسوم البيانية العقد المذكورة أعلاه.

أرز. 2.48 المخططات الهيكلية لـ TNA

1. مضخات الوقود ، 2. التوربينات ، 3. و 4. الأختام الداخلية للمضخات والتوربينات ، 5. مضخة المؤكسد ، 6. الختم الهيدروديناميكي ، 7. الختم المتوسط.

تستخدم المحركات ذات الدفع المنخفض المتوسطة والكبيرة والعالية جدًا توربينات غازية يتم تشغيلها بواسطة مضخات طرد مركزي. تعتمد خيارات التخطيط على ميزات خيارات LRE ، مثل نوع المكونات ونظام تشغيل HPT وخصائص المنتج الذي يدخل التوربين وغيرها. سيختلف المظهر البناء لـ HP أيضًا عن الحلول الخاصة التي يحددها المصمم وفقًا لتقديره الخاص. توضح الأشكال (انظر الشكل 2.48 و 2.49) أنواع HP ، حيث يتم توريد المكونات من جانب واحد و المدخلات على الوجهين.

أرز. 2.42. THA مع مضخات ، مع مدخلات من جانب واحد من المكونات

1. شفة مشعب العادم ، 2. التوربينات ، 3. مدخل مع اوجير ، 4. مدخل مضخة الوقود ، 5. نابض ، 6. شفة مخرج مضخة الوقود ، 7. مبيت مضخة المؤكسد مع البريمة ، 8. مضخة الوقود ذات شفة المدخل.

في TPU ، يتم تصنيع أغلفة المضخة بمضخات مسبقة (براغي) ، والتي توفر زيادة في الضغط عند المدخل أمام الدفاعات الرئيسية أحادية الجانب. نسخة مماثلة من جهاز التعزيز تقضي على حدوث التجويف أثناء تشغيل المضخة.

أرز. 2.50. THA مع المضخات ، مع مدخلات المكونات على الوجهين

1. شفة أنبوب مدخل مضخة الوقود ، 2. أنبوب مدخل لمضخة المؤكسد ، 3. جهاز ضغط الهواء ، 4. شفة لتزويد التوربينات بسائل العمل ، 5. التوربينات ، 6. مجمع عادم التوربينات.

النوع المقدم من HP مصنوع من توربين غازي على مرحلتين ومضختين للطرد المركزي. تحتوي المضخات على مداخل مكونة على الوجهين. تم تصميم تصميم THA بعمودين متصلين بواسطة زنبرك. على نفس العمود ، مع اثنين من محامله وموانع التسرب ، يتم تثبيت التوربينات ومضخة مؤكسد بالطرد المركزي. على العمود الثاني ، أيضًا مع المحامل والأختام الخاصة به ، توجد مضخة وقود. يتم دعم أداء المحامل عن طريق الشحم المملوء في تجاويف المحامل أثناء تجميع HP. يتم تثبيت الجزء الأول والثاني من الدوار في حاويات منفصلة ، متصلة ببعضها البعض بواسطة مسامير.

عادة ما تستخدم مضخات الطرد المركزي في HPP LREs. بالنسبة لمضخات HPP ، فإن الخصائص المضادة للتجويف مهمة للغاية ، والتي يعتمد عليها التأثير التآكلي على جزء التدفق من المضخة ، ولكن الأهم من ذلك ، إمكانية تعطيل جميع المعلمات ، والاستقرار التي تحدد أداء المهام المطلوبة من LRE بأكمله. يتم ضمان زيادة خصائص مقاومة التجويف للمضخة من خلال استخدام أجهزة خاصة ، تم تقديم بعض مخططاتها مسبقًا في الشكل 2.23. ولكن على نطاق واسع ، في ممارسة إنشاء HP ، يتم استخدام مضخات الطرد المركزي اللولبية.

على سبيل المثال ، يوضح الشكل (انظر الشكل 2.51) تصميم مضخة طرد مركزي لولبية الأكسجين.

الشكل 2.51. مضخة الطرد المركزي اللولبية.

1. غطاء السكن ، 2. تحمل ، 3. المكره للمضخة ، 4. مبيت المضخة. 5. اوجير ، 6. تحمل.

تعتمد كفاءة المضخة على تقليل الفاقد ، ومن أهمها:

تدفق المكون من تجويف الضغط العالي (مدخل من المكره) إلى تجويف المدخل ؛

احتكاك المكون بجدران التجاويف الداخلية للمضخة ؛

الاحتكاك في الأختام والمحامل.

يتم تقدير خسائر كفاءة المضخة المدرجة -:

كثافة المكون ،

تدفق حجم المكون ،

H هو الضغط الذي طورته المضخة ،

N n - الطاقة الفعلية التي تستهلكها المضخة.

عادة ، تتراوح كفاءة مضخات LRE من 0.5 ... 0.8 ،

بالإضافة إلى الأحكام المحددة ، توضح الأشكال (انظر الشكل 2.52) تصميمات الأجهزة الداعمة الأخرى - المضخات الأولية الخيطية (القاذفات).

الشكل 2.52. تصميم الجهاز النفاث (القاذف).

أ- قاذف به عدد من الثقوب. 1. مبيت القاذف ، 2. فتحات مدخل المكونات متباعدة بالتساوي حول المحيط ، 3. فوهة مدخل المكون. ب- قاذف مع مجموعة فوهات. 1. أنبوب إمداد المكونات ، 2. فوهات ، 3. جسم القاذف.

نظرًا لانخفاض الكفاءة ، يُنصح باستخدام المضخات النفاثة في المحركات ذات الاحتراق اللاحق ، نظرًا لأن زيادة طاقة التوربينات عند تزويد القاذف بسائل نشط عالي الضغط لا يقلل عمليًا من خصائص الطاقة لمحرك الصواريخ الذي يعمل بالوقود السائل. على الصورة. 2.52 ، أتصميم القاذف مع اثنتي عشرة فوهة تقع حول محيط حجرة الخلط بزاوية مخرج تبلغ 18 درجة. عندما تصل نسبة معدل تدفق السائل النشط إلى المقذوف إلى 25 %, يزيد رأس التيار الرئيسي بشكل كبير. ومع ذلك ، فإن كفاءة هذا الجهاز في الوضع الأمثل لا تزيد عن 0.15. قدرة الضغط المنخفض للقاذفات بكفاءة من 0.08 إلى 0.2 تحد من استخدامها في محركات الصواريخ الحديثة HPL.

تحت تأثير أفكار F.A. زاندر وك. Tsiolkovsky ، بالإضافة إلى الآفاق التقنية المواتية في إنشاء LRE ، المحسوبة عند حساب خصائص طيران الطائرات باستخدام LRE ، توصل المتخصصون السوفييت إلى استنتاج مفاده أن حدود استخدام المحركات المكبسية من حيث السرعة والارتفاع يمكن التغلب عليها من خلال استخدام LRE.

محرك صاروخي يعمل بالوقود السائل - محرك صاروخي يعمل على مكونات تعمل بالوقود السائل. يتكون LRE في الحالة العامة من غرفة واحدة أو أكثر ، ووحدات من نظام الإمداد والأتمتة ، وأجهزة لإنشاء قوى ولحظات تحكم ، وإطار ، وخطوط ، وأجهزة وتجميعات مساعدة. تعد وحدات أتمتة LRE جزءًا من مجموعة من الأجهزة التي توفر التحكم والتنظيم والصيانة لـ LRE. طائرة صاروخية محرك الصاروخ تسيولكوفسكي

يتكون نظام الدفع بمحرك صاروخي من الأجزاء الرئيسية التالية: محرك صاروخي واحد أو أكثر ، وخزانات بسائل عامل ، ووحدات ضغط لخزانات الوقود أو إمداد وقود الإزاحة ، ومحركات التوجيه ، وخطوط تربط المحركات بالخزانات ، والأجهزة المساعدة ، والأتمتة مصمم للتنظيم كعقد منفصلة لمحرك الصاروخ ونظام الدفع ككل.

لتشغيل LRE ، من الضروري وجود هيئات عاملة على متن الطائرة قادرة على الدخول في تفاعلات كيميائية طاردة للحرارة ، أي تفاعلات إطلاق الحرارة. إذا تم إطلاق الحرارة نتيجة تحلل مادة ما ، فإن المرء يتحدث عن وقود أحادي. الأكثر شيوعًا هو الوقود المكون من عنصرين ، حيث يتم خلط الوقود والمؤكسد فقط في غرفة الاحتراق.

يجب أن يفي وقود LRE بعدد من المتطلبات الخطيرة والمتضاربة في بعض الأحيان. أحد المتطلبات الرئيسية هو حرارة محددة كبيرة للاحتراق ، أو قيمة حرارية ، أي التأثير الحراري للتفاعل ل 1 كجم من الوقود أو الوقود ككل. إذا كانت مكونات الوقود لا تزال تحتوي على ذرات الصابورة التي لا تشارك في التفاعلات ، فقد تصبح الحرارة النوعية للاحتراق غير كافية للحصول على سرعات عالية من نواتج التفاعل.

متطلب آخر لوقود LRE هو أن ينتج عن التفاعل تكوين خليط غاز مع وزن جزيئي نسبي أدنى. على النحو التالي من قانون الحفاظ على الطاقة ، مع نفس الطاقة المدخلة ، فإن المواد ذات الوزن الجزيئي النسبي الأقل لها سرعة عادم أعلى.

متطلبات وقود LRE هي أن الوقود في الحالة السائلة يجب أن يكون ذو كثافة عالية ، ومقاومة للتآكل فيما يتعلق بالمواد الهيكلية ، والسمية ، والحساسية للتأثير

هناك عدد من المتطلبات الأخرى ، ولكن حتى من مقارنة تلك المدرجة بالفعل ، يمكن ملاحظة مدى أهمية الاختيار الصحيح لمكونات الوقود. فيما يتعلق بالمتطلبات المختلفة للطائرات ، وبالتالي من أجل LRE ، يتم استخدام الكثير من المواد الكيميائية المختلفة. يتسبب استخدام المكونات العدوانية السامة منخفضة الغليان ، على وجه الخصوص ، في عدد من الصعوبات الإضافية في إنشاء المنتجات وتشغيلها. ومع ذلك ، لا يزال من الممكن التغلب على معظم الصعوبات.

تستخدم الهيدروكربونات والهيدروجين وما إلى ذلك كوقود في LRE. يستخدم الأكسجين وحمض النيتريك وبيروكسيد الهيدروجين وما إلى ذلك كعامل مؤكسد.

في بعض الحالات ، لسهولة بدء تشغيل المحرك ، يتم استخدام مكونات ذاتية الإشعال تتفاعل بنشاط مع بعضها البعض. لا يتجاوز الدافع المحدد للمحركات التي تستخدم وقودًا ذاتي الاشتعال 3500 م / ث.

دعونا نلقي نظرة فاحصة على بعض عناصر المحرك. في غرفة الاحتراق في LRE ، تتم عمليات التبخر والإزاحة والاحتراق لمكونات الوقود. تم تجهيز رأس غرفة الاحتراق بعدد كبير من الفوهات ، والتي يتم من خلالها رش السائل في قطرات صغيرة. هذا يزيد بشكل كبير من شدة التبخر والخلط بين أبخرة مكونات الوقود ، مما يجعل من الممكن تقليل طول الحجرة المطلوبة للاحتراق الكامل. نظرًا لاستخدام الوقود عالي الكفاءة ، يمكن أن تتجاوز درجة حرارة الغازات داخل الغرفة 3000 درجة. غرف المحرك مصنوعة نسبيًا وخفيفة الوزن ومضغوطة. يعمل تدفق حراري قوي على جدران الغرفة ، وعادة ما يكون أسطوانيًا. لحماية جدران الغرف من التدمير ، يجب تبريدها بشكل مكثف. تحقيقا لهذه الغاية ، تم صنع قمصان الكاميرا مزدوجة. يتم إدخال أحد مكونات الوقود في التجويف بين جدران الغلاف الخارجي والداخلي. يتدفق السائل عبر الفجوة بين القذائف على طول الحجرة بأكملها ، ويسخن السائل ويحمل الحرارة القادمة من جانب النار في الغرفة. يتم حقن المكون المسخن من خلال فتحات في غرفة الاحتراق. من الناحية الهيكلية ، تصنع جدران غرف الاحتراق لمختلف المحركات إما في شكل أسطوانتين مترابطتين بواسطة إدخالات داخلية يتدفق من خلالها عنصر التبريد ، إلخ. ومع ذلك ، فإن مثل هذا التبريد الخارجي يكون أحيانًا غير كافٍ ، ويجب تقليل درجة حرارة الغاز بالقرب من الجدار داخل غرفة الاحتراق. يتم تحقيق ذلك عادة عن طريق إمداد جزء من الوقود مباشرة إلى الطبقة القريبة من الجدار. بالنسبة لغرف LRE التي تعمل لفترة قصيرة جدًا ، لا يتم استخدام التبريد الخاص في بعض الأحيان ، ويتم إنفاق الحرارة التي تدخل إلى جدران الغرفة على تسخين هيكل غرفة ضخم إلى حد ما.

قد تحتوي LRE على غرفة واحدة أو أكثر. اعتمادًا على الغرض من المحرك وحجم الدفع ، تختلف أقطار وأطوال الغرف على نطاق واسع. تتكون غرفة LRE من رأس خلط مع فوهات وغرفة احتراق وفوهة. يُطلق على أضيق جزء من الفوهة ، حيث يتسارع الغاز إلى سرعة الصوت ، القسم الحرج. في منطقة القسم الحرج ، يجب تبريد جدران الفوهة بشكل مكثف أكثر من الأجزاء الأكثر إجهادًا للحرارة في حجرة المحرك. في الجزء الأسرع من الصوت من الفوهة ، يتم تقليل إمداد الحرارة للجدران إلى درجة أنه يمكن تصنيع الأجزاء الطرفية للفوهة بدون تبريد سائل.

أرز. 1. مخطط محرك صاروخي سائل.

يؤثر تمدد الفوهة بشكل كبير على قيمة الدافع المحدد ويعتمد على نسبة الضغط في المحرك والبيئة.

يعود تاريخ تطوير محركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل إلى مطلع القرنين التاسع عشر والعشرين. خلال هذه الفترة ، تم وضع أسس نظرية الدفع النفاث وآليات الأجسام ذات الكتلة المتغيرة. في تطوير هذه القضايا ، كان دور العلماء الروس البارزين N.E. جوكوفسكي (1847-1921) ، I.V. ميشيرسكي (1859-1935) وآخرون.

ومع ذلك ، فإن أكبر مساهمة في تطوير مشاكل الدفع النفاث كانت عمل العالم الروسي الشهير K.E. تسيولكوفسكي (1857-1935) ، يعتبر بحق مؤسس الملاحة الفضائية الحديثة وتكنولوجيا الصواريخ. بعد أن بدأ يهتم بمشاكل الدفع النفاث في عام 1883 ، ك. نشر Tsiolkovsky في عام 1903. العمل المشهور عالميًا لاحقًا "استكشاف الفضاءات العالمية باستخدام الأجهزة التفاعلية". في هذا العمل ، حدد تسيولكوفسكي أساسيات ديناميكيات الصواريخ ووصف الصاروخ بأنه وسيلة للتحليق في الفضاء. أصبح مخطط محرك صاروخ الوقود السائل الذي اقترحه أساسًا للتطورات التي قام بها أتباعه. تبين أن تصريحاته حول اختيار الوقود وبعض ميزات تصميم هذا المحرك كانت نبوية. اقترح تسيولكوفسكي: أكسجين-هيدروكربون ووقود أكسجين-هيدروجين. التبريد المتجدد لغرفة الاحتراق وفوهة المحرك بمكونات الوقود السائل ؛ عزل السيراميك لهذه العناصر الهيكلية ؛ تخزين منفصل وضخ مكونات الوقود في رأس الخلط للغرفة مع الاحتراق اللاحق ؛ دفع ناقلات التحكم عن طريق تدوير جزء المخرج من الفوهة ودفات الغاز. وقد أظهروا الأهمية القصوى للسرعة العالية لانتهاء صلاحية سائل العمل من المحرك وتميزوا بطرق زيادته.

كان أول أتباع Tsiolkovsky في بلدنا علماء ومخترعين موهوبين Yu.V. كوندراتيوك (1897-1942) ، ف. Zander (1887-1933) و V.P. Glushko (1908-1989).

عمل Yu.V Kondratyuk بشكل مستقل عن Tsiolkovsky. وجدت دراسته النظرية الرئيسية ، "الاستيلاء على الفضاءات بين الكواكب" (1929) ، التي تكررت جزئيًا واستكملت عمل تسيولكوفسكي ، وجدت بعض الأسئلة حلاً جديدًا. على وجه الخصوص ، اقترح Kondratyuk بعض المعادن ومركبات الهيدروجين الخاصة بها كوقود للمحركات.

F. كطالب ، درس زاندر أعمال تسيولكوفسكي وكان مهتمًا بمسائل الرحلات الفضائية. في عام 1924 أوجز فكرته الرئيسية - الجمع بين صاروخ وطائرة للإقلاع من الأرض والاحتراق اللاحق للأجزاء المعدنية للطائرة كوقود لمحرك نفاث. أجرى زاندر دراسات نظرية لقضايا مختلفة من تنفس الهواء ومحركات الصواريخ ، وبدأ العمل على تنفيذها العملي.

ف. كان غلوشكو مغرمًا بقضايا الملاحة الفضائية في شبابه. في رسالة إلى Tsiolkovsky بتاريخ 26 سبتمبر 1923. كتب أنه كان منغمسًا في فكرة السفر بين الكواكب لأكثر من عامين. منذ عام 1924 يبدأ Glushko في نشر الأوراق العلمية والعلمية الشعبية حول الصواريخ وتكنولوجيا الفضاء. في عام 1930 اقترح Glushko حامض النيتريك ، وهو مزيج من حمض النيتريك مع رباعي أكسيد النيتروجين ، ورابع نيترو ميثان ، وبيروكسيد الهيدروجين ، ومخاليط الفلور مع الأكسجين ، والوقود ثلاثي المكونات ، وما إلى ذلك كمكونات لوقود الصواريخ ، والعزل الحراري الخزفي لغرفة الاحتراق مع ثاني أكسيد الزركونيوم كان المتقدمة. في عام 1931 اقترح غلوشكو ، وفي عام 1933. أدخل الاشتعال الكيميائي والوقود الذاتي الاشتعال. في الوقت نفسه ، تم تطوير فوهة محددة ، وتعليق محرك كاردان للتحكم في طيران الصاروخ ، وتصميم وحدة ضخ توربيني مع مضخات وقود طرد مركزي.

أجرى Glushko العديد من الدراسات النظرية والتجريبية حول أهم القضايا المتعلقة بإنشاء وتطوير محركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل ، وطور عددًا كبيرًا من تصميمات المحركات من أول محركات صاروخية تجريبية محلية (ORM) إلى أحدث تصميمات الطيران في الفضاء. لكونه أحد رواد تكنولوجيا الصواريخ ، يعتبر Glushko بحق مؤسس صناعة محركات الصواريخ الوطنية.

وبنفس الطرق التي اتبعها تسيولكوفسكي ، ولكن بعده ، اقتربوا من فكرة صنع صواريخ بمحركات صواريخ تعمل بالوقود السائل في بلدان أجنبية.

لم يقم Tsiolkovsky بعمل تجريبي على إنشاء محرك صاروخي. تم حل هذه المهمة من قبل طلابه وأتباعه ، سواء في الاتحاد السوفياتي أو في الخارج.

في الولايات المتحدة ، بدأ العمل التجريبي بواسطة R.Goddard (1882-1945) ، الذي اقترح العديد من الحلول التقنية المختلفة في مجال إنشاء محركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل والصواريخ معهم.

في الولايات المتحدة بالفعل في عام 1921. أجرى جودارد اختبارات مقاعد البدلاء لاختبار LRE التجريبي يعمل على وقود الأثير الأكسجين. ١٦ مارس ١٩٢٦ نفذ أول إطلاق لصاروخ تجريبي سائل.

في ألمانيا ، بدأ أوبيرث اختبارات مقاعد البدلاء لمحركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل في عام 1929 ، كما بدأ وينكلر اختبارات الطيران للصواريخ التي تعمل بالوقود السائل منذ عام 1931. منذ عام 1937 تحت قيادة Wernher von Braun ، تم تطوير أقوى صاروخ V-2 في ذلك الوقت ، وبدأت اختبارات الطيران في عام 1942.

في الاتحاد السوفياتي ، تعود بداية العمل التجريبي على تنفيذ أفكار Tsiolkovsky إلى 15 مايو 1929 ، عندما تم إنشاء أول وحدة تصميم تجريبية لتطوير الصواريخ ومحركات الصواريخ الكهربائية والسائلة لها وبدأت الأنشطة العملية كجزء من مختبر ديناميات الغاز في لينينغراد. قاد غلوشكو الوحدة. في هذا القسم في الثلاثينيات. تم إنشاء عائلة من المحركات الصاروخية التجريبية بقوة دفع تتراوح من 60 إلى 300 كيلوجرام ثقلي ، وتعمل على العديد من المؤكسدات السائلة والوقود. كان للمحركات تسمية ORM (محرك صاروخي تجريبي).

تم تصميم وبناء أول مركبة تجريبية سوفيتية LRE ORM-1 في 1930-1931. وقود المحرك - رابع أكسيد النيتروجين والتولوين أو الأكسجين السائل والبنزين. عند اختباره على وقود الأكسجين ، طور ORM-1 قوة دفع تصل إلى 20 كجم.

أرز. 2. أول محرك صاروخي محلي يعمل بالوقود السائل ORM-1.

خلال الفترة 1930-1933. في GDL ، تم إنشاء سلسلة من محركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل من ORM-1 إلى ORM-52. أقوى LRE ORM-52 يعمل على حمض النيتريك والكيروسين ويطور قوة دفع تصل إلى 250 ... 300 كجم ثقلي عند ضغط 2 ... 2.5 ميجا باسكال.

لأول مرة في GDL ، تم بنجاح حل العديد من المشكلات العملية المتعلقة بإنشاء محرك صاروخي يعمل بالوقود السائل ، وتم تحديد مسارات تطوير أخرى.

تم تطوير مشاكل تكنولوجيا الصواريخ ، التي جذبت اهتمامًا واسعًا ، من قبل العديد من المتحمسين السوفييت على أساس طوعي. كانت تسمى جمعياتهم مجموعات لدراسة الدفع النفاث (GIRD). تم إنشاء مثل هذه المنظمات العامة في ظل Osoviahim في عام 1931. في موسكو (MosGIRD) ولينينغراد (LenGIRD) ، لاحقًا - في مدن أخرى. من بين المنظمين والعاملين النشطين في MosGIRD كان F.A. زاندر ، س. كوروليف ، ف. فيتشينكين ، م. تيخونرافوف ، يو. بوبيدونوستسيف وآخرون. أطلقت MosGIRD محاضرة واسعة ودعاية مطبوعة ، ونظمت دورات حول نظرية الدفع النفاث وبدأت العمل على تصميم طائرة LPRE OR-2 بواسطة FA Zander للطائرة الصاروخية RP-1. في عام 1932 في موسكو ، على أساس MosGIRD ، تم إنشاء منظمة بحث وتطوير لتطوير الصواريخ والمحركات ، وتسمى أيضًا GIRD ، و S.P. كوروليف.

استخدمت المحركات التي تم تطويرها في GIRD الأكسجين السائل كمؤكسد ، والبنزين والكحول الإيثيلي كوقود. تم اختبار أول LRE Zander ، OR-2 ، في عام 1933 ، وكان يعمل بالأكسجين والبنزين.

في نهاية عام 1933 في موسكو ، على أساس GDL و GIRD ، تم إنشاء أول معهد أبحاث للطائرات الحكومية في العالم (RNII). تم تطوير متخصصي LRE ، الذين نشأوا في GDL ، في RNII في 1934-1938. سلسلة من المحركات التجريبية من ORM-53 إلى ORM-102 ومولد الغاز GG-1 ، والتي عملت لساعات على حامض النيتريك والكيروسين بالماء عند درجة حرارة 850 كلفن وضغط 2.5 ميجا باسكال. كان محرك ORM-65 ، الذي اجتاز الاختبارات الرسمية في عام 1936 ، المحرك الأكثر تقدمًا في عصره. كان المحرك يعمل بحمض النيتريك والكيروسين ، وتم تنظيم الدفع في حدود 50 ... 175 كجم ، وكان الإطلاق متعددًا ، بما في ذلك التشغيل الآلي. تم إجراء اختبارات إطلاق صاروخ ORM-65 على طائرات صممها S.P. Korolev وصاروخ كروز 212 وصاروخ RP-318-1 الصاروخي. 28 فبراير 1940 قام الطيار V.P. Fedorov بأول رحلة على متن طائرة شراعية صاروخية بمحرك RDA-1-150 ، والذي كان بمثابة تعديل لـ ORM-65.

بدأ العمل التجريبي الحقيقي على استخدام محركات الصواريخ على الطائرات الشراعية والطائرات. استمرت هذه الأعمال طوال الحرب وسنوات ما بعد الحرب الأولى.