Виктор Петров - Искусственный спутник земли

На рис. 5 представлена элементарная схема ЖРД с баллонной системой подачи компонентов топлива и пиротехническим зажиганием.

ЖРД состоит из следующих основных конструктивных элементов и систем: камеры сгорания, где происходит подготовительный процесс и процесс сгорания топлива; сопла, в котором тепловая энергия продуктов сгорания преобразуется в кинетическую энергию газов, истекающих из двигателя; системы питания, обеспечивающей подачу компонентов топлива в камеру сгорания (система питания включает в себя: баки с горючим и окислителем, баллоны с сжатым инертным газом, парогазогенератор, насосы, трубопроводы, форсунки и т. д.); системы охлаждения камеры сгорания для пламенных ЖРД, в которых температура превышает 2500°К; системы управления, которая обеспечивает правильный запуск двигателя и режим его работы (сюда относятся различные краны, клапаны, редукторы, дроссели, пусковые пробивные мембраны и т. д.); системы зажигания, обеспечивающей воспламенение компонентов топлива в камере сгорания в момент запуска двигателя.

Запуск ЖРД производится с помощью управляемого пневмоэлектроклапана 1 , который, открываясь, одновременно включает зажигательное устройство 12 . Сжатый до 300 атм инертный газ поступает из баллонов 3 через редуктор 2 , где давление понижается до 30 атм, и пусковые мембраны 6 в баки с горючим 5 и окислителем 4 . Под действием этого инертного газа горючее и окислитель через мембраны 7 и вентиль 8 подаются каждый по своему трубопроводу через форсунки 10 в камеру сгорания 9 . По пути в камеру сгорания один из компонентов топлива проходит по охлаждающему тракту 11 камеры сгорания и сопла. Распыление и смешение компонентов топлива происходит только в камере сгорания во избежание взрыва. Компоненты топлива подаются в камеру сгорания в заданном весовом отношении.

В результате преобразования в сопле 13 тепловой энергии газов в кинетическую энергию возникает тяга двигателя, сообщая ускорение ракете, на которой двигатель установлен.

Уже в 1931 году советским инженером Ф. А. Цандером был сконструирован, построен и испытан первый жидкостный ракетный двигатель. В те же годы состоялись успешные полеты жидкостной ракеты, сконструированной советским ученым М. К. Тихонравовым. Камеру сгорания, выдерживающую высокие температуры, изобрел в 1929 г. советский инженер П. И. Шатилов, чем ускорил создание конструкции жидкостного ракетного двигателя. Дальнейшее усовершенствование конструкции ЖРД принадлежит советским инженерам Л. С. Душкину и А. М. Исаеву. Теория жидкостных ракетных двигателей разработана Ф. А. Цандером, И. И. Кулагиным и другими советскими инженерами и учеными.

Жидкостные ракетные двигатели в подавляющем своем большинстве могут быть либо с насосной системой подачи компонентов топлива в камеру сгорания, либо с баллонной системой подачи. Вторая является наиболее простой и применяется для двигателей сравнительно небольших ракет. Первая применяется в ракетных двигателях дальнего действия.

Выбор конкретной системы подачи топлива ракетного двигателя и ее составных частей определяется прежде всего назначением двигателя, его размерами, топливом, тягой, характером полета и продолжительностью работы, а также общими требованиями простоты конструкции, легкости изготовления, удобства эксплуатации и, главное, минимального веса.

Жидкостные ракетные двигатели работают или на жидких компонентах топлива или на одном жидком, применяемом в качестве горючего, а другом газообразном, используемом в качестве окислителя.

В качестве примера реактивного двигателя с насосной системой подачи топлива в камеру сгорания рассмотрим ЖРД стратосферной ракеты.

К настоящему времени известно несколько типов высотных стратосферных ракет.

Чтобы пояснить устройство, а также принцип действия ЖРД стратосферной ракеты, приведем в качестве примера ЖРД, применявшийся в первой ступени стратосферной двухступенчатой ракеты (рис. 6), вторая ступень которой в 1954 г. достигла высоты в 425 км.

Принципиальная схема такого ЖРД с основными агрегатами показана на рис. 7. Этот двигатель работает на двухкомпонентном топливе, состоящем из обычного этилового спирта 75% крепости (горючее) и жидкого кислорода (окислитель), которые хранятся в двух отдельных больших баках. Запас топлива на ракете достигает свыше 9 т, что составляет почти ⅚ общего веса ракеты. Как видно из приведенного выше рис. 7, по объему топливные баки составляют большую часть всего объема ракеты. Несмотря на такое большое количество топлива, его хватает только на 75–90 секунд работы двигателя, так как такой двигатель расходует свыше 125 кг топлива в секунду, развивая тягу в 25 т (на земле). Скорость истечения газов из сопла двигателя достигает более 2000 м/сек.

Как видно из рис. 7, основными частями двигателя являются шаровидная камера сгорания 4 , реактивное сопло 1 , парогазогенератор, турбонасосный агрегат для подачи топлива и система управления. Продукты сгорания расширяются в сопле двигателя до давления на выходе, равного 0,8 кг/см 2, и приобретают при этом большую скорость. Диаметр камеры сгорания в наиболее широкой части ее равняется 950 мм. Диаметр горловины сопла 410 мм, диаметр выходного сечения 740 мм. Длина двигателя составляет 1790 мм. Вес камеры сгорания с соплом 420 кг. В днище камеры сгорания расположено 18 горелок (форкамер) 3 , разрез камеры показан на рис. 8. Кислород, подаваемый насосом 16 , поступает внутрь горелок через трубопровод 5 в центральные форсунки, а спирт, выходящий из рубашки охлаждения, — через кольцо маленьких форсунок вокруг каждой горелки. Такая конструкция форкамер обеспечивает достаточно хорошее распыление и перемешивание топлива, необходимые для осуществления полного сгорания за то очень короткое время, пока топливо находится в камере сгорания (сотые доли секунды).