Основні типи ракетних двигунів - Студопедія
Навчально-методичний посібник
На тему: «Класифікація ракетних двигунів та принципові схеми ракетних рухових установок»
Схвалено
від «___»_________2010 р.
Аннотація
Навчально-методичний посібник призначений для допомоги спеціалістам АТ «СП «Байтерек» у закріпленні знань щодо класифікації ракетних двигунів.
Діяльність наводяться основні типи ракетних двигунів, основні типи ракетних рухових установок, визначено вимоги до них.
Навчально-методичний посібник дозволяє закріпити знання класифікації ракетних рухових установок різних типів.
Зміст
Аннотація 2
Зміст 3
Прийняті скорочення 4
1 Основні типи ракетних двигунів 5
2 Основні типи ракетних рухових установок 12
3 Вимоги до ракетних рухових установок 16
Контрольні питання 20
Прийняті скорочення
ЖРД – рідинний ракетний двигун
КТ – компонент палива
КРТ – компонент ракетного палива
РД – ракетний двигун
РДТТ – ракетний двигун твердого палива
РДГТ – ракетний двигун гібридного палива
ТНА – турбонасосний агрегат
Основні типи ракетних двигунів
Малюнок 1 - Класифікація ракетних двигунів
По виду первинної енергії розрізняють ракетні двигуни (рисунок 1): хімічні, сонячні, ядерні, електричні, газові та інші типи. Кожен тип двигунів, своєю чергою, за іншими ознаками поділяється більш дрібні класи. Зокрема, за агрегатним станом компонентів палива серед хімічних РД можна виділити ракетні двигуни на рідкому паливі (ЖРД), твердому паливі (РДТТ) та гібридному паливі (РДГТ).
Хімічні ракетні двигуни є найбільш застосовуваними та добре освоєними РД. Робочі тіла (компоненти палива) цих двигунів одночасно служать джерелами тепла і джерелами робочого тіла (маси, що відкидається). Рідинні ракетні двигуни використовують рідкі окислювачі та пальне. Вони за допомогою системи подачі палива (СПТ) під тиском подаються в камеру, де згоряють і у вигляді продуктів згоряння закінчуються через сопло, створюючи тягу. У ракетному двигуні твердого палива (рисунок 2) суміш окислювача та пального знаходиться у твердій фазі (тверде паливо) і у вигляді заряду 4 розміщується безпосередньо в корпусі камери 5. Запалювання заряду твердого палива при запуску двигуна здійснюється за допомогою спеціального пристрою - запалювача згоряння 1. Процеси перетворення палива та його хімічної енергії на кінетичну енергію продуктів згоряння в РДТТ протікає аналогічно до процесів у камерах ЖРД. Для вимикання двигуна скидаються кришки 2 і продукти згоряння викидаються не тільки через реактивне сопло6,але і через сопла протитяги 3.Це дозволяє різко знизити тиск у камері до значення, при якому припиняється процес горіння заряду, а також компенсувати тягу основного сопла при вимиканні двигуна з метою зниження імпульсу наслідку. Ракетні двигуни гібридного палива (рисунок 3) є комбінацією ЗРД та РДТТ. Пальне у твердій фазі у вигляді заряду 5 поміщається безпосередньо в камері 7, а рідкий окислювач через 3 клапан 4 і розпилювач 6 подається в камеру. Для подачі окислювача камеру використовується енергія стиснутого газу з балона 1. Даний тип двигунів широкого застосування не має.
Хімічні ракетні двигуни характеризуються малою питомою масою (γрд = 1,2...1,8 кг/кН) і можливістю отримання великих тяг в одному двигуні (до 10 000 кН і більше). РДТТ відрізняються простотою конструкції в порівнянні з ЖРД, але мають більш низький питомий імпульс і не мають можливості зміни тяги в польоті.
Сонячні ракетні двигуни відносяться до термічних ракетних двигунів, в яких нагрівання робочого тіла (наприклад, водню) відбувається за рахунок сонячної енергії.
Малюнок 2 - Ракетний двигун на твердому паливі (РДТТ):
I - запалювач; 2-кришка; 3 -сопла протитяги; 4 – заряд твердого палива; 5 – камера згоряння (корпус РДТТ); 6 - сопло
Малюнок 3 - Ракетний двигун на гібридному паливі (РДГТ) :
I - балонсосжатим газом; 2, 4 – клапани; 3-бак з рідким окислювачем; 5 - заряд твердого пального; 6 -розпилювач; 7-камера згоряння; 8 - сопло
Водень (малюнок 4) з бака 5 відцентровим насосом 7 подається в теплообмінник 4, розміщений у фокусі рефлектора 3. Сфокусовані сонячні промені випаровують і нагрівають до високої температури водень теплообміннику. Газифікованийнагрітий водень попередньо надходить на газову турбіну 2 і потім реактивне сопло I двигуна. Сонячні
Малюнок 4 - Сонячний ракетний двигун:
а - сонячні промені; I – камера; 2 – турбіна; 3 - рефлектор;
4 - теплообмінник; 5 - бак із рідким робочим тілом; 6 – клапан; 7 - відцентровий насос
двигуни мають високий питомий імпульс (до 10 000 Н/(кг/с)), але за сучасному рівні розвитку ракетно-космічної техніки вважаються малоперспективними, оскільки їм необхідні великогабаритні рефлектори.
Ядерні ракетні двигуни також відносяться до термічних ракетних двигунів, джерелом тепла для яких служить ядерна енергія. Як приклад на малюнку 5 показаний основний агрегат двигуна - камера 6 з розміщеним всередині неї ядерним реактором, що складається з тепловиділяючих елементів 4, відбивача 3 і стержня, що управляє 5 з приводом 1. Ядерне пальне розміщується в тепловиділяючих елементах. Зовні камера має радіаційний захист 2. Після випуску реактора з бака в камеру через охолодний тракт "а" надходить робоче тіло (водень). Робоче тіло, проходячи через канали тепловиділяючих елементів, випаровується та нагрівається до високої температури. Внаслідок закінчення продуктів випаровування створюється реактивна сила. Регулювання тяги здійснюється зміною витрати робочого тіла. Основними перевагами ядерних двигунів є порівняно високі питомі імпульси (9000. 25000 Н/(кг/с) та можливість отримання великих тяг. Недоліками – підвищена маса конструкції, обумовлена наявністю радіатора та радіаційного захисту, а також небезпека радіаційного зараження.
Газові ракетні двигуни використовують механічну енергію стисненого газу(або пари),запасеного в балонах або одержуваного у спеціальних агрегатах. Двигуни подібного типу (Малюнок 6) дуже прості за пристроєм і принципом роботи. Після відкриття клапана 2 газ під тиском з
Малюнок 5 - Камера ядерного ракетного двигуна:
а - охолодний тракт; б - підведення рідкого водню; 1 - привід регулюючого стрижня; 2 – захисний екран; 3 - відбивач; 4 - тепловиділяючі елементи (ТВЕЛи) з ядерним паливом; 5 - регулюючий стрижень; 6 - сопло
балона надходить у сопло З.де розширюється, створюючи тягу. Вони застосовуються в системах орієнтації та стабілізації КА.
Електричні ракетні двигуни використовують електричну енергію, яка витрачається на створення електрично заряджених частинок (іонів, вільних електронів) та на їх розгін за допомогою електростатичного або електромагнітного полів. За способом розгону робочого тіла електричні ракетні двигуни принципово відрізняються від розглянутих вище термічних і газових ракетних двигунів. На малюнку 7 показано схему електростатичного ракетного двигуна. Він складається з трьох основних елементів: іонізатора 2 електростатичної прискорюючої системи 3 і нейтралізатора 5.
Робоче тіло (наприклад, цезій) в іонізаторі випаровується. При дотику парів робочого тіла з нагрітою поверхнею іонізатора утворюються іони, який у вигляді пучка витікають з іонізатора і розганяються до великих швидкостей в електростатичному полі прискорюючої системи (швидкості розгону можуть досягати 100 км/с). Через війну створюється реактивна сила. Для нейтралізації пуску позитивних іонів у їхній потік на виході з двигуна за допомогою нейтралізатора 5 вводяться електрони. Для
цього використовуються електрони робочого тіла, які звільняються
Малюнок 6 - Газовий ракетний двигун:
1 – ШБ зі стисненим газом; 2 – зворотний клапан; 3 - камера
в процесі його іонізації в іонізаторі і подаються до нейтралізатора зовнішнього електричного кола. Електричні ракетні двигуни мають високі питомі імпульси [(0,5; 10. . 1,0 * 10 5 Н/(кг/с)], можуть працювати тривалий час, але їм притаманні і суттєві недоліки – малі тяги (порядку 0,1 Не менш) і великі питомі маси.
Малюнок 7 - Електростатичний ракетний двигун:
а-підведення робочого тіла (цезію, літію або ін.); 1 - електронагрівач іонізатора; 2 - іонізатор із пористого вольфраму; 3 - прискорювальний електрод; 4 - сповільнюючий електрод; 5 - нейтралізатор
Ракетні двигуни класифікуються (розрізняються) та за іншими ознаками, наприклад: а) за призначенням - маршеві, кермові, коригуюче, гальмівні, стабілізації та орієнтації;
б) по ресурсу - одноразового та багаторазового використання;
в) за кількістю включень - одноразового та багаторазового включення;
г) по тягу, що розвивається;
- малої тяги (від 1,0 10 до 1,6 кН);
- середньої тяги (від 1,6 до 1000 кН);
- Великий тяги від 1,0 до 10 МН);
- надвеликої тяги (понад 10 МН).
Чи не знайшли те, що шукали? Скористайтеся пошуком:
Вимкніть adBlock! і оновіть сторінку (F5)дуже потрібно