
Источник: главы из книги В.И. Сидоренко «Введение в авиационную, ракетную и космическую технику»
Человечеству давно был известен принцип реактивного движения. Пороховые ракеты были изобретены в Китае тысячи лет назад.
При Петре I в России было создано специальное «ракетное заведение», а в XIX веке в российской армии даже были созданы ракетные части.
Известна роль реактивных минометов «Катюша» в Великой Отечественной войне (ВОВ) 1941-1945 годов против фашистской Германии.
Очень наглядно принцип реактивного движения показан в кинофильме «Циолковский». Это эпизод, когда, катаясь со своим другом по пруду на лодке, Константин Эдуардович, объясняя ему, что такое реактивная сила, встал в лодке и бросил весло назад. Лодка стала двигаться в противоположную сторону. А когда он бросил и второе весло, то лодка поплыла еще быстрее.
Вот и у ракетного двигателя тягу образует сопло, которое, выбрасывая мощную струю горячих газов назад, создает реактивную силу, толкающую ракету вперед.
На рис. 2.1 показана типовая принципиальная схема жидкостной ракетной двигательной установки (ЖРДУ) с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД), имеющим насосную систему подачи топлива и не дожигающим отработанный на турбине газ в камере сгорания.
Рис. 2.1. Принципиальная схема жидкостной ракетной двигательной установки (ЖРДУ)
- — камера,
- — бак окислителя,
- — бак горючего,
- — баллон с газом,
- — пуско-отсечной клапан,
- —редуктор давления,
- — обратный клапан,
- — ЖГГ,
- — ТНА.
ЖРДУ
состоит из:
а) ЖРД, включающего в себя (см. также рис. 2.2.):
- камеру (1), состоящую из головки, камеры сгорания (КС) и сопла, создающего тягу двигателя;
- турбонасосный агрегат (9) — см. также рис. 2.4, состоящий из газовой турбины и сидящих с ней на одном валу насосов окислителя и горючего (ТНА);
- жидкостный газогенератор (8), производящий газ для вращения турбины ТНА (ЖГГ);
- агрегаты автоматики ЖРД1;
1На рис. 2.1. не показаны регулятор расхода топлива, регулятор соотношения компонентов, электропневмоклапана, управляющие работой ЖРДУ и т.п.
- магистрали, проходящие по двигателю (компоненты топлива, сжатый азот, газ от ЖГГ и т.п.);
- пускоотсечные (5) и обратные (7) клапана, установленные на двигателе (на больших трубопроводах часто использутся также одноразовые пусковые срезные мембраны);
б) Баков компонентов топлива:
- бака окислителя (2);
- бака горючего (3).
в) Баллона с азотом высокого давления (4) с понижающими давление редукторами (6), предназначенными для подачи азота в подушки баков с целью обеспечения входного давления компонентов топлива в насосах ТНА, а также — для пусковой раскрутки турбины;
г) Магистралей, проложенных между агрегатами ЖРДУ;
д) Пускоотсечных (5) и обратных (7) клапанов.
Кстати, приблизительно по такой схеме был выполнен ракетный ускоритель РУ-013 для самолета МИГ-19С (раздел 1.3. книги)1.
Разница: в РУ-013 камера ЖРД охлаждалась окислителем АК-27.
Запуск ЖРД производится подачей сжатого азота из баллона (4) на лопатки турбины ТНА (9). После выхода ТНА на режим компоненты топлива подаются в ЖГГ (8), где происходит их воспламенение (либо с помощью свечи, либо самовоспламенением).
ТНА начинает работать от ЖГГ, а азот отключается. Компоненты топлива под высоким давлением подаются в камеру ЖРД. Цилиндрическая КС и сопло состоят из вдетых друг в друга «рубашек»: внутренней жаропрочной и силовой наружной, сваренных или спаянных друг с другом с помощью «макарон» — продольных гофров. Таким образом, образуется жесткая силовая конструкция, в которую по кольцевому зазору между «рубашками», начиная с коллектора на срезе сопла (выходное сечение сопла), подается весь расход горючего («Г»), которое с большой скоростью, протекая по зазору, охлаждает снаружи жаровую «рубашку» камеры ЖРД от среза сопла до головки. Из кольцевого зазора камеры горючее поступает в полость «Г» головки, откуда через форсунки распыляется в зону горения в КС ЖРД (рис. 2.2.)[1].
Окислитель («О») с небольшим опережением[2] по отношению к горючему («Г») подается в полость «О» головки и затем через свои форсунки также распыляется в зоне горения, где вступает в химическую реакцию горения с горючим[3]. При этом в КС создается высокотемпературная (до 3000°С) газовая смесь, которая под большим давлением (в КС -150 атм) выбрасывается из сопла, создавая тягу ЖРД.
На рис. 2.3 показан внешний вид одного из четырех ЖРД РД-0120 ускорителя второй ступени ракеты-носителя (PH) «Энергия» тягой 200 тонн силы.
Для ощущения его размеров достаточно сказать, что его высота более 4-х метров! На фото видна идущая по соплу снаружи и окрашенная в красный цвет труба, подводящая компонент топлива от насоса ТНА к коллектору в нижней части (на срезе) сопла для охлаждения внутренней (жаровой) рубашки камеры.
А на рис. 2.4 показан ТНА ЖРД РД- 0120 с корпусом (красное в разрезе), двухступенчатой турбиной (внизу) и насосами жидкого водорода (3 ступени выше турбины) и жидкого кислорода (2 ступени вверху).
Давление в камере сгорания ~150-ти атмосфер, следовательно, чтобы протолкнуть очень большой расход горючего через кольцевой зазор между «рубашками» камеры и через форсунки, давление топлива, создаваемое насосами, должно быть значительно выше — порядка 220- 250 атмосфер!
[1]При этом периферийные форсунки горючего создают жидкую завесу на внутренней стенке КС, которая в виде пленки двигается по ней вниз к соплу, постепенно испаряясь и забирая при этом тепло, чем дополнительно охлаждает изнутри жаровую рубашку КС и сопла.
[2]Опережение окислителя «О» по времени необходимо для плавного запуска ЖРД. Обратный порядок подачи компонентов топлива приводит к «пушечному» (взрывному) запуску, угрожающему разрушением камеры ЖРД.
[3]Смесь несамовоспламеняющихся «О» и «Г» на больших ЖРД ускорителей 1-х ступеней PH поджигается специальным устройством, введенным в камеру ЖРД через сопло; самовоспламеняющиеся «О» и «Г» загораются при контакте друг с другом.
[…] Устройство и принципы работы жидкостного ракетного дв… […]