Из повседневной практики известно, что в двигателе внутреннего сгорания, топке парового котла - всюду, где происходит сгорание, самое активное участие принимает атмосферный кислород. Без него нет горения. В космическом пространстве воздуха нет, поэтому для работы ракетных двигателей необходимо иметь топливо, содержащее два компонента - горючее и окислитель.
В жидкостных термохимических ракетных двигателях в качестве горючего используется спирт, керосин, бензин, анилин, гидразин, димстилгидразин, жидкий водород, а в качестве окислителя - жидкий кислород, пероксид водорода, азотная кислота, жидкий фтор. Горючее и окислитель для ЖРД хранятся раздельно, в специальных баках и под давлением или с помощью насосов подаются в камеру сгорания, где при их соединении развивается температура 3000 - 4500 °С.
Продукты сгорания, расширяясь, приобретают скорость 2500-4500 м/с, создавая реактивную тягу. Чем больше масса и скорость истечения газов, тем больше сила тяги двигателя. Насосы подают топливо к головке двигателя, в которой смонтировано большое число форсунок. Через одни из них в камеру впрыскивается окислитель, через другие - горючее. В любой машине при сгорании топлива образуются большие тепловые потоки, нагревающие стенки двигателя. Если не охлаждать стенки камеры, то она быстро прогорит, из какого материала ни была бы сделана. ЖРД, как правило, охлаждают одним из компонентов топлива. Для этого камеру делают двухстеночной. В зазоре между стенками протекает компонент топлива.
Большой удельный импульс тяги создает двигатель, работающий на жидком кислороде и жидком водороде. В реактивной струе этого двигателя газы мчатся со скоростью немногим больше 4 км/с. 2
Температура струи около 3000°С, и состоит она из перегретого водяного пара, который образуется при сгорании водорода в кислороде. Основные данные типичных топлив для ЖРД (на Земле) приведены в таблице.
Окислитель Горючее Плотность, кг/м3 Удельный импульс тяги, м/с Удельная теплота сгорания, кДж/кг
Азотная кислота Керосин 1400 2900 6100
Жидкий кислород Керосин 1036 3283 9200
Жидкий кислород Жидкий водород 345 4164 13400
Жидкий кислород Диметилгидразин 1000 3381 9200
Жидкий фтор Гидразин 1312 4275 9350
Основные характеристики жидких ракетных топлив
Но у кислорода наряду с рядом достоинств есть и один недостаток - при нормальной температуре он представляет собой газ. Понятно, что применять в ракете газообразный кислород нельзя, ведь в этом случае пришлось бы хранить его под большим давлением в массивных баллонах. Поэтому уже Циолковский, первый предложивший кислород в качестве компонента ракетного топлива, говорил о жидком кислороде. Чтобы превратить кислород в жидкость, его нужно охладить до температуры -183 °С. Однако сжиженный кислород легко и быстро испаряется, даже если его хранить в специальных теплоизолированных сосудах. Поэтому нельзя, например, долго держать снаряженной ракету, двигатель которой работает на жидком кислороде. Приходится заправлять кислородный бак такой ракеты непосредственно перед пуском.
Азотная кислота не обладает таким недостатком и поэтому является «сохраняющимся> окислителем. Этим объясняется ее прочное положение в ракетной технике, несмотря на существенно меньший удельный импульс тяги, которую она обеспечивает.
Слева - Твердотопливный Ракетный Двигатель (ТПРД)
Справа - Гибридный ракетный двигатель
Использование фтора - наиболее сильного из всех известных химии окислителей - позволит существенно увеличить эффективность ЖРД. Правда, жидкий фтор неудобен в эксплуатации из-за ядовитости и низкой температуры кипения (-188 °С). Но это не останавливает ракетчиков: экспериментальные двигатели на фторе уже существуют. Ф. А. Цандер предложил использовать в качестве горючего легкие металлы - литий, бериллий и др., в особенности как добавку к обычному топливу, например водородно-кислородному. Подобные «тройные композиции» способны обеспечить наибольшую возможную для химических топлив скорость истечения до 5 км/с. Но это уже, вероятно, предел ресурсов химии. Большего она практически сделать пока не может.
Эффективность двигательной установки (ДУ) с ЖРД возрастает с увеличением удельного импульса тяги и плотности топлива. Причем в последнее время предъявляется все больше требований к экологической чистоте как самих компонентов топлива, так и продуктов их сгорания. В настоящее время жидкий кислород и жидкий водород являются наилучшим высокоэффективным, экологически чистым топливом. Однако чрезвычайно низкая плотность жидкого водорода (всего 70 кг/м3) существенно ограничивает возможность его применения. Наилучшими компонентами топлива для ДУ первой ступени являются жидкий кислород и углеводородное горючее. До сих пор в качестве углеводородного горючего (УВГ) чаще всего используют керосин. Однако керосину свойственен ряд недостатков, в связи с чем рассматривается применение метана (СН4), пропана (С3Н8) и сжиженного природного газа.
1 - Камера сгорания
3 - Турбина
4 - Насос окислителя
5 - Насос горючего
7 - Газогенератор
СХЕМА ЖРД БЕЗ ДОЖИГАНИЯ ГАЗОГЕНЕРАТОРНОГО ГАЗА
Увеличение давления в камере сгорания является вторым по важности способом повышения энергетических характеристик ЖРД. Увеличение давления в камерах ЖРД способствует также уменьшению габаритных размеров силовой установки. Следует отметить, что увеличение удельного импульса тяги ЖРД, сокращение габаритных размеров двигателей и носителя в целом может быть обеспечено применением выдвижного сопловного насадка (двухпозиционное сопло), т. е. применением сопла с высотной компенсацией
1 - Камера сгорания
2 - Газовод
3 - Турбина
4 - Насос окислителя
5 - Насос горючего
6 - Генераторный насос горючего
7 - Газогенератор
СХЕМА ЖРД С ДОЖИГАНИЕМ ГАЗОГЕНЕРАТОРНОГО ГАЗА
Хотя мы и начали рассказ с ЖРД, нужно сказать, что первым был создан термохимический ракетный двигатель на твердом топливе - ТТРД. Топливо - специальный порох - находится здесь непосредственно в камере сгорания. Камера с реактивным соплом - вот и вся конструкция. РДТТ имеют много преимуществ перед двигателями на жидком топливе: они просты в изготовлении, длительное время могут храниться, всегда готовы к действию, взрывобезопасны. Но по удельному импульсу тяги РДТТ на 10 - 30% уступают жидкостным.
Разработкой отечественных топлив в течение многих лет занимались ученые Государственного института прикладной химии под руководством В. С. Шпака в городе Ленинграде. В зарубежных РН используется:
Смесевое твердое топливо на основе полибутадиенового каучука (НТРВ);
Смесевое твердое топливо на основе полибутадиенакрилнитрильного каучука (PBAN).
Классификация, схемы и типы ЖРД
Тема 2. ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Лекция №3
Вопросы к семинару.
1. Понятие и признаки страховых правоотношений.
2. Отличие страховых правоотношений от смежных отношений.
3. Объект страхового правоотношения.
4. Страховой интерес в страховании.
5. Субъекты страхового правоотношения.
Разработал начальник кафедры гражданского права, доктор юридических наук, профессор М.В.Рыбкина
Не претендуя на полноту и всесторонний учет современных ЖРД, классификация наиболее распространенных типов двигателей представлена на рисунке (см. Рис. 2.12.).
В основу предложенной схемы положен принцип деления всех схемно-технических решений на две крупные группы, отличающихся принципами обеспечения подачи компонентов топлива в камеру сгорания ЖРД. Это двигатели с насосной системой подачи и двигатели с вытеснительной системой подачи компонентов.
В первую группу входят, в основном, маршевые двигатели ракет-носителей, межконтинентальных баллистических ракет, многоразовых космических систем. Применение второй группы ЖРД, как правило, ограничено двигательными установками космических аппаратов, крупногабаритных модулей пилотируемых орбитальных комплексов и транспортных кораблей, а также двигательными установками средств межорбитальной транспортировки.
Рис. 2.12. Общая классификация ЖРД
Важным классификационным признаком ЖРД является также способ утилизации рабочего тела (продуктов сгорания топлива), получаемого на выходе из турбонасосного агрегата двигателя. По этому критерию, все двигатели принципиально делятся на двигатели «открытой» схемы и двигатели «закрытой» схемы. В ЖРД «открытой» схемы, генераторный газ после срабатывания на турбине сбрасывается либо без дополнительного использования, либо утилизируется в дополнительных устройствах. В ЖРД «закрытой» схемы, совершивший на турбине генераторный газ поступает в камеру сгорания и дожигается, за счет дополнительно поступающего одного или двух поступающих в камеру сгорания компонентов.
В зависимости от типа газогенератора ЖРД могут быть классифицированы на двигатели с газогенераторами на основных или вспомогательных компонентах топлива, а также иметь безгенераторную схему, когда необходимое для привода ТНА рабочее тело получают путем газификации одного из компонентов топлива в охлаждающем тракте камеры.
Для повышения эффективности и коэффициента полезного действия турбонасосного агрегата иногда применяются схемы с раздельными ТНА по линии горючего и окислителя, а также схемы, в которых турбонасосный агрегат содержит в своем составе и бустерные (подкачивающие) насосы, необходимые для создания необходимого давления на входе в двигатель, особенно при его запуске.
В зависимости от типа газогенератора, ЖРД могут быть классифицированы на двигатели с газогенераторами на основных или вспомогательных компонентах топлива, а также иметь безгенераторную схему, когда необходимое для привода ТНА рабочее тело получают путем газификации одного из компонентов топлива в охлаждающем тракте камеры.
Для повышения эффективности и коэффициента полезного действия турбонасосного агрегата иногда применяются схемы с раздельными ТНА горючего и окислителя, а также схемы, в которых турбонасосный агрегат содержит в своем составе и бустерные (подкачивающие) насосы, необходимые для создания необходимого давления на входе в двигатель, особенно при его запуске.
Сравнительно простые схемы характерны для ЖРД с вытеснительной системой подачи топлива.
В схеме с вытеснительной подачей топлива (см. рис. 2.13.), в баки с окислителем и горючим поступает газ из баллона со сжатым газом (например, с азотом), при этом его давление в баках компонентов топлива поддерживается постоянным с помощью редуктора. Давление в газовой подушке топливных баков обеспечивает вытеснение жидкофазных компонентов в камеру сгорания ЖРД. При этом совершенно очевидно, что давление в камере не может быть выше давления в баках. Отсечные клапана служат для обеспечения запуска и останова двигателя. Несомненным преимуществом представленной выше схемы является ее простота и, как следствие, надежность. Однако, при вытеснительной системе баллон со сжатым газом тяжел и существенно утяжеляются топливные баки. В общем случае:
(2.18.)
Давление газа в топливных баках;
Давление в камере сгорания ЖРД;
Потери давления в гидравлических трактах и элементах автоматики между баками и камерой двигателя.
Давление в газовой подушке топливных баков обеспечивает вытеснение жидких компонентов в камеру сгорания ЖРД. При этом совершенно очевидно, что давление в камере не может быть выше давления в баках. Отсечные клапана служат для обеспечения запуска и останова двигателя. Несомненным преимуществом представленной выше схемы является ее простота и надежность. Так как с повышением давления в камере, повышается экономичность двигателя, стремление повысить его, для данной схемы ЖРД сопряжено с ростом массы всех элементов системы подачи и, прежде всего, топливных баков. Подобные недостатки относятся и к вытеснительной системе подачи топлива с двухкомпонентными ЖГГ. Однако расхода газа, используемого для наддува баков горючего и окислителя, требуется меньше. В таком варианте схемы, поддув осуществляется продуктами сгорания, получаемыми в ЖГГ, а работоспособность «подогретого» газа значительно выше чем «холодного».
Эффект влияния на массовые характеристики двигательной установки с ЖРД может быть наглядно проиллюстрирован на следующем примере. Если бы была осуществлена замена двигательной установки второй ступени ракеты-носителя «Сатурн – 5» на установку с вытеснительной системой подачи при том же давлении в камере сгорания ЖРД, то прирост массы такой двигательной установки оказался бы равным массе космического корабля «Аполлон», что сделало бы невозможным реализацию лунной программы.
Для варианта вытеснительной схемы (см. Рис. 2.14.) можно ожидать некоторое снижение потерь, так как вытеснение компонентов будет осуществляться подогретыми продуктами сгорания, вырабатываемыми в ЖГГ.
Из пояснений следует, почему вытеснительная система подачи с баллонной системой подачи применяется исключительно в двигателях малой тяги с давлением в камере сгорания ЖРД не более 10-12 · 10 5 Па.
Практическое применение ЖРД малой тяги (ЖРДМТ) находят при создании объединенных двигательных установок (ОДУ) для искусственных спутников земли (ИСЗ), космических аппаратов (КА) и космических кораблей (КК). Находясь на орбите, когда за бортом летательного аппарата давление близко к нулю, удельный импульс может иметь достаточно высокое значение, даже при невысоком значении давления в камере. Следует вспомнить, о повышении удельного импульса от отношения давления в камере сгорания к давлению на срезе сопла (см. Рис. 2.10.).
Схемных решений ОДУ с использованием ЖРДМТ может быть рассмотрено достаточно много. В первую очередь, различие вариантов схем будут зависеть от требований, определяемых назначением ЛА. Это могут быть двигатели, как на однокомпонентных, так и на двухкомпонентных топливах. Схемы будут отличаться по принципам регулирования и стабилизации тяги. На определение схемного решения могут влиять и иные факторы. Однако, во всех вариантах схем, давление в аккумуляторах газа должно быть выше давлений в камерах, что определяет особенности вытеснительной системы подачи компонентов.
Представление всех или, хотя бы, большинства возможных схем двигательных установок с вытеснительными системами подачи, в данном учебном пособии, не входит в планы авторов. Поэтому, для иллюстрации возможных схемных вариантов, в качестве примера, приводится схема объединенной двигательной установки (ОДУ) для искусственного спутника земли (ИСЗ) на двух компонентном топливе (см. Рис. 2.15.).
Рис. 2.15. Схема ОДУ с двухкомпонентным ЖРДМТ для ИС.
1. Редуктор давления, 2. ЖРД маневрирования (Каждый с тягой 22 Н),
3. Апогейный ЖРД (тяга 490 Н)
Конструкции и принципиальные особенности функционирования ЖРДМТ весьма разнообразны. К числу наиболее важных проблем по созданию ЖРДМТ, можно отнести обеспечение работоспособности камер сгорания. Особенно, если учесть, что требуемые для ЖРДМТ ресурсы, значительно, превышают ресурсы для камер обычных ЖРД.
В перечень подобных можно включить: осуществление запуска, организацию рабочего процесса, выбор системы противодействия температурному воздействию на стенки камер и ряд других. Большая часть трудно решаемых проблем, связана, прежде всего, с чрезвычайно низкими значениями рабочих расходов компонентов. Так для некоторых камер расходы окислителя м горючего не превышают 0,5 и 0,3 г/с соответственно. Подобное обстоятельство, например, определяет невозможность использования регенеративного охлаждения стенок (как наиболее эффективного), а выбирать для изготовления стенок камер тугоплавкие металлы, применять термостойкие теплозащитные покрытия, значительно ниже оболочек
Для двигательных установок, одна из схем которых приведена на рисунке 2.15., используемых в составе транспортного космического корабля или иного ЛА и находящихся длительное время в полете, должны осуществляться дозаправки топливных баков. Варианты систем дозаправки, представлены на рисунке (см. Рис. 2.16.).
Рис. 2.16. Схемы топливных баков дозаправляемых в полете ЛА.
1. Стенки бака; 2. Патрубок наддува; 3. Поршень; 4. Заборник топлива; 5. Сильфон;
6. Эластичный мешок; 7. Штанга с отверстиями для наддува; 8. Пластичная диафрагма; 9. Пластичные смачиваемые перегородки; 10. Центральная труба для забора топлива.
А - с поршнем; Б - с сильфонным вытеснительным устройством (топливо вне сильфона); В - с сильфонным вытеснительным устройством (топливо внутри сильфона); Г- с вытеснительным мешком (топливо вне мешка); Д - с вытеснительным мешком (топливо внутри мешка); Е - с пластичной диафрагмой; Ж - с капиллярным заборным устройством.
С более полными сведениями по системам дозаправки, можно ознакомиться в учебном пособии, которое упоминается в списке литературы.
Для реализации ЖРД средних, больших и сверх больших тяг, требуется создание двигателей, с возможно большим повышением давлений в камере сгорания. В подобных вариантах двигателей используются схемы с турбонасосной системой подачи компонентов топлива.
На рисунке (см. Рис. 2.17.) представлена структурная схема ЖРД с насосной системой подачи компонентов. Характерной особенностью рассматриваемой схемы следует считать, что отработанный на турбине газ просто сбрасывается в окружающую атмосферу. Следует отметить, что продукты сгорания после турбины обладают еще значительной работоспособностью и не использование их, отрицательно сказываеся на эффективности двигателя. Тем не менее, подобные схемы могут реализовываться.
Рис. 2.17. Пневмогидравлическая схема ЖРД, с турбонасосной подачей компонентов в камеру сгорания.
Компонент унитарного ракетного топлива (например, перекись водорода – Н 2 О 2), из бака, подаются в жидкостный газогенератор. Газогенератор – агрегат, предназначенный для выработки высокотемпературного генераторного газа, используемого для привода турбины ТНА. Турбина обеспечивает крутящим моментом насосы горючего и окислителя. Основные компоненты топлива подаются насосами в камеру двигателя, причем горючее, как правило, используется для охлаждения камеры, для чего оно подается в зазор между ее стенками, обычно называемую, «рубашку» охлаждения. Окислитель подается непосредственно в форсуночную головку камеры, где смешивается с подогретым в охлаждающем тракте горючим. Процесс взаимодействия компонентов топлива происходит в камере сгорания. Образующиеся высокотемпературные продукты сгорания, проходят через критическое сечение камеры и расширяются в сопле до сверхзвуковых скоростей. Истечение продуктов сгорания является конечной фазой работы ЖРД и формирует тягу ракетного двигателя.
Схемы подобного типа, которые носят названия, «открытые схемы», могут быть более эффективными, если после срабатывания на турбине, генераторный газ может сбрасываться через дополнительные устройства, обеспечивающие утилизацию энергию сбрасываемого газа...
В общем случае величина тяги ЖРД «открытой» схемы, может складываться из величины равной сумме тяг, производимых основной камерой и дополнительным затурбинным устройством. Подобный же эффект может быть получен, при обеспечении отвода генераторного газа, во вспомогательное сопло; внедрения в закритеческую часть основного сопла, в разных вариантах конструктивного оформления основного сопла.
На рисунке (см. рис. 2.18) представлены схемы устройств, в которых генераторный газ после реализации части своей энергии на турбине, используется для создания дополнительной тяги.
Рис.2.18 Схемы устройств, утилизирующих затурбинный газ
В любом из представленных вариантов, дополнительная тяга, реализуемая в устройстве, должна быть учтена.
Т.е. имеет место соотношение:
где: - суммарная тяга ЖРД «открытой» схемы;
Тяга, производимая основной камерой ЖРД;
Тяга, производимая в вспомогательных устройствах.
Используя ранее приведенные зависимости для определения удельного импульса (см. уравнения 2.11, 2.12. и 2.13), преобразуем выражение 2.19. к виду 2.20.
(2.20.)
где: - эффективный удельный импульс ЖРД «открытой» схемы;
Удельные импульсы, обеспечиваемые основной камерой и вспомогательной устройствами, соответственно;
Массовый расход топлива в газогенераторе и суммарный массовый расход топлива в ЖРД.
Анализ зависимости 2.20. показывает, что величина эффективного удельного импульса тем больше, чем меньше доля топлива расходуемого через газогенератор и чем более эффективно утилизируется генераторный газ после срабатывания на турбине. Существует вполне определенная зависимость, характеризующая влияние давления в камере ЖРД «открытой» схемы на величину удельного импульса. В отличие от монотонного возрастания величины . В рассмотренном выше общем случае, при увеличении давления в камерах ЖРД, работающих по схеме без дожигания генераторного газа, наблюдается явно выраженная область, отвечающая оптимальному значению (см. Рис.2.19.).
Рис.2.19. Зависимость удельного импульса от давления в камере
двигателя «открытой» схемы
Появление экстремума в зависимости объясняется необходимым увеличением расхода топлива через газогенератор при росте давления в камере сгорании. Увеличение расхода требуется для повышения мощности турбины, чтобы обеспечить возросшую потребность насосов, в большем крутящем моменте. Подобное положение приводит к возрастанию доли неэффективно используемого топлива и, как следствие, к снижению удельного импульса ЖРД.
Допустимо предусмотреть сброс газогенераторного газа осуществлять через специальные поворотные сопла, используемые для управления полетом ракеты
В целях максимального использования возможностей ракетного топлива усилиями российских ученых и инженеров была разработана схема организации рабочего процесса ЖРД, предусматривающая дожигание генераторного газа в камере сгорания после его срабатывания на турбине ТНА, так называемые, «схемы с дожиганием генераторного газа» (см. рис. 2.20.).
Рис. 2.20. Структурные схемы ЖРД с дожиганием генераторного газа
1. и 2. Баки с горючим и окислителем, 3. ЖГГ, 4. и 5. насосы горючего и окислителя, 7., 8. и 9. клапаны, 10. камера сгорания.
Основное особенность «закрытой» схемы, выполненной по варианту Рис. 2.20, заключается в следующем. Весь окислитель, необходимый для работы КС подается в газогенератор. Туда же подается минимально необходимое количество горючего. Соотношение компонентов топлива, подаваемых в газогенератор, диктуется исключительно необходимостью получения газа, с температурой, приемлемой для обеспечения термомеханических нагрузок турбины. После срабатывания генераторного газа на турбине, имеющего в рассматриваемом случае избыток окислительного компонента, газ подается в КС. Туда же поступает дополнительное количество горючего, необходимого для поддержания оптимального соотношения компонентов топлива. В этом варианте, ЖРД работает по схеме «газ (окислитель) – жидкость (горючее)». Возможен и вариант организации рабочего процесса, когда в газогенератор подается избыточное количество горючего при недостатке окислителя. В первом случае говорят об окислительном газогенераторе, во втором – восстановительном.
И тот, и другой способы имеют свои преимущества и недостатки. В случае восстановительного газогенератора существенно легче решаются вопросы обеспечения термической устойчивости, поскольку при высоких температурах рабочего процесса в газогенераторе гораздо легче защитить конструкционные материалы (в основном, металлы и их сплавы) от возгорания при наличии восстановительной среды. Вместе с тем, избыток горючего при недостаточном количестве окислителя чреват целым рядом негативных последствий, связанных с неполнотой сгорания горючего, что приводит в случае углеродсодержащих компонентов к выпадению твердой фазы углерода и, как следствие, к эрозионному износу лопаток турбины и других элементов ТНА.
Окислительная схема газогенерации лишена этих недостатков, но ей присущи свои особенности. Они заключаются в необходимости применения тугоплавких, устойчивых к возгоранию в окислительной среде конструкционных материалов, что приводит к повышению стоимости двигателей, потенциальному снижению их устойчивости при воздействии микрочастиц в окислительном газовом потоке, поступающем на лопатки турбины, что затрудняет создание высоконадежных ЖРД.
На практике восстановительная схема газогенерации применяется, чаще всего, в кислородно–водородных ЖРД, где горючее (жидкий водород) не содержит углерода и, следовательно, принципиально отсутствует опасность сажеобразования. В перспективе рассматривается возможность использования в качестве ракетного горючего первого члена гомологического ряда предельных углеводородов – метана (СН 4), содержание углерода в котором минимально, что делает принципиально возможным эффективное его использование в газогенераторах восстановительной схемы.
Представленная выше схема ЖРД осуществлена по схеме «газ–жидкость». По этому варианту схемы, предусматривается организация рабочего процесса с дожиганием генераторного газа.
В другом варианте, дожигание генераторного газа может быть построено по схеме «газ – газ». Основное отличие этой схемы состоит в наличии двух газогенераторов. Один газогенератор работает по окислительной схеме, второй – восстановительной. Предпочтительно, для восстановительного газогенератора использовать водород, или углеводородное горючее с минимальным массовым содержанием углерода (керосин и т.п.), а в качестве окислителя – жидкий кислород. Так введение жидкого водорода в состав ракетного горючего, позволяет в значительной степени снизить выделение конденсированной фазы углерода (сажи), тем самым обеспечить возможность более надежной работы восстановительного газогенератора.
Продукты газогенерации поступают на турбины окислительного и восстановительного газа, а затем, после прохождения турбин, в камеру сгорания, где и происходит их окончательное взаимодействие, с требуемым соотношением компонентов (см. Рис. 2.21.).
Рис. 2.21. Пневмогидравлическая схема ЖРД с дожиганием генераторных газов.
1. и 2. Баки с горючим и окислителем, 3. и 4. ЖГГ газа с избытком горючего и ЖГГ газа с избытком окислителя, 5. и 6. Насосы горючего и окислителя, 7. и 8. Турбины газа горючего и газа окислительного, 9. и 10. Клапаны, 11. Камера сгорания.
Подобная схема может быть в несколько ином исполнении, когда два газогенератора. ЖГГ с избытком горючего обеспечивает наддув бака горючего. Второй газогенератор вырабатывает окислительный высокотемпературный газ, одна часть которого поступает на турбину и после турбины в основную камеру сгорания. Вторая - меньшая часть в смесителе дополняется дополнительным количеством окислителя и используется для надува окислительного бака.
Для водородно-кислородного двигателя, обычно используется безгазогенераторная схема (см. рис. 2.22.).
Рис.2. 22. Безгазогенераторная схема ЖРД
1. Камера сгорания, 2. регулятор тяги, 3. Насос жидкого водорода. 4. Насос жидкого кислорода, 5. Редуктор оборотов, 6. турбина, 7. 8. и 9.пуско-отсечные клапаны, 10. клапан системы зажигания..
В пневмогидравлической безгазогенераторной схеме работа ЖРД предусматривается следующий порядок выполнение функционирования. Компоненты из баков через входные клапаны поступают на вход насосов. ТНА двигателя имеет двухвальную схему с параллельными валами и шестеренчатым редуктором. Это важная особенность данного ТНА. Центробежный насос водорода установлен на одном валу с турбиной, имеет две ступени и осевой вход. Первая ступень насоса шнекоцентробежная. Шнекоцентробежпый насоскислорода выполнен одноступенчатым,. Турбина - осевая двухступенчатая, реактивная.
Жидкий кислород через блок клапанов, с электромеханическим регулятором соотношения компонентов, от насоса поступает в полость смесительной головки. В полете, посигналам системы опорожнения баков, соотношение компонентов может изменяться в пределах ± 10 %. Водород из насоса по трубопроводу подводится к входному коллектору охлаждающего тракта камеры.
Жидкий водород из насоса поступает в коллектор, расположенный в области критического сечения сопла. Из коллектора, по части трубок, водород направляется к срезу сопла, затем, по другой части трубок, движется к коллектору возле головки. Из этого коллектора газообразный водород, нагретый в охлаждающем тракте до температуры 200К, от регулятора тяги направляется на турбину. Регулятор тяги работает на принципе перепуска части водорода на выход из турбины. Из турбины отработанный водород через пуско-отсечной клапан, поступает по газоводу в смесительную головку. Все основные клапаны управляются газообразным гелием с помощью управляющих клапанов.
В схеме показаны еще клапаны, которые обеспечивают работу системы захолаживания двигателя перед запуском. Подобная операция необходима для нормального осуществления запуска двигателя использующего криогенные компоненты. что необходимо для гидравлически систем. Наддув баков осуществляется газообразным гелием, запас которого находится в специальном баллоне.
Выше были рассмотрены ряд схем ЖРД, в которых для подачи компонентов в КС используются ТНА. При малых давлениях во входных патрубках могут возникать срывные режимы, характеризующиеся началом кавитации в межлопаточных полостях насосов. Во всех представленных пневмогидравлических схемах ЖРД оснащенных ТНА, в баки с компонентами от баллонов через редукторы подается газ, осуществляющий их наддув. В этом случае можно было бы рассчитывать на получение требуемого давления на входе в насосы. В тоже время давление в баках, необходимое для нормальной работы шнекоцентробежного насоса, часто недопустимо велико, что приводит к заметному увеличению толщины стенок и массы баков. Отмеченного недостатка можно избежать, если на выходе из баков устанавливать дополнительного подкачивающего (бустерного) насосного агрегата (БНА). Установка БНА, обеспечивающего работу основного насоса ТНА, позволяет существенно снизить величину наддува баков и, следовательно, их массу. Поэтому, конструкция современного ТНА немыслима без последовательного использования различных насосов скомпонованных по многоступенчатой схеме. Роль бустеров может осуществлять лопаточный осевой (шнек) или струйный насос (эжектор).
Подкачивающие бустерные насосные агрегаты (БНА), которые обычно называют преднасосы, располагают в непосредственной близости от бака с компонентом, что исключает гидравлические потери при подаче компонента от бака до входа в насос БНА. На рисунке (см. рис. 2.30).
Рис. 2.30. Схемы бустерныых устройств
Вариант а). 1. Бак с компонентом, 2. центробежный преднасос, 3. жикостная турбина преднасосного агрегата, 4. турбина основного ТНА, 5. насос ТНА.
Вариант б). 1. Бак с компонентом, 2. преднасос, 3. газовая турбина преднасосного агрегата, 4. насос основного ТНА.
Вариант в). 1. Бак с компонентом, 2. струйный преднасос (эжектор), 3. сопло эжектора, 4. насосос основного ТНА., 5. Магистраль подачи компонента к соплу эжектора.
В схеме варианта «а», гидравлическая турбина БНА приводится в действие жидкостью высокого давления, отбираемой от насоса ТНА. После срабатывания на турбине жидкость возвращается в напорную магистраль. В схеме варианта «б», газовая турбина работает на газе основного ЖГГ, а в варианте «в», струйный преднасос–эжектор, также как и варианте схемы «а», запитывается компонентом от насоса основного ТНА.
Как это следует из приведенного краткого анализа эффективности возможных вариантов схем ЖРД, повышение давления в камере не во всех случаях, приводит к увеличению удельного импульса. Разобранные особенности построения схем ЖРД, в большей степени относятся к схемам двигателей больших и сверхбольших тяг, а также, в определенной степени к двигателям средних тяг. На рисунке (см. Рис 2.31.) приводится качественная зависимость удельных импульсов камеры и ЖРД, выполненных по вытеснительной схеме, по «открытой» схеме и по «закрытым» схемам различных вариантов.
Рис. 2.31. Зависимость удельного импульса от давления в камере
Из анализа графика следует, что в двигателях выполняемых о схеме жидкость- жидкость, с увеличением давления удельный импульс камеры монотонно возрастает. Однако, в дальнейшем, из-за возрастания расхода газа на привод ТНА (см. Рис. 2.26.), удельный импульс двигателя увеличивается лишь до определенного предела. Увеличение удельных импульсов двигателей, построенных по замкнутым схемам, с ростом давления в камере увеличиваются, хотя инее очень существенно.
При выборе варианта ЖРД для вновь проектируемого ЛА, кроме использования данных полученных из анализа графика представленного на рисунке 2.18, следует рассмотреть зависимость, называемую высотной характеристикой (Рис. 2.32.).
Рис. 2.32. Высотная характеристика.
На рисунке. 2.32. представлены изменения основных параметров двигателя с изменением противодавления. Как видно из рисунка, протекание высотной характеристики ЖРД с изменением давления окружающейсреды можно разделить на два участка: участок работы сопла без скачка уплотнения I и участок работы сопла со скачком уплотнения П.
На участке c бесскачковым режимом работы сопла, тяга и удельная тяга линейно уменьшаются с ростом давления окружающей среды. В этом случае рабочий процесс в камере и ее сопле автономен от давления окружающей среды. При некотором давлении р к в сопло камеры входит скачок уплотнения - линейность изменения тяги и удельной тяги нарушается. Характер изменения тяги и удельной тяги на режиме работы сопла со скачком уплотнения определяется закономерностью движения скачка уплотнения в глубь сопла и восстановлением давления за скачком уплотнения. На рисунке 2.33. показан пунктирными линиями характер изменения основных параметров ЖРД, для случая, если бы скачок уплотнения не входил в сопло и при всех давлениях сопле происходило обычное расширение газа. С момента же вхождения скачка уплотнения в сопло, давление за скачком увеличивается по мере проникновения скачка уплотнения в глубь сопла. Подобный режим работы наблюдается у ЖРД первой ступени межконтинентальных ракет, давление на срезе сопла которых выбирается достаточно малым из условия получения средней максимальной удельной тяги на активном участке траектории движения ракеты. или у ракет, У подобного типа ракет параметры двигателя выбираются из условия получения средней максимальной удельной тяги на воздушном участке траектории движения. Поэтому для этих ракет давление на срезе сопла получается довольно низким и атмосферного давления достаточно, чтобы скачок уплотнения вошел в глубь сопла. На рисунке видно, что в указанных условиях режим работы сопла со скачком уплотнения улучшает характеристики ЖРД.
Для варианта ракеты, дл которой необходимо чтобы тяга в полете изменялась, ЖРД должен быть выполнен с дроссельной характеристикой (см.Рис.2.33.).
Рис. 2.33. Дроссельная характеристика ЖРД.
Как это следует из рисунка, для изменения величины тягового усилия, требуется изменение расходов компонентов. Однако следует помнить, что изменение расхода обеспечивается коррекцией перепада на форсунках в соответствии со следующим выражением.
, (2.21.)
где G - расход компонента через форсунку,
Коэффициент расхода форсунки,
F ф – площадь выходного сечения сопла форсунки,
Плотность компонента,
Перепад давления на форсунке.
Кроме представленных вариантов, иным направлением схемного совершенствования, являются трехкомпонентные ЖРД. В ЖРД подобного типа одновременно используется в качестве горючего какое либо углеводородное (например, керосин) и жидкий водород, а в качестве окислителя – жидкий кислород. Трехкомпонентные двигатели позволяют также в полной мере реализовать возможность эффективного использования различных ракетных топлив на борту одного и того же летательного аппарата. Баллистические и массовые расчеты эффективности применения различных топлив в двигательных установках ракет – носителей, баллистических ракет, многоразовых космических систем во многом определяется характеристиками применяемого ракетного топлива. Как уже показывалось ранее, топлива определяют значение удельного импульса ЖРД, который, особенно важен для двигателей верхних ступеней РН, в то время как первые ступени могут быть оснащены ЖРД с не столь высоким значением , но при этом плотность топлива должна быть максимальной.
Трехкомпонентные двигатели позволяют обеспечить работу первых ступеней при минимальном содержании водорода в ракетном горючем. Т.е., указывается на целесообразность применения топлива с большей плотностью. На последующих же этапах полета ракеты, водород, как горючее более энергоемкое и меньшей плотности, является более предпочтительным, так как его использование приведет к повышению удельного импульса ЖРД, а, следовательно, и эффективности всего летательного аппарата.
ЖРД может обеспечить требуемые параметры и характеристики, при условии включения в состав пневмогидравлической схемы (ПГС) агрегатов автоматики и управления двигателем. К числу наиболее важных функций, осуществляемых агрегатами ПГС можно отнести:
· стабилизацию соотношения компонентов подаваемых в камеру сгорания;
· поддержание требуемого уровня или регулирование тяги;
· обеспечение контроля и управления за работой двигателя и его основных агрегатов (камеры сгорания, ТНА, газогенератора и, возможно, некоторых других), определяющих его общую работоспособность.
Для конкретных типов двигателей, представленный перечень может быть расширен.
Как уже не раз отмечалось, для настоящего учебного пособия, соблюдая условия краткости представляемых материалов, изложить возможные варианты ПГС с описаниями схем, входящих в состав двигателей агрегатов автоматики и регулирования, нет возможности. Можно лишь указать в списке литературных источников, перечнень специальных учебных пособий по данному вопросу.
Однако схемы и конструктивные особенности основных агрегатов будут представлены.
Выделяя словом «основные» агрегаты, авторы имеют ввиду агрегаты, обеспечивающие наиболее важные функциональные параметры и характеристики ЖРД. К таковым можно отнести камеры сгорания, турбонасосные агрегаты, газогенераторы. Эти агрегаты определят тип ЖРД. Работы по их созданию требуют наибольших временных и финансовых затрат, В тоже время необходимо подчеркнуть, что степень важности в определении работоспособности ЖРД, а порой и надежности, не упомянутых в числе основных агрегаты (клапаны, регуляторы, и др.), требуют не меньшего внимания к их конструированию и отработке.
2.5.1. Камеры сгорания ЖРД
Камера сгорания разрабатывается в определенной последовательности. Первоначально, если в техническом задании специально не оговариваются, выбираются компоненты и оптимальное давление в КС Конструктивное оформление КС определяется после выполнения газодинамических расчетов. По результатам этих расчетов, устанавливаются геометрические размеры и газодинамический профиль КС (см. Рис. 2.34.).
Рис. 2.34. Газодинамический профиль камеры сгорания.
КС ЖРД испытывает чрезвычайно большие тепловые нагрузки. Для двигателей средних, больших и очень больших тяг, практически для всех типов компонентов, КС выполняется с наружным охлаждением. Для камер малых тяг, вопросы температурной стойкости, решаются с учетом ресурса, геометрически обводов камеры, тягового усилия и других специфичных особенностей каждого варианта камеры. Основные конструктивные элементы КС, выполненной с внешним охлаждением, представлены на рисунке (см. Рис.2.35.)
Рис. 2.35. Камера сгорания со связанными оболочками
1. Корпус камеры, 2. Смесительная головка, 3.Цилиндрическая часть камеры, 4.Сопло, 5. «Рубашка» камеры, 6. Силовой кронштейн.
а. Узел пояса завесы, б. Узел подвода охладителя (горючего), в. Кронштейны крепления камеры
На рисунке 2.35., ввод охлаждающего компонента в рубашку камеры осуществляется в сечении внешнего диаметра сопла. Это не единственное решение. Проектант обычно выбирает вариант установки коллектора ввода компонента, в зависимости от ряда причин (степень расширения сопла, стремления снизить сопротивление по тракту, прочности и т.п.).
На рисунке (см. рис. 2.36) приводятся варианты расположения сечений ввода.
Рис. 2.36. Варианты расположения сечений ввода охлаждающего компонента в межоболочечный зазор «рубашки» камеры.
а - на выходном сечении сопла. б .- на выходном сечении и в среднем сечении сопла, в – в среднее сечение сопла
В современных двигателях большой тяги, для повышения термической стойкости камеры применяется целый ряд конструктивных мер, направленных на снижение температуры наиболее теплонапряженных элементов камеры сгорания.
К числу таких мер следует отнести:
· организацию регенеративного охлаждения за счет прокачки относительно холодных компонентов топлива через «рубашку» охлаждения;
· использование, так называемых, «завес охлаждения», представляющих собой специальные зоны теплонапряженных областей камеры, снабженные устройствами для подвода дополнительного количества одного из компонентов топлива (как правило, горючего) в целях снижения локальных тепловых потоков;
· применение специальных мер в наиболее нагруженном в тепловом отношении - критическом сечении камеры (уменьшение межоболочечного зазора, вставок тугоплавких материалов в критической части сопла).
Для организации внешнего охлаждения, величина зазора регламентируется специальными проставками – связями. Они же и обеспечивают прочность камеры и устойчивость внутренней оболочки камеры, когда давление охлаждающего компонента в зазоре «рубашки» превышает давление в камере. На рисунке (см. Рис. 2.30.) приводятся виды проставок используемых в современных конструкциях КС. Проставки, внешняя и внутренняя оболочки соединяются пайкой, состав припоя стоек в компоненте и сохраняет при нагревании стенок прочностные характеристики.
Рис. 2.37. Типы связей оболочек КС.
а . гофрированная проставка, б . оребрение внутренней оболочки, в . трубчатая камера.
Существует и еще одно важное обстоятельство повышения работоспособности КС, обеспечиваемое за счет введения в конструкцию КС связей. Корпус камеры ЖРД испытывает значительное силовое нагружение. Процесс сгорания может проходить при давлениях продуктов в нескольких десятков МПа. При этом давление охлаждающего компонента в межоболочечном зазоре всегда должно быть больше чем давление в камере. В противном случае компонент не сможет поступить в КС. Следовательно, внутренняя оболочка камеры, находясь под внешним перепадом давлений, равным разнице давления подачи и давления в камере, может сложиться – потерять устойчивость. И если, при идущем процессе в камере, она прогрета, то механические характеристики материала оболочки, имеют пониженное значение. На первых образцах двигателей, оболочки внешняя и внутренняя, работали независимо одна от другой (см. Рис. 2.38.), что исключало возможность повышения давления в КС.
Рис. 2.38. Камера сгорания двигателя РД-1100
1. Форсуночный блок с системой зажигания, 2. независимо работающие (без связей) оболочки камеры. 3 сопловой блок.
В современных ЖРД, как это было отмечен ранее, КС выполнятся со связанными оболочками. При введении охлаждающего компонента в «межрубашечный» зазор на выходном срезе сопла (наиболее часто исполняемая схема) (см. Рис. 2.39.) определяется наибольший перепад давлений, действующий на внутреннюю оболочку. В этом сечении давление компонента максимальное, а давление в камере близкое к нулю. Оценка прочностной надежности оболочек камеры (прочности оболочек, устойчивости внутренней оболочки, прочности связей и других позиций) должна производиться с учетом этого обстоятельства.
Рис. 2.39. Распределение нагрузок по длине камеры
На графике использованы следующие обозначения: р г - давление в камере, р ж – давление охлаждающего компонента в «межоболочечном» зазоре, t г – температура газа в камере, t ср вн.о. – средняя, по толщине внутренней оболочки, температура, - перепад давлений на форсунке, m охл. – массовый расход охлаждающего компонента, L – длина камеры..
Следует отметить, что варианты связей, приведенные в настоящем пособии, как наиболее часто используемые в современных конструкциях КС, проверены большим числом опытов и хорошо зарекомендовали себя, при эксплуатации многочисленных образцов ЖДД различных размерностей.
Другим средством, способствующим снижению теплового воздействия на внутреннюю стенку камеры, является введение в конструкцию узлов завесы. На рисунке (см. рис. 2.40) изображены варианты конструкторских решений узлов завес, через которые вводится горючие обеспечивающее создание газо-жидкостной пленки на внутренней поверхности оболочки «рубашки».
Рис.2.40. Варианты узлов завесы камеры.
а– с отверстиями, б– с щелевым зазором
Для камер сгорания ЖРДМТ характерны два тип режимов работы (см. Рис. 3.7.). Для камеры с установившимся режимом работы, система охлаждения внутренней стенки может быть избрана по принципу камер только что разобранных. Вариант ЖРДМТ, работающий по импульсному режиму, может использовать камеру с «емкостной системой» защиты стенки камеры. Этот вариант предусматривает исполнение единой оболочки (без «рубашки охлаждения») увеличенной толщины и с дополнительными кольцами жесткости (см. Рис. 2.41.).
Рис. 2.41. Камера сгорания ЖРД малой тяги.
1. Блок клапанов горючего, 2. Камера сгорания, 3. Узел крепления соплового насадка, 4. Сопловой насадок, 5. Воспламенитель, 6. Блок клапанов горючего.
Подобное решение допустимо, так как в перерывах между функционированием камеры, стенка «отдыхает» от воздействия продуктов сгорания и прогрев ее снижается.
Особо важным узлом является головка КС. На днищах головки располагаются форсунки, через которые поступают компоненты в камеру. Типы форсунок значительно различаются по конструктивному оформлению. На рисунке (см. рис. 2.42). приведены некоторые варранты струйных, центробежных и двухкомпонентных форсунок, которые используются в двигателях схемы «жидкость-жидкость».
Рис. 2.42. Варианты жидкостных форсунок.
1. Переднее днище, 2. Среднее днище, 3. Двухкомпонентная струйно-струйная форсунка, 4. Однокомпонентная форсунка с завихрителем, 5. Однокомпонентная струйно-центробежная форсунка, 6. Двухкомпонентная центробежная форсунка с тангенциальными отверстиями, 7. Распорная втулка.
Для двигателей, выполняемых по схемам с дожиганием генераторного газа, головки камер оснащаются газожидкостными форсунками (Рис.2.43.).
Рис. 2 43. Варианты газо-жидкостных форсунок.
1. Переднее днище, 2. Среднее днище, 3. Струйно-струйная форсунка, 4. Струйно-центробежная форсунка, 5. Струйно-центробежная форсунка со шнековым завихрителем, 6. Двухкаскадная (комбинированная) форсунка: первоый каскад – газожидкостная струйно-струйная, второй каскад – жидкостная центробежная с тангенциальными отверстиями.
Вариант форсунок для смесительной головки выбирается проектантом на основании ранее полученного опыта отработки камеры двигателя – прототипа и выполнения расчетов. Расположение форсунок на днищах головки диктуется желанием проектанта получить наилучшую полноту сгорания компонентов и необходимостью создания эффективного пристеночного слоя из горючего. Последняя из упомянутых позиций, должна обеспечить допустимый режим прогрев внутренней стенки камеры (см. рис. 2.44).
Рис. 2.44. Схемы расположения форсунок на головках КС
а – Сотовое расположение форсунок.
1.Струйно-центробежнаые форсунки, 2. Центробежные форсунки.
б – Шахматное расположение форсунок
1. Форсунка окислителя 2. Форсунка горючего.
в – Расположение форсунок по концентрическим окружностям
1 Двухкомпонентная форсунка, 2. Однокомпонентная форсунка
Из рассмотрения рисунков следует, что вне зависимости от схемы расположения форсунок на днищах смесительной головки, необходимо сформировать расположение на внешнем диаметре надежную завесу из форсунок горючего.
КС ЖРД имеет еще большое число узлов, необходимых для нормального функционирования двигателя. Это коллекторы ввода и вывода компонентов, узлы поясов завес, узлы соединений частей камеры (смесительной головки, цилиндрической и сопловой секций), узлы запуска и останова, кронштейны, передающие тяговое усилие к ЛА и др.. Все перечисленные узлы, должны быть спроектированы, оценены расчетами, а также подвергнуты испытаниям, подтверждающих их работоспособность. Желание авторов осветить подобные особенности создания КС, не увязывается с необходимостью обеспечить краткость представляемого учебного пособия.
Оценка совершенства КС характеризуются коэффициентом полноты удельного импульса, определяемого по следующему выражению:
, (2.22.)
где: - коэффициент полноты удельного импульса,
I уд.п - экспериментально измеренный удельный импульс,
Теоретический удельный импульс,
Коэффициент совершенства процесса в камере,
Коэффициент совершенства процесса в сопле камеры,
Коэффициент при проектировании определяют, опираясь на статистические данные, полученные при испытаниях двигателей работающих на аналогичных компонентах. Обычно, величина этого коэффициента составляет 0,96…0,99.
Коэффициент же сопла () вычисляется с учетом потерь на трения () и потерь из-за неравномерности поля скоростей потока на срезе сопла (). Кроме того, учитываются дополнительные потери (), связанные с охлаждением потока в сопле, степень неравновесности и другие:
. (2.23.)
В общем случае, численные значения перечисленных коэффициентов укладываются следующие пределы: = 0, 975… 0, 999, = 0,98…0,99 и = 0,99…0,995. В таком случае, величина = 0,945…0, 975.
С учетом приведенных значений, величина полноты удельного импульса может находиться в пределах от 0, 9 до 0,965.
2.5.2. Жидкостные газогенераторы (ЖГГ).
Конструктивные решения и особенности внутрикамерных процессов в значительной степени зависят, устанавливаются ли ЖГГ на ЖРД «открытой» или «закрытой» схем. Для двигателей «открытой » схемы, ЖГГ выполняются с давлением, близким к давлениям основных КС. ЖГГ двигателей «закрытой» схемы обеспечивают рабочим телом (продуктами сгорания) турбины с давлением, значительно превышающим давление в основной КС. Однако, ЖГГ, как окислительного, так и восстановительного варианта, работают при коэффициентах соотношения компонентов много меньших значениях устанавливаемых для КС. Следовательно, температуры, при которых проходит процесс в камерах газогенераторов также сильно отличается от температур процесса в КС.
В ЖРД применяются двухкомпонентные и однокомпонентные ЖГГ. Наиболее широкое применение находят двухкомпонентные ЖГГ. Для двигателей с дожиганием генераторного газа, двухкомпонентные ЖГГ естественно используются как наиболее естественные. Можно отметить, что значительная часть вопросов, связанных с особенностями проектирования и отработки этого варианта ЖГГ, решаются по позициям принятым для КС. Смесительная головка форсунки и их расположение на днищах головки выполнятся по схемам, используемым, при выборе аналогичных решений для КС. В тоже время, учитывая относительно невысокий уровень температур в камере ЖГГ, обычно используется неохлаждаемый вариант стенки. На рисунке (см. рис. 2.45) представлена основная часть двухкомпонентного ЖГГ, одного из отечественных двигателей.
Рис. 2.45. Двухкомпонентный ЖГГ
Подобный вариант ЖГГ был применен в составе двигателя РД-111 Стрелками на рисунке, показаны штуцеры ввода компонентов.
Разработка однокомпонентных газогенераторов ведется по иным принципам. В недалеком прошлом, для подобных газогенераторов, в качестве компонента, использовалась перекись водорода (Н 2 О 2). В камере газогенератора располагалось специальное вещество (катализатор), взаимодействие с которым перекиси водорода приводило к получению паров воды и газообразного кислорода с высокой температурой (от 720 до 1030 К при концентрации 80% и 90%, соответственно). На рисунке (см. рис. 2.46) представлен ПГГ (так назывался газогенератор, вырабатывающий в качестве рабочего тела турбины пар), разработанный предприятием «Энергомаш» для ЖРД РД-107 и его модификаций.
Рис. 2.46. Однокомпонентный жидкостный газогенератор.
1. Штуцер входа компонента, 2. пакеты катализатора, 3 патрубки выхода пара
Компонент - перекись водорода - не единственный компонент, который может газифицироваться с целью получения рабочего тела для турбины. Особенно, если учесть, что перекись водорода повышенной концентрации не достаточно стабильна при хранении, целесообразно использовать другие компоненты. В качестве таких может применяться гидразин и несимметричный диметилгидразин (НДМГ), но для которых, также как и перекиси водорода, требуются специальные катализаторы.
2.5.3. Турбонасосный агрегат (ТНА),
ТНА во многом определяет энергетические характеристики ЖРД. Степень совершенства основных узлов ТНА, турбины и насосов, в процессе создания современных образцов, всегда находится под пристальным вниманием разработчиков двигателей. Для проектантов КС и ЖГГ, вопросы обеспечения полноты сгорания компонентов, обеспечения температуростойкости и прочности деталей и узлов, определяют успешность последующей эксплуатации создаваемого ЖРД. Для специалиста, работающего над созданием ТНА, главными вопросами являются: повышение коэффициентов полезного действия турбины и насосов, прочности их деталей (лопаток и диска турбины, крыльчаток насосов, корпусов, вала), надежности уплотнений и ряда других, определяющих надежность и совершенство ТНА. Успешное решение перечисленных позиций, увеличивает удельный импульс тяги, снижает удельную массу ТНА и двигателя. При дальнейшем рассмотрении параметров и характеристик ТНА, будет видно, что перечисленные выше позиции, впрямую зависят от такого параметра, как обороты ротора (система - «турбина, насосы, вал»).
Исходными данными для разработки ТНА принимаются типы компонентов, требования по расходам и давлениям, ресурс и другим данным, вытекающим из требований к ЖРД. Проектные проработки, позволяют сделать заключение о расходах и параметрах рабочего тела для создания требуемой мощности турбины, необходимой для привода насосов. При выполнении этих работ определяются: принципиальная компоновка ТНА, обороты ротора, системы уплотнений и, в конечном счете, его массовые характеристики.
В работах над созданием ТНА разработчик учитывает обязательные требования, которыми он руководствуется:
· обеспечение основных параметров (габаритов, массы и деталей креплений ТНА, вытекающих из требований по компоновки двигателя) и характеристик в течение заданного ресурса;
· обеспечение требуемых расходов и давлений компонентов, установленных для использования в двигателе;
· выявления позиций, предусматривающих обеспечения примерной стоимости разрабатываемого образца.
При дальнейших работах над созданием ЖРД могут устанавливаться дополнительны требования.
Среди основных позиций, определяющих конструктивный облик и параметры ТНА, следует считать компоновочные схемы ТНА. Возможные варианты схем представлены на рисунке (см. рис. 2.47) .
Рис. 2.47. Компоновочные схемы ТНА
а, б и в - однороторные ТНА, г . – многороторные ТНА
Принятые обозначения: НО – насосы окислителя, НГ – насосы горючего.
Как следует из рассмотрения рисунка, варианты компоновочных схем отличатся, выбирается ли дальнейшей проработке безредукторная схема или схема с редуктором. При безредукторной схеме, часто не удается выбрать единые оптимальные обороты для турбины и каждого из насосов. Однако ТНА с редукторной схемой будет всегда иметь худшие массовые характеристики. Современные ЖРД средних, больших и очень больших,случае, приблизительная масса ТНА может быть вычислена с использованием следующего выражения:
На рисунке (см. рис. 2.48) даны структурные схемы ТНА, с двухсторонним расположением насосов и односторонним. На схемах показаны узлы, о которых упоминалось выше.
Рис. 2.48. Структурные схемы ТНА
1. Насосы горючего, 2. Турбины, 3. и 4. Внутренние уплотнения насоса и турбины, 5. Насос окислителя, 6. Гидродинамическое уплотнение, 7. Промежуточное уплотнение.
В ЖРД средних, больших и очень больших тяг используются газовые турбины с приводом центробежных насосов. Варианты компоновок зависят от особенностей вариантов ЖРД, таких как тип компонентов, система запуска ТНА, характеристики продукта поступающего на турбину и другие. Конструктивный облик ТНА будет отличаться и от частных решений, определяемых проектантом по своему усмотрению, На рисунках (см. рис. 2.48 и 2.49) представлены виды ТНА, в которых подвод компонентов осуществляется односторонним и двухсторонним входами.
Рис. 2.42. ТНА с насосами, с односторонними входами компонентов
1.Фланец выхлопного коллектора, 2. Турбина, 3. Входной патрубок с шнеком, 4. Входной патрубок насоса горючего, 5. Рессора, 6. Выходной фланец выходного патрубка насоса горючего, 7. Корпус насоса окислителя со шнеком, 8. Фланец входного патрубка насоса горючего.
В ТНА корпуса насосов выполнены с преднасосами (шнеками), обеспечивающими повышение давление на входе перед основными, односторонними крыльчатками. Подобный вариант бустерного устройства, исключает возникновение кавитационного режима при работе насоса.
Рис. 2.50. ТНА с насосами, с двухсторонними входами компонентов
1. Фланец входного патрубка насоса горючего, 2. Входной патрубок насоса окислителя, 3. Пиростарер, 4. Фланец подвода рабочего тела к турбине, 5. Турбина, 6. Выхлопной коллектор турбины.
Представленный вид ТНА, выполнен с газовой двухступенчатой турбиной и двумя центробежным насосами. Насосы имеют двухсторонние входы компонентов. Конструкция ТНА спроектирована с двумя валами, соединенными рессорой. На одном валу, со своими двумя подшипниками и уплотнениями, смонтирована турбина и центробежный насос окислителя. На втором валу, также со своими подшипниками и уплотнениями - насос горючего. Работоспособность подшипников поддерживается консистентной смазкой, заправляемой в подшипниковые полости при сборке ТНА. Одна и вторая части ротора устанавливаются в отдельные корпуса, соединенные между собой шпильками.
В ТНА ЖРД обычно используются центробежные насосы, Для насосов ТНА очень важны антикавитационные свойства, от которых зависит эрозионное воздействие на проточную часть насоса, но и, что особенно важно, возможность срыва всех параметров, стабильность которых определяет выполнение требуемых задач всего ЖРД. Повышение антикавитационных свойств насоса обеспечивается применением специальных устройств, некоторые схемы которых были ранее представлены на рисунке 2.23. Но наиболее широко, в практике создания ТНА, применяются шнекоцентробежные насосы.
Для примера на рисунке (см. рис. 2.51) приводится конструкция кислородного шнекоцентробежного насоса.
Рис.2.51. Шнекоцентробежный насос.
1. Крышка корпуса, 2. Подшипник, 3. Крыльчатка насоса, 4. Корпус насоса. 5. Шнек, 6. Подшипник.
Эффективность насоса зависит от снижения потерь, среди которых основными являются:
· перетекание компонента из полости высокого давления (вход из крыльчатки), во входную полость;
· трения компонента о стенки внутренних полостей насоса;
· трения в уплотнениях, подшипниках.
Оцениваются перечисленные потери КПД насоса - :
Плотность компонента,
Объемный расход компонента,
Н – напор, развиваемый насосом,
N н - фактическая мощность потребляемая насосом.
Обычно КПД насосов ЖРД колеблется в пределах 0,5…0,8,
Дополнительно к отмеченным положениям, на рисунках (см. Рис. 2.52.) показаны конструкции других бустерных устройств – струнных преднасосов (эжекторов).
Рис.2.52. Конструкция струйного устройства (эжектора).
а – эжектор с рядом отверстий. 1. Корпус эжектора, 2. Отверстия подвода компонента, равнорасположенные по окружности, 3. Патрубок подвода компонента. б – эжектор с набором сопел. 1. Патрубок подвода компонента, 2. Сопла, 3. Корпус эжектора.
Струйные насосы из-за низкого КПД целесообразно применять в двигателях с дожиганием, так как увеличение мощности турбины при подаче активной жидкости высокого давления на эжектор практически не снижает энергетических характеристик ЖРД. На рисунке. 2.52, а приведена конструкция эжектора с двенадцатью соплами, расположенными по окружности камеры смешения с углом выхода в 18°. При соотношении расхода активной жидкости к эжектируемой до 25%, напор основного потока значительно возрастает. Однако КПД такого устройства на оптимальном режиме достигает не более 0,15. Малая напорная способность эжекторов при КПД от 0,08 до 0,2 ограничивает их применение в современных ТНА ЖРД.
1) Изучение схемы и принципа работы жидкостного ракетного двигателя (ЖРД).
2) Определение изменение параметров рабочего тела вдоль тракта камеры ЖРД.
- ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ЖРД
2.1. Состав ЖРД
Реактивным двигателем называется техническое устройство, создающее тягу в результате истечения из него рабочего тела. Реактивные двигатели обеспечивают ускорение перемещающихся аппаратов различных типов.
Ракетный двигатель – это реактивный двигатель, использующий для работы только вещества и источники энергии, имеющиеся в запасе на борту перемещающегося аппарата.
Жидкостной ракетный двигатель (ЖРД) – это ракетный двигатель, использующий для работы топливо (первичный источник энергии и рабочее тело), находящееся в жидком агрегатном состоянии.
ЖРД в общем случае состоит из:
2- турбонасосных агрегатов (ТНА);
3- газогенераторов;
4- трубопроводов;
5- агрегатов автоматики;
6- вспомогательных устройств
Один или несколько ЖРД, в совокупности с пневмогидравлической системой (ПГС) подачи топлива в камеры двигателя и вспомогательными агрегатами ступени ракеты, составляют жидкостную ракетную двигательную установку (ЖРДУ).
В качестве жидкого ракетного топлива (ЖРТ) используется вещество или несколько веществ (окислитель, горючее), которые способны в результате экзотермических химических реакций образовывать высокотемпературные продукты сгорания (разложения). Эти продукты являются рабочим телом двигателя.
Каждая камера ЖРД состоит из камеры сгорания и сопла. В камере ЖРД первичная химическая энергия жидкого топлива преобразуется в конечную кинетическую энергию газообразного рабочего тела, в результате истечения которого создается реактивная сила камеры.
Отдельный турбонасосный агрегат ЖРД состоит из насосов и приводящей их в действия турбины. ТНА обеспечивает подачу компонентов жидкого топлива в камеры и газогенераторы ЖРД.
Газогенератор ЖРД является агрегатом, в котором основное или вспомогательное топливо преобразуется в продукты газогенерации, используемые в качестве рабочего тела турбины и рабочих тел системы наддува баков с компонентами ЖРТ.
Система автоматики ЖРД представляет собой совокупность устройств (клапанов, регуляторов, датчиков и т.п.) различных типов: электрического, механического, гидравлического, пневматического, пиротехнического и др. Агрегаты автоматики обеспечивают запуск, управление, регулирование и останов ЖРД.
Параметры ЖРД
Основными тяговыми параметрами ЖРД являются:
Реактивная сила ЖРД - R - результирующая газо- и гидродинамических сил, действующих на внутренние поверхности ракетного двигателя при истечении из него вещества;
Тяга ЖРД - Р - равнодействующая реактивной силы ЖРД (R) и всех сил давления окружающей среды, которые действуют на внешние поверхности двигателя за исключением сил внешнего аэродинамического сопротивления;
Импульс тяги ЖРД - I - интеграл от тяги ЖРД по времени его работы;
Удельный импульс тяги ЖРД - I у - отношение тяги (Р) к массовому расходу топлива () ЖРД.
Основными параметрами, которые характеризуют процессы, протекающие в камере ЖРД, служат давление (р), температура (Т) и скорость потока (W) продуктов сгорания (разложения) жидкого ракетного топлива. При этом особо выделяются значения параметров на входе в сопло (индекс сечения «с»), а также в критическом («*») и выходном («а») сечениях сопла.
Расчет значений параметров в различных сечениях тракта сопла ЖРД и определение тяговых параметров двигателя проводится по соответствующим уравнениям термогазодинамики. Приближенная методика подобного расчета рассмотрена в 4 разделе данного пособия.
- СХЕМА И ПРИНЦИП РАБОТЫ ЖРД «РД-214»
3.1. Общая характеристика ЖРД «РД-214»
Жидкостной ракетный двигатель «РД-214» применяется в отечественной практике с 1957 года. С 1962 года он устанавливается на 1-ой ступени многоступенчатых ракетах-носителях «Космос», с помощью которых на околоземные орбиты выведены многие спутники серий «Космос» и «Интеркомос».
ЖРД «РД-214» имеет насосную систему подачи топлива. Двигатель работает на высококипящем азотно-кислотном окислителе (растворе окислов азота в азотной кислоте) и углеводородном горючем (продуктах переработки керосина). Для газогенератора применяется специальный компонент – жидкая перекись водорода.
Основные параметры двигателя имеют следующие значения:
Тяга в пустоте Р п = 726 кН;
Удельный импульс тяги в пустоте I уп = 2590 Н×с/кг;
Давление газа в камере сгорания р к = 4,4 МПа;
Степень расширения газа в сопле e = 64
ЖРД «РД-214», (рис. 1) состоит из:
Четырех камер (поз. 6);
Одного турбонасосного агрегата (ТНА) (поз. 1, 2, 3, 4);
Газогенератора (поз. 5);
Трубопровода;
Агрегатов автоматики (поз. 7, 8)
ТНА двигателя состоит из насоса окислителя (поз. 2), насоса горючего (поз. 3), насоса перекиси водорода (поз. 4) и турбины (поз. 1). Ротора (вращающиеся части) насосов и турбины связаны одним валом.
Агрегаты и узлы, обеспечивающие подачу компонентов в камеру двигателя, газогенератор и турбину, объединяются в три отдельные системы – магистрали:
Систему подачи окислителя
Систему подачи горючего
Систему парогазогенерации перекиси водорода.
Рис.1. Схема жидкостного ракетного двигателя
1 – турбина; 2 – насос окислителя; 3 – насос горючего;
4 – насос перекиси водорода; 5 – газогенератор (реактор);
6 – камера двигателя; 7, 8 – элементы автоматики.
3.2. Характеристика агрегатов ЖРД «РД-214»
3.2.1. Камера ЖРД
Четыре камеры ЖРД связаны в единый блок по двум сечениям с помощью болтов.
Каждая камера ЖРД (поз. 6) состоит из смесительной головки и корпуса. Смесительная головка включает верхнее, среднее и нижнее (огневое) днища. Между верхним и средним днищами образована полость для окислителя, между средним и огневым – полость для горючего. Каждая из полостей с помощью соответствующих форсунок связана с внутренним объемом корпуса двигателя.
В процессе работы ЖРД через смесительную головку и ее форсунки осуществляется подача, распыл и смешение жидких компонентов топлива.
Корпус камеры ЖРД включает часть камеры сгорания и сопло. Сопло ЖРД сверхзвуковое, имеет сходящуюся и расходящуюся части.
Корпус камеры ЖРД двухстенный. Внутренняя (огневая) и наружная (силовая) стенки корпуса связаны между собой проставками. При этом, с помощью проставок, между стенками образованы каналы тракта жидкостного охлаждения корпуса. В качестве охладителя используется горючее.
Во время работы двигателя горючее подается в тракт охлаждения через специальные патрубки коллектора, расположенного на конечной части сопла. Пройдя тракт охлаждения, горючее поступает в соответствующую полость смесительной головки и через форсунки вводится в камеру сгорания. Одновременно через другую полость смесительной головки и соответствующие форсунки, в камеру сгорания поступает окислитель.
В объеме камеры сгорания происходит распыл, смешение и сгорание жидких компонентов топлива. В результате образуется высокотемпературное газообразное рабочее тело двигателя.
Затем в сверхзвуковом сопле осуществляется преобразование тепловой энергии рабочего тела в кинетическую энергию его струи, при истечении которой создается тяга ЖРД.
3.2.2. Газогенератор и турбонасосный агрегат
Газогенератор (рис. 1, поз. 5) является агрегатом, в котором жидкая перекись водорода в результате экзотермического разложения преобразуется в высокотемпературное парообразное рабочее тело турбины.
Турбонасосный агрегат обеспечивает напорную подачу жидких компонентов топлива в камеру и газогенератор двигателя.
ТНА состоит из (рис. 1):
Шнекоцентробежного насоса окислителя (поз. 2);
Шнекоцентробежного насоса горючего (поз. 3);
Центробежного насоса перекиси водорода (поз. 4);
Газовой турбины (поз. 1).
Каждый насос и турбина имеет неподвижный статор и вращающийся ротор. Роторы насосов и турбины имеют общий вал, состоящий из двух частей, которые связаны рессорой.
Турбина (поз. 1) служит приводом насосов. Основными элементами статора турбины являются корпус и сопловой аппарат, а ротора – вал и рабочее колесо с лопатками. В процессе работы, на турбину из газогенератора поступает перекисный парогаз. При прохождении парогаза через сопловой аппарат и лопатки рабочего колеса турбины, его тепловая энергия преобразуется в механическую энергию вращения колеса и вала ротора турбины. Отработанный парогаз собирается в выходном коллекторе корпуса турбины и сбрасывается в атмосферу через специальные отбросные сопла. При этом создается некоторая дополнительная тяга ЖРД.
Насосы окислителя (поз. 2) и горючего (поз. 3) шнекоцентробежного типа. Основными элементами каждого из насосов является корпус и ротор. Ротор имеет вал, шнек и центробежное колесо с лопатками. В процессе работы от турбины к насосу через общий вал подводится механическая энергия, обеспечивающая вращения ротора насоса. В результате воздействия лопаток шнека и центробежного колеса на прокачиваемую насосами жидкость (компонент топлива), механическая энергия вращения ротора насоса преобразуется в потенциальную энергию давления жидкости, что обеспечивает подачу компонента в камеру двигателя. Шнек перед центробежным колесом насоса устанавливается для предварительного повышения давления жидкости на входе в межлопаточные каналы рабочего колеса с целью предотвращения холодного вскипания жидкости (кавитации) и нарушения ее сплошности. Нарушения сплошности потока компонента может вызвать неустойчивость процесса сгорания топлива в камере двигателя, а, следовательно, и неустойчивость работы ЖРД в целом.
Для подачи в газогенератор перекиси водорода применяется центробежный насос (поз. 4). Сравнительно малый расход компонента создает условия бескавитационной работы центробежного насоса без установки перед ним шнекового преднасоса.
3.3. Принцип работы двигателя
Пуск, управление и остановка двигателя выполняется автоматически по электрическим командам с борта ракеты на соответствующие элементы автоматики.
Для начального воспламенения компонентов топлива используется специальное пусковое горючее, самовоспламеняющиеся с окислителем. Пусковое горючее первоначально заполняет небольшой участок трубопровода перед насосом горючего. В момент запуска ЖРД в камеру поступает пусковое горючее и окислитель, происходит их самовоспламенение и лишь затем в камеру начинают подаваться основные компоненты топлива.
В процессе работы двигателя окислитель последовательно проходит элементы и агрегаты магистрали (системы), включающей:
Разделительный клапан;
Насос окислителя;
Клапан окислителя;
Смесительную головку камеры двигателя.
Поток горючего протекает по магистрали, включающей:
Разделительные клапана;
Насос горючего;
Коллектор и тракт охлаждения камеры двигателя;
Смесительную головку камеры.
Перекись водорода и образующийся парогаз последовательно проходят элементы и агрегаты системы парогазогенерации, включающей:
Разделительный клапан;
Насос перекиси водорода;
Гидроредуктор;
Газогенератор;
Сопловой аппарат турбины;
Лопатки рабочего колеса турбины;
Коллектор турбины;
Отбросные сопла.
В результате непрерывной подачи турбонасосным агрегатом компонентов топлива в камеру двигателя, их сгорание с образованием высокотемпературного рабочего тела и истечения рабочего тела из камеры, создается тяга ЖРД.
Варьирование значения тяги двигателя в процессе его работы обеспечивается с помощью изменения расхода перекиси водорода, подаваемой в газогенератор. При этом изменяется мощность турбины и насосов, а, следовательно, и подача компонентов топлива в камеру двигателя.
Останов ЖРД производится в две ступени с помощью элементов автоматики. С основного режима двигатель сначала переводится на конечный режим работы с меньшей тягой и лишь затем выключается полностью.
- МЕТОДИКА ПРОВЕДЕНИЯ РАБОТЫ
4.1. Объем и порядок выполнения работы
В процессе выполнения работы последовательно выполняются следующие действия.
1) Изучается схема ЖРД «РД-214». Рассматривается назначение и состав ЖРД, конструкция агрегатов, принцип работы двигателя.
2) Производится измерение геометрических параметров сопла ЖРД. Находится диаметр входного («с»), критического («*») и выходного («а») сечений сопла (D с, D * , D а).
3) Рассчитывается значение параметров рабочего тела ЖРД во входном, критическом и выходном сечениях сопла ЖРД.
По результатам расчетов строится обобщенный график изменения температуры (Т), давления (р) и скорости (W) рабочего тела вдоль тракта сопла (L) ЖРД.
4) Определяются тяговые параметры ЖРД при расчетном режиме работы сопла ().
4.2. Исходные данные для расчета параметров ЖРД «РД-214»
Давление газа в камере (см. вариант)
Температура газов в камере
Газовая постоянная
Показатель изоэнтропы
Функция 
Принимается, что процессы в камере протекают без потерь энергии. При этом коэффициенты потерь энергии в камере сгорания и сопле соответственно равны 
Режим работы сопла расчетный (индекс «r »).
Посредством измерения определяются:
Диаметр критического сечения сопла ;
Диаметр выходного сечения сопла .
4.3. Последовательность расчета параметров ЖРД
А) Параметры в выходном сечении сопла («а») определяются в следующей последовательности.
1) Площадь выходного сечения сопла
2) Площадь критического сечения сопла
3) Геометрическая степень расширения газа
Под влиянием идей Ф.А. Цандера и К.Э. Циолковского, а также благоприятных технических перспектив в создании ЖРД, вычисленных при расчетах летных характеристик самолетов с ЖРД, советские специалисты пришли к выводу, что пределы применения поршневых двигателей по скорости и высоте могут быть преодолены применением ЖРД.
Жидкостный ракетный двигатель - ракетный двигатель, работающий на жидких компонентах топлива. ЖРД в общем случае состоит: из одной или нескольких камер, агрегатов системы подачи и автоматики, устройств для создания управляющих усилий и моментов, рамы, магистралей и вспомогательных устройств и агрегатов. Агрегаты автоматики ЖРД входят в совокупность устройств, обеспечивающих управление, регулирование и обслуживание ЖРД. ракетный самолет циолковский ЖРД
Двигательная установка с ЖРД состоит из следующих основных частей: одного или нескольких ЖРД, баков с рабочим телом, агрегатов наддува топливных баков или вытеснительной подачи топлива, рулевых приводов, магистралей соединяющих двигатели с баками, и вспомогательных устройств, автоматики, предназначенной для регулирования, как отдельных узлов ЖРД, так и двигательной установки в целом.
Для работы ЖРД необходимо на борту летательного аппарата иметь рабочие тела, способные вступать в химические экзотермические реакции, т.е. реакции с выделением тепла. Если в результате разложения вещества выделяется тепло, то говорят об унитарном топливе. Наиболее распространены двухкомпонентные топлива, горючее и окислитель которых смешиваются только в камере сгорания.
Топлива ЖРД должны удовлетворять ряду серьезных и иногда противоречивых требований. Одним из основных требований является большая удельная теплота сгорания, или теплотворная способность, т.е. тепловой эффект реакции для 1 кг горючего или топлива в целом. Если в компонентах топлива содержатся еще балластные атомы, не принимающие участия в реакциях, то удельная теплота сгорания может стать недостаточной для получения высоких скоростей истечения продуктов реакции.
Другое требование к топливам ЖРД состоит в том, чтобы в результате реакции образовывалась газовая смесь с минимальной относительной молекулярной массой. Как следует из закона сохранения энергии, при одной и той же подведенной энергии вещества с меньшей относительной молекулярной массой имеют большую скорость истечения.
Требования к топливам ЖРД заключаются в том, что топлива в жидком состоянии должны иметь большую плотность, коррозионная стойкость по отношению к конструкционным материалам, токсичность, чувствительность к удару
Имеется еще ряд других требований, но даже из сопоставления уже перечисленных видно, как важен правильный выбор компонентов топлива. В связи с различными требованиями, предъявляемыми к летательным аппаратам, следовательно, и к их ЖРД, используется довольно много различных химических веществ. Применение, в частности, легкокипящих, токсичных агрессивных компонентов вызывает целый ряд дополнительных трудностей при создании и эксплуатации изделий. Однако большинство трудностей удается все же преодолеть.
В качестве горючего в ЖРД применяются углеводороды, водород и т.д. В качестве окислителя используют кислород, азотную кислоту, перекись водорода и т.п.
В некоторых случаях для простоты запуска двигателя применяют самовоспламеняющиеся компоненты, которые активно взаимодействуют между собой. Удельный импульс двигателей, использующих самовоспламеняющиеся топлива не превышает 3500 м/с.
Рассмотрим подробнее некоторые элементы двигателя. В камере сгорания ЖРД происходят процессы испарения, смещения и сгорания компонентов топлива. Головка камеры сгорания снабжена большим числом форсунок, с помощью которых жидкость подвергается распылению на мелкие капли. Это существенно увеличивает интенсивность испарения и перемешивания между собой паров компонентов топлива, что позволяет уменьшить длину камеры, необходимую для полного сгорания. Поскольку используются высокоэффективные топлива, то температура газов внутри камеры может превышать 3000 градусов. Камеры двигателя делаются сравнительно легкими и компактными. На стенки камеры, обычно цилиндрической формы, действует мощный тепловой поток. Чтобы предохранить стенки камер от разрушения, их приходится усиленно охлаждать. С этой целью рубашки камеры делаются двойными. В полость между наружной и внутренней стенками- оболочками подается один из компонентов топлива. Протекая по зазору между оболочками вдоль всей камеры, жидкость нагревается и уносит тепло, подходящее с огневой стороны камеры. Нагретый компонент впрыскивается через форсунки в камеру сгорания. Конструктивно стенки камер сгорания различных двигателей выполнены или в виде двух цилиндров, связанных между собой внутренними вставками, по которым протекает охлаждающий компонент, и т.д. Однако такого наружного охлаждения иногда недостаточно, и у стенки внутри камеры сгорания приходится снижать температуру газа. Это достигается обычно за счет подачи части горючего непосредственно в пристеночный слой. Для камер ЖРД, работающих очень короткое время, иногда не применяют специального охлаждения, а тепло, идущее в стенки камеры, расходуется на нагрев достаточно массивной конструкции камеры.
У ЖРД может быть одна или несколько камер. В зависимости от назначения двигателя и величины его тяги диаметры и длины камер изменяются в широких пределах. Камера ЖРД состоит из смесительной головки с форсунками, камеры сгорания и сопла. Наиболее узкое сечение сопла, где газ разгоняется до скорости звука, называется критическим сечением. В районе критического сечения стенки сопла приходится охлаждать значительно интенсивнее, чем наиболее теплонапряженные части камеры двигателя. В сверхзвуковой части сопла теплоподвод в стенки уменьшается настолько, что концевые части сопла можно делать без жидкостного охлаждения.
Рис. 1. Схема жидкостного ракетного двигателя.
Расширение сопла существенно влияет на величину удельного импульса и зависит от соотношения давлений в двигателе и окружающей среды.
Развитие ЖРД ведет свое начало примерно от рубежа XIX и XX столетий. В этот период были заложены основы теории реактивного движения и механики тел переменной массы. В разработке этих вопросов значительна роль выдающихся русских ученых Н.Е. Жуковского (1847-1921), И.В. Мещерского (1859-1935) и др.
Однако крупнейшим вкладом в развитие проблем реактивного движения явились работы знаменитого русского ученого К.Э. Циолковского (1857- 1935), по праву считающегося основоположником современной космонавтики и ракетной техники. Начав интересоваться проблемами реактивного движения в 1883г., К.Э. Циолковский опубликовал в 1903г. получивший впоследствии всемирную известность труд «Исследование мировых пространств реактивными приборами». В этой работе Циолковский изложил основы ракетодинамики и описал ракету как средство для космических полетов. Предложенная им схема ракетного двигателя на жидком топливе стала базой для разработок, выполненных его последователями. Пророческими оказались его высказывания о выборе топлива и некоторых особенностях устройства такого двигателя. Циолковским были предложены: кислородно-углеводородное и кислородно-водородное топлива; регенеративное охлаждение камеры сгорания и сопла двигателя компонентами жидкого топлива; керамическая изоляция этих элементов конструкции; раздельное хранение и насосная подача компонентов топлива в смесительную головку камеры с последующим сжиганием; управление вектором тяги поворотом выходной части сопла и газовыми рулями. Им была показана первостепенная важность высокой скорости истечения рабочего тела из двигателя и охарактеризованы способы ее увеличения.
Первыми последователями Циолковского в нашей стране были талантливые ученые и изобретатели Ю.В. Кондратюк (1897-1942), Ф.А. Цандер (1887-1933) и В.П.Глушко (1908-1989).
Ю.В Кондратюк работал независимо от Циолковского. Его основное теоретическое исследование «Завоевание межпланетных пространств» (1929) отчасти повторило и дополнило работы Циолковского, некоторые вопросы нашли новое решение. В частности, Кондратюк предложил в качестве топлива для двигателей некоторые металлы и их водородные соединения.
Ф.А. Цандер еще в студенческие годы изучал труды Циолковского и интересовался вопросами космических полетов. В 1924г. он изложил свою основную идею - сочетание ракеты с самолетом для взлета с Земли и последующее сжигание металлических частей самолета в качестве горючего для реактивного двигателя. Цандером выполнены теоретические исследования различных вопросов воздушно-реактивных и ракетных двигателей, начал работы по их практической реализации.
В.П. Глушко еще в юности увлекался вопросами космонавтики. В письме Циолковскому от 26 сентября 1923г. он написал, что уже более 2 лет поглощен идеей межпланетных путешествий. С 1924г. Глушко начинает публиковать научно-популярные и научные работы по ракетно-космической технике. В 1930г. Глушко предложил в качестве компонентов ракетного топлива азотную кислоту, смесь азотной кислоты с четырехокисью азота, тетранитрометан, перекись водорода, смеси фтора с кислородом, трехкомпонентное топливо и др., была разработана керамическая теплоизоляция камеры сгорания двуокисью циркония. В 1931г. Глушко предложил, а в 1933г. внедрил химическое зажигание и самовоспламеняющееся топливо. Тогда же были разработаны профилированное сопло, карданная подвеска двигателя для управления полетом ракеты, конструкция турбонасосного агрегата с центробежными топливными насосами.
Глушко выполнены многочисленные теоретические и экспериментальные исследования по важнейшим вопросам создания и развития ЖРД, разработано большое количество конструкций двигателей от первых отечественных опытных ракетных моторов (ОРМ) до новейших образцов, летающих в космос. Являясь одним из пионеров ракетной техники, Глушко по праву считается основоположником отечественного ракетного двигателестроения.
Теми же путями, что и Циолковский, но позднее его, подошли к идее создания ракет с ЖРД в зарубежных странах.
Циолковский не проводил экспериментальных работ по созданию ЖРД. Эта задача решалась его учениками и последователями, как в СССР, так и за рубежом.
В США экспериментальные работы были начаты Р.Годдардом (1882-1945), предложившим много различных технических решений в области создания ЖРД и ракет с ними.
В США уже в 1921г. Годдардом были проведены стендовые испытания экспериментального ЖРД, работавшего на кислородно-эфирном топливе. 16 марта 1926г. им был осуществлен первый запуск экспериментальной жидкостной ракеты.
В Германии стендовые испытания ЖРД были начаты Обертом в 1929г., а летные испытания жидкостных ракет Винклером с 1931г. С 1937г. под руководством Вернера фон Брауна разрабатывалась наиболее мощная по тому времени ракета Фау-2, летные испытания которой были начаты в 1942г.
В СССР начало экспериментальных работ по реализации идей Циолковского относится к 15 маю 1929г., когда в составе Газодинамической лаборатории в Ленинграде было создано и приступило к практической деятельности первое опытно- конструкторское подразделение для разработки ракет и электрических и жидкостных ракетных двигателей к ним. Руководил подразделением Глушко. В этом подразделении в 30-х гг. было создано семейство опытных ЖРД с тягой от 60 до 300 кгс, работавших на различных жидких окислителях и горючих. Двигатели имели обозначение ОРМ (опытный ракетный мотор).
Первый советский экспериментальный ЖРД ОРМ-1 был разработан и построен в 1930-1931гг. Топливо двигателя - четырехокись азота и толуол или жидкий кислород и бензин. При испытании на кислородном топливе ОРМ-1 развивал тягу до 20 кгс.
Рис. 2. Первый отечественный жидкостно-ракетный двигатель ОРМ-1.
В период 1930-1933г. в ГДЛ была создана серия ЖРД от ОРМ-1 до ОРМ-52. Наиболее мощный ЖРД ОРМ-52 работал на азотной кислоте и керосине и развивал тягу до 250…300 кгс при давлении в камере сгорания 2…2,5 МПа.
В ГДЛ были впервые успешно решены многие практические вопросы создания ЖРД, определены дальнейшие пути развития.
Проблемы ракетной техники, привлекавшие широкое внимание, разрабатывались многими советскими энтузиастами на общественных началах. Их объединения получили название групп изучения реактивного движения (ГИРД). Такие общественные организации при Осовиахиме были созданы в 1931г. в Москве (МосГИРД) и Ленинграде (ЛенГИРД), позже - в других городах. Среди организаторов и активных работников МосГИРД были Ф.А. Цандер, С.П. Королев, В.П. Ветчинкин, М.К. Тихонравов, Ю.А. Победоносцев и др. МосГИРД развернула широкую лекционную и печатную пропаганду, организовала курсы по теории реактивного движения и начала работу по проектированию авиационного ЖРД ОР-2 Ф.А.Цандера для ракетоплана РП-1. В 1932г. в Москве на базе МосГИРД была создана научно-исследовательская и опытно-конструкторская организация по разработке ракет и двигателей, также именовавшаяся ГИРД, а ее начальником стал С.П. Королев.
Двигатели, разрабатывавшиеся в ГИРД, использовали в качестве окислителя жидкий кислород, а в качестве горючего - бензин и этиловый спирт. Первый ЖРД Цандера, ОР-2, был испытан в 1933г., он работал на кислороде и бензине.
В конце 1933г. в Москве на базе ГДЛ и ГИРД был создан первый в мире государственный Реактивный научно-исследовательский институт (РНИИ). Специалисты по ЖРД, выросшие в ГДЛ, разработали в РНИИ в 1934-1938гг. серию экспериментальных двигателей от ОРМ-53 до ОРМ-102 и газогенератор ГГ-1, работавший часами на азотной кислоте и керосине с водой при температуре 850 К и давлении 2,5 МПа. Двигатель ОРМ-65, прошедший официальные испытания в 1936г., был наиболее совершенным двигателем своего времени. Двигатель работал на азотной кислоте и керосине, тяга регулировалась в пределах 50…175 кгс, запуск многократный, в том числе автоматизированный. Огневые испытания ОРМ-65 проходили на летательных аппаратах конструкции С.П.Королева, крылатой ракете 212 и ракетном планере РП-318-1. 28 февраля 1940г. летчик В.П.Федоров совершил первый полет на ракетном планере с двигателем РДА-1 - 150, который был модификацией ОРМ-65.
Начались реальные экспериментальные работы по использованию ЖРД на планерах и самолетах. Эти работы продолжались всю войну и первые послевоенные годы.
Россия располагает развитыми стратегическими ядерными силами, основным компонентом которых являются межконтинентальные баллистические ракеты разных типов, используемые в составе стационарных или подвижных грунтовых комплексов, а также на подводных лодках. При определенном сходстве на уровне базовых идей и решений, изделия этого класса имеют заметные различия. В частности, используются ракетные двигатели разных типов и классов, соответствующие тем или иным требованиям заказчика.
С точки зрения особенностей силовых установок все устаревшие, актуальные и перспективные МБР можно разделить на два основных класса. Такое может оснащаться жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) или двигателями на твердом топливе (РДТТ). Оба класса имеют свои преимущества, благодаря чему находят применение в различных проектах, и пока ни один из них не смог вытеснить из своей области «конкурента». Вопрос силовых установок представляет большой интерес и стоит отдельного рассмотрения.
и теория
Известно, что первые ракеты, появившиеся много веков назад, оснащались твердотопливными двигателями на самом простом горючем. Такая силовая установка сохраняла свои позиции до прошлого века, когда были созданы первые системы на жидком топливе. В дальнейшем развитие двух классов двигателей шло параллельно, хотя ЖРД или РДТТ время от времени сменяли друг друга в качестве лидеров отрасли.
Пуск ракеты УР-100Н УТТХ с жидкостным двигателем. Фото Rbase.new-factoria.ru
Первые дальнобойные ракеты, развитие которых привело к появлению межконтинентальных комплексов, оснащались жидкостными двигателями. В середине прошлого века именно ЖРД позволяли получить желаемые характеристики при использовании доступных материалов и технологий. Позже специалисты ведущих стран приступили к разработке новых сортов баллиститных порохов и смесового топлива, результатом чего стало появление РДТТ, пригодных для использования на МБР.
К настоящему времени в стратегических ядерных силах разных стран получили распространение как жидкостные, так и твердотопливные ракеты. Любопытно, что российские МБР комплектуются силовыми установками обоих классов, тогда как Соединенные Штаты еще несколько десятилетий назад отказались от жидкостных двигателей в пользу твердотопливных. Несмотря на такую разницу подходов, обеим странам удалось построить ракетные группировки желаемого облика с требуемыми возможностями.
В области межконтинентальных ракет первыми стали жидкостные двигатели. Такие изделия имеют ряд преимуществ. Жидкое горючее позволяет получить более высокий удельный импульс, а конструкция двигателя допускает изменение тяги сравнительно простыми способами. Большую часть объемов ракеты с ЖРД занимают баки топлива и окислителя, что определенным образом снижает требования к прочности корпуса и упрощает его производство.
Одновременно с этим ЖРД и ракеты, оснащенные ими, не лишены недостатков. В первую очередь, такой двигатель отличается высочайшей сложностью производства и эксплуатации, негативно сказывающейся на стоимости изделия. МБР первых моделей имели недостаток в виде сложности подготовки к запуску. Заправка топлива и окислителя осуществлялась непосредственно перед стартом, а кроме того, в некоторых случаях была связана с некоторыми рисками. Все это негативным образом сказывалось на боевых качествах ракетного комплекса.
Жидкостные ракеты Р-36М в транспортно-пусковых контейнерах. Фото Rbase.new-factoria.ru
Ракетный двигатель твердого топлива и построенная на его основе ракета имеет положительные стороны и преимущества перед жидкостной системой. Главный плюс – меньшая стоимость производства и упрощенная конструкция. Также у РДТТ отсутствуют риски утечек агрессивного топлива, а кроме того, они отличаются возможностью более длительного хранения. На активном участке полета МБР твердотопливный двигатель обеспечивает лучшую динамику разгона, сокращая вероятность успешного перехвата.
Твердотопливный двигатель проигрывает жидкостному по своему удельному импульсу. Поскольку горение заряда твердого топлива почти не поддается контролю, управление тягой двигателя, остановка или повторный запуск требуют особых технических средств, отличающихся сложностью. Корпус РДТТ выполняет функции камеры сгорания и потому должен иметь соответствующую прочность, что предъявляет особые требования к используемым агрегатам, а также негативно сказывается на сложности и стоимости производства.
ЖРД, РДТТ и СЯС
В настоящее время на вооружении стратегических ядерных сил России состоит около десятка МБР разных классов, предназначенных для решения актуальных боевых задач. Ракетные войска стратегического назначения (РВСН) эксплуатируют ракеты пяти типов и ожидают появления еще двух новых комплексов. Такое же количество ракетных комплексов используется на подводных подлодках ВМФ, однако в интересах морской компоненты «ядерной триады» пока не разрабатываются принципиально новые ракеты.
Несмотря на свой солидный возраст, в войсках все еще остаются ракеты УР-100Н УТТХ и Р-36М/М2. Подобные МБР тяжелого класса имеют в своем составе несколько ступеней с собственными жидкостными двигателями. При большой массе (более 100 т у УР-100Н УТТХ и около 200 т у Р-36М/М2) ракеты двух типов несут значительный запас горючего, обеспечивающий отправку тяжелой головной части на дальность не менее 10 тыс. км.
Общий вид ракеты РС-28 "Сармат". Рисунок "Государственный ракетный центр" / makeyev.ru
С конца пятидесятых годов в нашей стране изучалась проблематика применения РДТТ на перспективных МБР. Первые реальные результаты в этой области были получены к началу семидесятых. В последние десятилетия такое направление получило новый толчок, благодаря чему появилось целое семейство твердотопливных ракет, представляющих собой последовательное развитие общих идей и решений на основе современных технологий.
В настоящее время РВСН располагает ракетами РТ-2ПМ «Тополь», РТ-2ПМ2 «Тополь-М» и РС-24 «Ярс». При этом все подобные ракеты эксплуатируются как с шахтными, так и с подвижными грунтовыми пусковыми установками. Ракеты трех типов, созданные на основе общих идей, построены по трехступенчатой схеме и оснащаются твердотопливными двигателями. Выполнив требования заказчика, авторы проектов сумели минимизировать габариты и массу готовых ракет.
Ракеты комплексов РТ-2ПМ, РТ-2ПМ2 и РС-24 имеют длину не более 22,5-23 м при максимальном диаметре менее 2 м. Стартовая масса изделий – порядка 45-50 т. Забрасываемый вес, в зависимости от типа изделия, достигает 1-1,5 т. Ракеты линейки «Тополь» комплектуются моноблочной головной частью, тогда как «Ярс», по известным данным, несет несколько отдельных боевых блоков. Дальность полета – не менее 12 тыс. км.
Нетрудно заметить, что при основных летных характеристиках на уровне более старых жидкостных ракет, твердотопливные «Тополи» и «Ярсы» отличаются меньшими габаритами и стартовым весом. Впрочем, при всем этом они несут меньшую полезную нагрузку.
Подвижный грунтовый комплекс "Тополь". Фото Минобороны РФ
В будущем на вооружение РВСН должны поступит несколько новых ракетных комплексов. Так, проект РС-26 «Рубеж», создававшийся в качестве варианта дальнейшего развития системы «Ярс», вновь предусматривает использование многоступенчатой схемы с РДТТ на всех ступенях. Ранее появлялась информация, согласно которой система «Рубеж» предназначается для замены устаревающих комплексов РТ-2ПМ «Тополь», что и сказалось на основных особенностях ее архитектуры. По основным техническим характеристикам «Рубеж» не должен значительно отличаться от «Тополя», хотя возможно применение иной полезной нагрузки.
Еще одна перспективная разработка – тяжелая МБР типа РС-28 «Сармат». По официальным данным, этот проект предусматривает создание трехступенчатой ракеты с жидкостными двигателями. Сообщалось, что ракета «Сармат» будет иметь длину порядка 30 м при стартовой массе свыше 100 т. Она сможет нести «традиционные» специальные боевые блоки или гиперзвуковую ударную систему нового типа. За счет применения ЖРД с достаточными характеристиками предполагается получить максимальную дальность полета на уровне 15-16 тыс. км.
В распоряжении военно-морского флота имеется несколько типов МБР с разными характеристиками и возможностями. Основу морской компоненты СЯС в настоящее время составляют баллистические ракеты подводных лодок семейства Р-29РМ: собственно Р-29РМ, Р-29РМУ1, Р-29РМУ2 «Синева» и Р-29РМУ2.1 «Лайнер». Кроме того, несколько лет назад в арсеналы попала новейшая ракета Р-30 «Булава». Насколько известно, сейчас российская промышленность разрабатывает несколько проектов модернизации ракет для подлодок, но о создании принципиально новых комплексов речи пока не идет.
В области отечественных МБР для подлодок наблюдаются тенденции, напоминающие о развитии «сухопутных» комплексов. Более старые изделия Р-29РМ и все варианты их модернизации имеют три ступени и оснащаются несколькими жидкостными двигателями. При помощи такой силовой установки ракета Р-29РМ способна доставить на дальность не менее 8300 км четыре или десять боевых блоков разной мощности общей массой 2,8 т. В проекте модернизации Р-29МР2 «Синева» предусматривалось использование новых систем навигации и управления. В зависимости от имеющейся боевой нагрузки, ракета длиной 14,8 м и массой 40,3 т способна лететь на дальность до 11,5 тыс. км.
Загрузка ракеты комплекса "Тополь-М" в шахтную пусковую установку. Фото Минобороны РФ
Более новый проект ракеты для подлодок Р-30 «Булава», наоборот, предусматривал использование твердотопливных двигателей на всех трех ступенях. Среди прочего, это позволило уменьшить длину ракеты до 12,1 м и сократить стартовый вес до 36,8 т. При этом изделие несет боевую нагрузку массой 1,15 т и доставляет ее на дальность до 8-9 тыс. км. Не так давно было объявлено о разработке новой модификации «Булавы», отличающейся иными габаритами и увеличенной массой, за счет чего удастся повысить боевую нагрузку.
Тенденции развития
Хорошо известно, что в последние десятилетия российское командование сделало ставку на разработку перспективных твердотопливных ракет. Результатом этого стало последовательное появление комплексов «Тополь» и «Тополь-М», а затем «Ярс» и «Рубеж», ракеты которых комплектуются РДТТ. ЖРД, в свою очередь, остаются только на сравнительно старых «сухопутных» ракетах, эксплуатация которых уже подходит к концу.
Впрочем, полный отказ от жидкостных МБР пока не планируется. В качестве замены для имеющихся УР-100Н УТТХ и Р-36М/М2 создается новое изделие РС-28 «Сармат» с аналогичной силовой установкой. Таким образом, жидкостные двигатели в обозримом будущем будут использоваться только на ракетах тяжелого класса, тогда как прочие комплексы будут оснащаться твердотопливными системами.
Ситуация с баллистическими ракетами подводных лодок выглядит похоже, но имеет некоторые отличия. В этой сфере так же сохраняется значительное число жидкостных ракет, но единственный новый проект предусматривает применение РДТТ. Дальнейшее развитие события можно предугадать, изучив имеющиеся планы военного ведомства: программа развития подводного флота явно указывает на то, какие ракеты имеют большое будущее, а какие со временем будут списаны.
Самоходная пусковая установка РС-24 "Ярс". Фото Vitalykuzmin.net
Более старые ракеты Р-29РМ и их последние модификации предназначаются для АПЛ проектов 667БДР и 667БДРМ, тогда как Р-30 разрабатывались для использования на новейших ракетоносцах проекта 955. Корабли семейства «667» постепенно вырабатывают свой ресурс и со временем будут списаны ввиду полного морального и физического устаревания. Вместе с ними, соответственно, флоту придется отказаться и от ракет семейства Р-29РМ, которые попросту останутся без носителей.
Первые ракетные подводные крейсеры проекта 955 «Борей» уже приняты в боевой состав ВМФ, а кроме того, продолжается строительство новых подводных лодок. Это означает, что в обозримом будущем флот получит значительную группировку носителей ракет «Булава». Служба «Бореев» будет продолжаться в течение нескольких десятилетий, и поэтому ракеты Р-30 будут оставаться в строю. Возможно создание новых модификаций такого оружия, способных дополнить, а затем и заменить МБР базовой версии. Так или иначе, изделия семейства Р-30 со временем заменят устаревающие ракеты линейки Р-29РМ в роли основы морской составляющей стратегических ядерных сил.
Плюсы и минусы
Разные классы ракетных двигателей, используемые на современных стратегических ракетах, имеют свои плюсы и минусы того или иного рода. Жидкостные и твердотопливные системы превосходят друг друга по одним параметрам, но проигрывают в других. Как следствие, заказчикам и конструкторам приходится выбирать тип силовой установки в соответствии с имеющимися требованиями.
Условный ЖРД отличается от РДТТ более высокими показателями удельного импульса и иными преимуществами, что позволяет нарастить полезную нагрузку. Одновременно с этим соответствующий запас жидкого горючего и окислителя приводит к росту габаритов и массы изделия. Таким образом, жидкостная ракета оказывается оптимальным решением в контексте развертывания большого числа шахтных пусковых установок. На практике это означает, что в настоящее время значительная часть пусковых шахт занята ракетами Р-36М/М2 и УР-100Н УТТХ, а в будущем их заменят перспективные РС-28 «Сармат».
Ракеты типа «Тополь», «Тополь-М» и «Ярс» используются как с шахтными установками, так и в составе подвижных грунтовых комплексов. Последняя возможность обеспечена, в первую очередь, малым стартовым весом ракет. Изделие массой не более 50 т можно разместить на специальном многоосном шасси, чего не сделаешь с существующими или гипотетическими жидкостными ракетами. Новый комплекс РС-26 «Рубеж», рассматриваемый в качестве замены для «Тополя», так же основывается на похожих идеях.
Ракета подводных лодок Р-29РМ. Рисунок "Государственный ракетный центр" / makeyev.ru
Характерная черта ракет с РДТТ в виде сокращения габаритов и массы также имеет значение в контексте вооружений флота. Ракета для подлодки должна иметь минимальные размеры. Соотношение габаритов и летных характеристик ракет Р-29РМ и Р-30 показывает, как именно можно использовать подобные преимущества на практике. Так, в отличие от своих предшественников, новейшие АПЛ проекта 955 не нуждаются в крупной надстройке, прикрывающей верхнюю часть пусковых установок.
Впрочем, сокращение массы и габаритов имеет свою цену. Более легкие твердотопливные ракеты отличаются от других отечественных МБР меньшей боевой нагрузкой. Кроме того, специфика РДТТ приводит к менее высокому весовому совершенству в сравнении с жидкостными ракетами. Однако, по всей видимости, подобные проблемы решаются путем создания более эффективных боевых частей и систем управления.
Несмотря на длительные научные и конструкторские работы, а также массу споров, условное противостояние жидкостных и твердотопливных двигателей пока не закончилось безусловной победой одного из «конкурентов». Наоборот, российские военные и инженеры пришли к взвешенному выводу. Двигатели разных типов используются в тех сферах, где могут показать наилучшие результаты. Таким образом, легкие ракеты для сухопутных мобильных комплексов и подводных лодок получают РДТТ, тогда как тяжелые ракет с шахтным пуском и сейчас, и в будущем должны комплектоваться жидкостными установками.
В существующей ситуации, с учетом имеющихся возможностей и перспектив, подобный подход выглядит наиболее логичным и удачным. Он позволяет на практике получить максимальные результаты при заметном сокращении влияния негативных факторов. Вполне возможно, что такая идеология будет сохраняться и в будущем, в том числе и с применением перспективных технологий. Это означает, что в ближайшем и в отдаленном будущем российские стратегические ядерные силы смогут получать современные межконтинентальные баллистические ракеты с максимально возможными характеристиками и боевыми качествами, прямо влияющими на эффективность сдерживания и безопасность страны.
По материалам сайтов:
http://ria.ru/
http://tass.ru/
http://interfax.ru/
http://flot.com/
http://rbase.new-factoria.ru/
http://kapyar.ru/
http://missiles.ru/
http://makeyev.ru/