Kako radi i radi mlazni motor na tečno gorivo. Tečni raketni motor

Šta vam prvo padne na pamet kada čujete frazu "raketni motori"? Naravno, misteriozni svemir, međuplanetarni letovi, otkriće novih galaksija i primamljiv sjaj dalekih zvijezda. Nebo je u svakom trenutku privlačilo ljude k sebi, ostajući neriješena misterija, ali stvaranje prve svemirske rakete i njeno lansiranje otvorilo je čovječanstvu nove horizonte istraživanja.

Raketni motori su u suštini obični mlazni motori sa jednom važnom karakteristikom: oni ne koriste atmosferski kiseonik kao oksidator goriva za stvaranje mlaznog potiska. Sve što je potrebno za njegov rad nalazi se ili direktno u njegovom tijelu ili u sistemima za dovod goriva i oksidatora. Upravo ova karakteristika omogućava korištenje raketnih motora u svemiru.

Postoji mnogo vrsta raketnih motora i svi se međusobno upadljivo razlikuju ne samo po svojim dizajnerskim karakteristikama, već i po principima rada. Zato se svaki tip mora posmatrati zasebno.

Među glavnim radnim karakteristikama raketnih motora posebna se pažnja poklanja specifičnom impulsu - omjeru količine potiska mlaza i mase radnog fluida koji se troši u jedinici vremena. Specifična vrijednost impulsa predstavlja efikasnost i ekonomičnost motora.

Hemijski raketni motori (CRE)

Ovaj tip motora trenutno je jedini koji se široko koristi za lansiranje svemirskih letjelica u svemir, a našao je primenu i u vojnoj industriji. Hemijski motori se dijele na čvrsta i tečna goriva ovisno o fizičkom stanju raketnog goriva.

Istorija stvaranja

Prvi raketni motori bili su na čvrsto gorivo, a pojavili su se prije nekoliko stoljeća u Kini. U to vrijeme nisu imali mnogo veze sa svemirom, ali uz njihovu pomoć bilo je moguće lansirati vojne rakete. Korišteno gorivo je bio barut po sastavu sličan barutu, samo je promijenjen postotak njegovih komponenti. Kao rezultat toga, tokom oksidacije, prah nije eksplodirao, već je postupno izgorio, oslobađajući toplinu i stvarajući mlazni potisak. Takvi su motori sa promjenjivim uspjehom usavršavani, usavršavani i unapređivani, ali je njihov specifični impuls i dalje ostao mali, odnosno dizajn je bio neučinkovit i neekonomičan. Ubrzo su se pojavile nove vrste čvrstog goriva koje su omogućile veći specifični impuls i veći potisak. Na njegovom stvaranju u prvoj polovini dvadesetog veka radili su naučnici iz SSSR-a, SAD i Evrope. Već u drugoj polovini 40-ih godina razvijen je prototip modernog goriva, koji se i danas koristi.

Raketni motor RD-170 radi na tekuće gorivo i oksidant.

Tečni raketni motori su izum K.E. Tsiolkovsky, koji ih je predložio kao pogonsku jedinicu za svemirsku raketu 1903. godine. U 20-im godinama, radovi na stvaranju tekućih raketnih motora počeli su se izvoditi u SAD-u, a 30-ih godina - u SSSR-u. Već do početka Drugog svjetskog rata stvoreni su prvi eksperimentalni uzorci, a nakon njegovog završetka počeli su se masovno proizvoditi raketni motori na tekuće gorivo. Korišćene su u vojnoj industriji za opremanje balističkih projektila. 1957. godine, prvi put u ljudskoj istoriji, lansiran je sovjetski vještački satelit. Za lansiranje je korištena raketa opremljena Ruskim željeznicama.

Dizajn i princip rada hemijskih raketnih motora

Motor na čvrsto gorivo u svom kućištu sadrži gorivo i oksidant u čvrstom agregatnom stanju, a posuda sa gorivom je ujedno i komora za sagorevanje. Gorivo je obično u obliku šipke sa centralnom rupom. Tokom procesa oksidacije, štap počinje da gori od centra ka periferiji, a gasovi koji nastaju sagorevanjem izlaze kroz mlaznicu, stvarajući propuh. Ovo je najjednostavniji dizajn od svih raketnih motora.

U tečnim raketnim motorima, gorivo i oksidant su u tečnom agregatnom stanju u dva odvojena rezervoara. Kroz dovodne kanale ulaze u komoru za sagorevanje, gde se mešaju i dolazi do procesa sagorevanja. Proizvodi sagorevanja izlaze kroz mlaznicu, stvarajući propuh. Kao oksidator obično se koristi tekući kisik, a gorivo može biti različito: kerozin, tekući vodik itd.

Prednosti i nedostaci hemijskih RD, njihov opseg primjene

Prednosti raketnih motora na čvrsto gorivo su:

• jednostavnost dizajna;
• komparativna sigurnost u pogledu ekologije;
• niska cijena;
• pouzdanost.

Nedostaci raketnih motora na čvrsto gorivo:

• ograničenje vremena rada: gorivo gori vrlo brzo;
• nemogućnost ponovnog pokretanja motora, gašenja i regulacije vuče;
• mala specifična gravitacija unutar 2000-3000 m/s.

Analizirajući prednosti i nedostatke raketnih motora na čvrsto gorivo, možemo zaključiti da je njihova upotreba opravdana samo u slučajevima kada je potreban agregat srednje snage, prilično jeftin i lak za implementaciju. Obim njihove upotrebe su balističke, meteorološke rakete, MANPADS, kao i bočni pojačivači svemirske rakete(Američke rakete su opremljene njima; nisu korištene u sovjetskim i ruskim projektilima).

Prednosti tečnih RD-ova:

• visok specifični impuls (oko 4500 m/s i više);
• mogućnost regulacije vuče, zaustavljanja i ponovnog pokretanja motora;
• manja težina i kompaktnost, što omogućava lansiranje čak i velikih višetonskih tereta u orbitu.

Nedostaci raketnih motora:

• kompleksno projektovanje i puštanje u rad;
• U uslovima bestežinskog stanja, tečnosti u rezervoarima mogu se haotično kretati. Za njihovo taloženje potrebno je koristiti dodatne izvore energije.

Djelokrug primjene motora na tečno gorivo je uglavnom u astronautici, jer su ti motori preskupi za vojne svrhe.

Uprkos činjenici da su do sada hemijski raketni motori jedini sposobni da lansiraju rakete u svemir, njihovo dalje unapređenje je praktično nemoguće. Naučnici i dizajneri su uvjereni da je granica njihovih mogućnosti već dostignuta, a za dobivanje snažnijih jedinica sa visokim specifičnim impulsom potrebni su drugi izvori energije.

Nuklearni raketni motori (NRE)

Ova vrsta raketnog motora, za razliku od kemijskih, proizvodi energiju ne sagorijevanjem goriva, već kao rezultat zagrijavanja radnog fluida energijom nuklearnih reakcija. Nuklearni raketni motori su izotopni, termonuklearni i nuklearni.

Istorija stvaranja

Dizajn i princip rada nuklearnog pogonskog motora razvijeni su još 50-ih godina. Već 70-ih godina, eksperimentalni uzorci su bili spremni u SSSR-u i SAD-u, koji su uspješno testirani. Sovjetski solid-state motor RD-0410 sa potiskom od 3,6 tona testiran je na klupi, a američki reaktor NERVA je prije sponzorstva trebao biti ugrađen na raketu Saturn V lunarni program je zaustavljen. Istovremeno se radilo na stvaranju nuklearnih pogonskih motora u gasnoj fazi. Trenutno su u toku naučni programi za razvoj nuklearnih raketnih motora, a eksperimenti se izvode na svemirskim stanicama.

Tako već postoje funkcionalni modeli nuklearnih raketnih motora, ali do sada nijedan od njih nije korišten izvan laboratorija ili naučnih baza. Potencijal ovakvih motora je prilično velik, ali je i rizik vezan za njihovu upotrebu značajan, pa za sada postoje samo u projektima.

Uređaj i princip rada

Nuklearni raketni motori su gasoviti, tečni i čvrstofazni, u zavisnosti od agregatnog stanja nuklearnog goriva. Gorivo u čvrstofaznim nuklearnim pogonskim motorima su gorivne šipke, isto kao i u nuklearnim reaktorima. Nalaze se u kućištu motora i prilikom raspadanja fisionog materijala oslobađaju se toplotnu energiju. Radni fluid - plin vodonik ili amonijak - u kontaktu s gorivnim elementom, apsorbira energiju i zagrijava se, povećavajući volumen i komprimirajući, nakon čega izlazi kroz mlaznicu pod visokim pritiskom.

Princip rada tečnofaznog nuklearnog pogonskog motora i njegova konstrukcija su slični čvrstofaznim, samo je gorivo u tekućem stanju, što omogućava povećanje temperature, a samim tim i potiska.

Nuklearni pogonski motori u plinskoj fazi rade na gorivo u plinovitom stanju. Obično koriste uranijum. Plinovito gorivo može se držati u kućištu pomoću električnog polja ili se nalazi u zatvorenoj prozirnoj tikvici - nuklearnoj lampi. U prvom slučaju dolazi do kontakta radnog fluida s gorivom, kao i do djelomičnog curenja potonjeg, stoga, osim najveće količine goriva, motor mora imati rezervu za periodično dopunjavanje. U slučaju nuklearne lampe, nema curenja, a gorivo je potpuno izolirano od protoka radnog fluida.

Prednosti i nedostaci motora na nuklearni pogon

Nuklearni raketni motori imaju ogromnu prednost u odnosu na hemijske - ovo je visok specifični impuls. Za modele sa čvrstom fazom, njegova vrijednost je 8000-9000 m/s, za modele tečne faze – 14 000 m/s, za gasnu fazu – 30 000 m/s. Istovremeno, njihova upotreba podrazumijeva kontaminaciju atmosfere radioaktivnim emisijama. Sada je u toku rad na stvaranju sigurnog, ekološki prihvatljivog i efikasnog nuklearnog motora, a glavni "pretendent" za ovu ulogu je nuklearni motor u gasnoj fazi s nuklearnom lampom, gdje je radioaktivna tvar u zatvorenoj boci i ne dolazi van sa mlaznim plamenom.

Električni raketni motori (ERM)

Još jedan potencijalni konkurent hemijskim potisnicima je električni potisnik koji radi koristeći električnu energiju. Električni pogon može biti elektrotermalni, elektrostatički, elektromagnetni ili impulsni.

Istorija stvaranja

Prvi električni pogonski motor dizajnirao je 30-ih godina sovjetski konstruktor V.P. Glushko, iako se ideja o stvaranju takvog motora pojavila početkom dvadesetog stoljeća. U 60-im godinama znanstvenici iz SSSR-a i SAD-a aktivno su radili na stvaranju električnih pogonskih motora, a već 70-ih prvi uzorci počeli su se koristiti u svemirskim letjelicama kao upravljački motori.

Dizajn i princip rada

Električni raketni pogonski sistem sastoji se od samog električnog pogonskog motora, čija struktura zavisi od njegovog tipa, sistema za snabdevanje radnim fluidom, upravljanja i napajanja. Elektrotermalni RD zagrijava protok radnog fluida zbog topline koju stvara grijaći element ili u električnom luku. Radni fluid koji se koristi je helijum, amonijak, hidrazin, azot i drugi inertni gasovi, rjeđe vodonik.

Elektrostatički RD se dijele na koloidne, jonske i plazma. U njima se nabijene čestice radnog fluida ubrzavaju zbog električnog polja. U koloidnim ili ionskim RD, ionizaciju plina osigurava ionizator, visokofrekventno električno polje ili komora za plinsko pražnjenje. U plazma RD radni fluid - inertni gas ksenon - prolazi kroz prstenastu anodu i ulazi u komoru za pražnjenje gasa sa katodnim kompenzatorom. Pri visokom naponu, između anode i katode treperi iskra, ionizirajući plin, što rezultira plazmom. Pozitivno nabijeni ioni izlaze kroz mlaznicu velikom brzinom, stečenom zbog ubrzanja električnim poljem, a elektroni se uklanjaju prema van pomoću katode kompenzatora.

Elektromagnetski potisnici imaju svoje magnetno polje - vanjsko ili unutarnje, koje ubrzava nabijene čestice radnog fluida.

Impulsni potisnici rade isparavanjem čvrstog goriva pod utjecajem električnih pražnjenja.

Prednosti i nedostaci električnih pogonskih motora, obim upotrebe

Među prednostima ERD-a:

• visok specifični impuls, čija je gornja granica praktički neograničena;
• niska potrošnja goriva (radni fluid).

Nedostaci:

• visok nivo potrošnje električne energije;
• složenost dizajna;
• lagana vuča.

Danas je upotreba električnih pogonskih motora ograničena na njihovu ugradnju na svemirske satelite, a kao izvor električne energije za njih se koriste solarne baterije. Istovremeno, upravo ovi motori mogu postati elektrane koje će omogućiti istraživanje svemira, pa se u mnogim zemljama aktivno radi na stvaranju novih modela. Upravo te elektrane su pisci naučne fantastike najčešće spominjali u svojim djelima posvećenim osvajanju svemira, a mogu se naći i u naučnofantastičnim filmovima. Za sada je električni pogon ono što je nada da će ljudi i dalje moći putovati do zvijezda.

A pogonski sistemi raznih svemirskih letjelica su primarno područje primjene motora na tekući pogon.

Prednosti raketnih motora na tečnost uključuju sljedeće:

• Najveći specifični impuls u klasi hemijskih raketnih motora (preko 4500 m/s za par kiseonik-vodonik, za kerozin-kiseonik - 3500 m/s).
• Kontrola potiska: podešavanjem potrošnje goriva možete promijeniti količinu potiska u širokom rasponu i potpuno zaustaviti motor, a zatim ga ponovo pokrenuti. Ovo je neophodno prilikom manevrisanja vozilom u svemiru.
• Prilikom stvaranja velikih raketa, na primjer, lansirnih vozila koja lansiraju višetonski teret u nisku orbitu Zemlje, korištenje motora na tekući pogon omogućava postizanje prednosti u težini u odnosu na motore na čvrsto gorivo (motori na čvrsto gorivo). Prvo, zbog većeg specifičnog impulsa, a drugo, zbog činjenice da se tekuće gorivo na raketi nalazi u odvojenim rezervoarima, iz kojih se pumpama dovodi u komoru za izgaranje. Zbog toga je pritisak u rezervoarima znatno (desetine puta) niži nego u komori za sagorevanje, a sami rezervoari su tankih zidova i relativno lagani. U raketnom motoru na čvrsto gorivo, spremnik za gorivo je također komora za izgaranje i mora izdržati visok pritisak (desetine atmosfera), a to podrazumijeva povećanje njegove težine. Što je veća zapremina goriva u raketi, veća je veličina kontejnera za njegovo skladištenje i veća je prednost u težini raketnog motora na tečno gorivo u odnosu na raketni motor na čvrsto gorivo, i obrnuto: za male rakete, prisustvo turbopumpne jedinice negira ovu prednost.

Nedostaci raketnih motora:

• Motor na tečno gorivo i raketa na njemu mnogo su složeniji i skuplji od motora na čvrsto gorivo s ekvivalentnim mogućnostima (unatoč činjenici da je 1 kg tekućeg goriva nekoliko puta jeftiniji od čvrstog goriva). Tekuću raketu je potrebno transportovati uz veće mere opreza, a tehnologija za njenu pripremu za lansiranje je složenija, radno intenzivnija i dugotrajnija (posebno kada se koriste tečni gasovi kao komponente goriva), stoga se za vojne rakete prednost daje trenutno se daje motorima na čvrsto gorivo zbog njihove veće pouzdanosti, mobilnosti i borbene gotovosti.

• U slučaju nulte gravitacije, komponente tekućeg goriva se nekontrolirano kreću u prostoru rezervoara. Za njihov taloženje Potrebno je primijeniti posebne mjere, na primjer, uključiti pomoćne motore koji rade na čvrsto gorivo ili plin.

• Trenutno je za hemijske raketne motore (uključujući motore na tečno gorivo) dostignuta granica energetskih mogućnosti goriva, te se stoga teoretski ne predviđa mogućnost značajnog povećanja njihovog specifičnog impulsa, što ograničava sposobnosti raketne tehnologije zasnovane na upotrebi hemijskih motora, već savladane u dva pravca:
  1. Svemirski letovi u svemiru blizu Zemlje (i sa posadom i bez posade).
  2. Istraživanje svemira unutar Sunčevog sistema pomoću automatskih vozila („Voyager“, „Galileo“).

Ako se kratkoročna ekspedicija s ljudskom posadom na Mars ili Veneru na raketnom motoru na tečno gorivo i dalje čini mogućom (iako postoje sumnje u izvodljivost takvih letova), onda za putovanja do udaljenijih objekata Sunčevog sistema, veličina raketa potrebna za to i trajanje leta izgledaju nerealno.

Raketni motori na tečnost su traženi i biće traženi još dugo, jer nijedna druga tehnologija nije u stanju da pouzdanije i ekonomičnije podigne teret sa Zemlje i postavi ga u nisku orbitu Zemlje. Oni su sigurni sa ekološke tačke gledišta, posebno oni koji rade na tečnom kiseoniku i kerozinu. Ali tečni raketni motori, naravno, potpuno su neprikladni za letove do zvijezda i drugih galaksija. Masa cijele metagalaksije je 10 56 grama. Da biste ubrzali na raketnom motoru na tečno gorivo do najmanje četvrtine brzine svjetlosti, trebat će vam apsolutno nevjerovatna količina goriva - 10 3200 grama, tako da je glupo i razmišljati o tome. Tečni raketni motori imaju svoju nišu - pogonske motore. Koristeći tečne motore, možete ubrzati nosač do druge brzine bijega, odletjeti na Mars i to je to.

Sistem goriva

Sistem goriva raketnog motora sa tečnim gorivom uključuje sve elemente koji se koriste za dovod goriva u komoru za sagorevanje - rezervoare za gorivo, cjevovode, turbopumpnu jedinicu (TNA) - jedinicu koja se sastoji od pumpi i turbine montirane na jednoj osovini, injektora glava i ventili koji regulišu protok goriva.

Pump feed gorivo vam omogućava stvaranje visokog pritiska u komori motora, od desetina atmosfera do 250 atm (LPRE 11D520 RN "Zenit"). Visok pritisak obezbeđuje veći stepen ekspanzije radnog fluida, što je preduslov za postizanje visokog specifičnog impulsa. Osim toga, pri visokom pritisku u komori za sagorevanje postiže se bolja vrijednost omjera potiska i težine motora – omjera potiska i težine motora. Što je veća vrijednost ovog pokazatelja, to je manja veličina i težina motora (sa istom količinom potiska), a veći je stupanj njegove savršenosti. Prednosti pumpnog sistema posebno su uočljive kod tečnih raketnih motora velikog potiska - na primer, u pogonskim sistemima lansirnih vozila.

Na sl. 1, izduvni gasovi iz TNA turbine ulaze kroz glavu mlaznice u komoru za sagorevanje zajedno sa komponentama goriva (11). Takav motor se naziva motor zatvorenog ciklusa (inače poznat kao motor zatvorenog ciklusa), u kojem cijeli tok goriva, uključujući i onaj koji se koristi u TPU pogonu, prolazi kroz komoru za izgaranje raketnog motora na tekuće gorivo. Pritisak na izlazu turbine kod takvog motora očigledno bi trebao biti veći nego u komori za sagorevanje raketnog motora na tečno gorivo, a na ulazu u gasni generator (6) koji napaja turbinu trebao bi biti još veći. Da bi se ispunili ovi zahtjevi, iste komponente goriva (pod visokim pritiskom) na kojima radi i sam raketni motor na tečno gorivo koriste se za pogon turbine (sa drugačijim omjerom komponenti, obično s viškom goriva, kako bi se smanjilo termičko opterećenje na turbina).

Alternativa zatvorenom ciklusu je otvoreni ciklus, u kojem se izduvni gasovi turbine ispuštaju direktno u okolinu kroz izduvnu cijev. Implementacija otvorenog ciklusa je tehnički jednostavnija, budući da rad turbine nije povezan sa radom komore motora na tečno gorivo, te u ovom slučaju TPU generalno može imati svoj nezavisni sistem goriva, što pojednostavljuje proceduru za pokretanje čitavog pogonskog sistema. Ali sistemi zatvorenog ciklusa imaju nešto bolje specifične impulsne vrijednosti, što primorava dizajnere da prevaziđu tehničke poteškoće njihove implementacije, posebno za motore velikih lansirnih vozila, koji imaju posebno visoke zahtjeve za ovim pokazateljem.

U dijagramu na sl. 1 jedna pumpa pumpe obe komponente, što je prihvatljivo u slučajevima kada komponente imaju uporedivu gustinu. Za većinu tekućina koje se koriste kao pogonske komponente, gustina varira u rasponu od 1 ± 0,5 g/cm³, što omogućava korištenje jednog turbo pogona za obje pumpe. Izuzetak je tečni vodonik, koji na temperaturi od 20 K ima gustinu od 0,071 g/cm³. Za takvu laganu tekućinu potrebna je pumpa s potpuno drugačijim karakteristikama, uključujući mnogo veću brzinu rotacije. Stoga, u slučaju korištenja vodika kao goriva, za svaku komponentu je predviđena neovisna pumpa za gorivo.

S malim potiskom motora (a samim tim i malom potrošnjom goriva), jedinica turbopumpe postaje previše "težak" element, pogoršavajući karakteristike težine pogonskog sistema. Alternativa sistemu za gorivo pumpe je sistem istiskivanja goriva, u kojem se dovod goriva u komoru za sagorevanje obezbeđuje pritiskom prednapona u rezervoarima goriva, koji stvara komprimovani gas, najčešće azot, koji je nezapaljiv, nezapaljiv. -toksičan, neoksidirajući i relativno jeftin za proizvodnju. Helijum se koristi za stavljanje pod pritiskom u rezervoare tečnim vodonikom, jer se drugi gasovi kondenzuju na temperaturi tečnog vodonika i pretvaraju u tečnosti.

Kada se razmatra rad motora sa sistemom za dovod goriva pomaka iz dijagrama na sl. 1, TNA je isključen, a komponente goriva se iz rezervoara dovode direktno do glavnih ventila raketnog motora (9, 10). Pritisak u rezervoarima goriva pri pozitivnom pomeranju mora biti veći nego u komori za sagorevanje, a rezervoari moraju biti jači (i teži) nego u slučaju sistema za gorivo sa pumpom. U praksi je pritisak u komori za sagorevanje motora sa pogonskim gorivom ograničen na 10-15 at. Tipično, takvi motori imaju relativno mali potisak (unutar 10 tona). Prednosti potisnog sistema su jednostavnost dizajna i brzina reakcije motora na startnu komandu, posebno u slučaju upotrebe samozapaljivih komponenti goriva. Takvi motori se koriste za izvođenje manevara svemirskih letjelica u svemiru. Sistem pomaka je korišćen u sva tri pogonska sistema lunarne letelice Apollo - servis (potisak 9760 kgf), sletanje (potisak 4760 kgf) i poletanje (potisak 1950 kgf).

Glava mlaznice- jedinica u koju su montirane mlaznice, dizajnirane za ubrizgavanje komponenti goriva u komoru za sagorijevanje. (Često možete pronaći netačan naziv za ovu jedinicu „mixing head“. Ovo je netačan prevod, kopija članaka na engleskom jeziku. Suština greške je u tome što se mešanje komponenti goriva dešava u prvoj trećini sagorevanja komori, a ne u glavi injektora.) Osnovni uslov za injektore je - mešanje komponenti što brže i temeljnije pri ulasku u komoru, jer od toga zavisi brzina njihovog paljenja i sagorevanja.
Kroz glavu mlaznice motora F-1, na primjer, 1,8 tona tekućeg kisika i 0,9 tona kerozina svake sekunde ulazi u komoru za sagorijevanje. A vrijeme zadržavanja svakog dijela ovog goriva i njegovih produkata sagorijevanja u komori izračunava se u milisekundama. Za to vrijeme gorivo treba što potpunije izgorjeti, jer neizgorjelo gorivo znači gubitak potiska i specifičnog impulsa. Rješenje ovog problema postiže se nizom mjera:

• Maksimalno povećanje broja mlaznica u glavi, uz proporcionalno smanjenje protoka kroz jednu mlaznicu. (Glava injektora motora F-1 ima 2.600 injektora za kiseonik i 3.700 injektora za kerozin.)
• Posebna geometrija mlaznica u glavi i redosled naizmjeničnih mlaznica goriva i oksidatora.
• Poseban oblik kanala mlaznice, zbog kojeg se rotacija daje kada se tekućina kreće kroz kanal, a kada uđe u komoru raspršuje se na strane centrifugalnom silom.

Sistem hlađenja

Zbog brzine procesa koji se odvijaju u komori za sagorevanje raketnog motora na tečno gorivo, samo neznatan deo (delovi procenta) ukupne toplote proizvedene u komori se prenosi na konstrukciju motora, međutim, zbog visoka temperatura sagorevanja (ponekad i preko 3000 K), i značajna količina proizvedene toplote, čak i njen mali deo dovoljan je za termičko uništavanje motora, pa je problem zaštite materijalnog dela raketnog motora na tečno gorivo od visokih temperatura je veoma relevantno. Za rješavanje ovog problema postoje dvije osnovne metode koje se često kombiniraju - hlađenje i toplinska zaštita.

Za raketne motore na tečno gorivo sa pumpnim dovodom goriva uglavnom se koristi jedna metoda hlađenja zajedno sa jednom metodom termičke zaštite zidova komore raketnog motora na tečno gorivo: protočno hlađenje I zidni sloj [nepoznat pojam] . Često se koristi za male motore sa sistemima goriva sa pozitivnim zapreminom. metoda ablativnog hlađenja.

Protočno hlađenje sastoji se u činjenici da se u zidu komore za izgaranje i gornjem, najzagrijanijem dijelu mlaznice, na ovaj ili onaj način stvara šupljina (ponekad nazvana "rashladna košuljica"), kroz koju jedna od komponenti goriva ( obično gorivo) prolazi prije ulaska u glavu mlaznice, hladeći tako zid komore.

Ako se toplina koju apsorbira rashladna komponenta vrati u komoru zajedno sa samim rashladnim sredstvom, tada se takav sistem naziva " regenerativno", ako odbijena toplota ne ulazi u komoru za sagorevanje, već se izbacuje van, onda se to naziva " nezavisni» metodom protočnog hlađenja.

Razvijene su različite tehnološke metode za stvaranje rashladnog omotača. Komora rakete na tečno gorivo V-2, na primjer, sastojala se od dvije čelične školjke, unutrašnje (tzv. "vatreni zid") i vanjskog, koje su međusobno ponavljale oblik. Komponenta za hlađenje (etanol) prošla je kroz otvor između ovih školjki. Zbog tehnoloških odstupanja u debljini zazora, došlo je do neravnomjernog strujanja tekućine, što je rezultiralo stvaranjem lokalnih zona pregrijavanja unutrašnje ljuske, koje su često izgarale u tim zonama s katastrofalnim posljedicama.

U modernim motorima, unutrašnji dio stijenke komore je izrađen od visoko toplinski provodljivih bronzanih legura. U njemu se glodanjem (15D520 RN 11K77 Zenit, RN 11K25 Energia) ili kiselinom (SSME Space Shuttle) stvaraju uski kanali tankih zidova. Sa vanjske strane, ova konstrukcija je čvrsto omotana oko nosive limene školjke izrađene od čelika ili titanijuma, koja apsorbira opterećenje sile unutrašnjeg pritiska komore. Rashladna komponenta cirkuliše kroz kanale. Ponekad se rashladni plašt sastavlja od tankih cijevi koje provode toplinu, zapečaćene bronzanom legurom radi nepropusnosti, ali takve komore su dizajnirane za niži pritisak.

Lansiranje raketnog motora

Lansiranje raketnog motora na tečno gorivo je odgovorna operacija, prepuna ozbiljnih posljedica u slučaju vanrednih situacija tokom njegovog izvođenja.

Ako su komponente goriva samozapaljive, odnosno ulaze u hemijsku reakciju sagorevanja pri fizičkom kontaktu jedna s drugom (na primjer, heptil/azotna kiselina), pokretanje procesa izgaranja ne uzrokuje probleme. Ali u slučaju kada komponente nisu takve (na primjer kisik/kerozin), potreban je vanjski inicijator paljenja, čije djelovanje mora biti precizno usklađeno s dovodom komponenti goriva u komoru za izgaranje. Nesagorjela mješavina goriva je eksploziv velike razorne moći, a njeno nakupljanje u komori prijeti ozbiljnom nesrećom.

Nakon paljenja goriva, održavanje kontinuiranog procesa njegovog sagorevanja nastaje samo od sebe: gorivo koje tek ulazi u komoru za sagorevanje se pali usled visoke temperature koja se stvara tokom sagorevanja prethodno unetih delova.

Za početno paljenje goriva u komori za sagorevanje prilikom pokretanja raketnog motora na tečno gorivo koriste se različite metode:

• Upotreba samozapaljivih komponenti (obično baziranih na startnim gorivima koja sadrže fosfor, samozapaljiva u interakciji s kisikom), koja se na samom početku procesa pokretanja motora uvode u komoru kroz posebne, dodatne mlaznice iz pomoćnog goriva sistema, a nakon početka sagorevanja, napajaju se glavne komponente. Prisutnost dodatnog sistema za gorivo komplicira dizajn motora, ali omogućava njegovo ponovno pokretanje nekoliko puta.
• Električni upaljač koji se nalazi u komori za izgaranje u blizini glave injektora, koji, kada se uključi, stvara električni luk ili niz visokonaponskih iskri. Ovaj upaljač je za jednokratnu upotrebu. Kada se gorivo zapali, ono gori.
• Pirotehnički upaljač. U blizini glave mlaznice, u komoru je postavljena mala pirotehnička zapaljiva bomba, koja se pali električnim osiguračem.

Automatsko pokretanje motora koordinira djelovanje upaljača i dovod goriva u vremenu.

Lansiranje velikih raketnih motora na tečno gorivo sa sistemom za gorivo sa pumpom sastoji se od nekoliko faza: prvo se pumpa pokreće i ubrzava (ovaj proces se može sastojati i od nekoliko faza), zatim se okreću glavni ventili raketnog motora na tečno gorivo. na, obično u dva ili više faza sa postepenim povećanjem potiska od faze do faze.

Za relativno male motore praktikuje se pokretanje raketnog motora odmah pri 100% potiska, što se naziva "top".

LRE automatski upravljački sistem

Moderni raketni motor s tekućim gorivom opremljen je prilično složenom automatizacijom koja mora obavljati sljedeće zadatke:

• Sigurno pokretanje motora i dovođenje u glavni režim.
• Održavanje stabilnih radnih uslova.
• Promjena potiska u skladu sa programom leta ili po komandi eksternih kontrolnih sistema.
• Isključivanje motora kada raketa dostigne zadatu orbitu (putanju).
• Regulisanje odnosa potrošnje komponenti.

Zbog tehnološke varijacije hidrauličkog otpora puteva goriva i oksidatora, odnos protoka komponenti u stvarnom motoru se razlikuje od izračunatog, što podrazumijeva smanjenje potiska i specifičnog impulsa u odnosu na izračunate vrijednosti. Kao rezultat toga, raketa možda nikada neće završiti svoj zadatak, jer je u potpunosti potrošila jednu od komponenti goriva. U zoru raketne nauke, borili su se s tim stvarajući zagarantovanu rezervu goriva (raketa se puni sa više od izračunate količine goriva, tako da bi bilo dovoljno za sva odstupanja stvarnih uslova leta od proračunatih) . Garantovana opskrba gorivom se stvara na račun nosivosti. Trenutno su velike rakete opremljene automatskim sistemom upravljanja omjerom potrošnje komponenti, što omogućava održavanje ovog omjera blizu proračunatog, čime se smanjuje zagarantovana opskrba gorivom, a samim tim i povećava masa korisnog tereta.
Sistem automatska kontrola Pogonski sistem uključuje senzore pritiska i protoka na različitim tačkama u sistemu goriva, i izvršnim organima to su glavni ventili motora na tečno gorivo i regulacioni ventili turbine (na slici 1 - pozicije 7, 8, 9 i 10).

Komponente goriva

Izbor komponenti goriva je jedan od glavne odluke pri projektovanju motora na tečno gorivo, što predodređuje mnoge detalje konstrukcije motora i kasnija tehnička rešenja. Stoga se izbor goriva za raketni motor na tekuće gorivo vrši uz sveobuhvatno razmatranje namjene motora i rakete na kojoj je ugrađen, uslova njihovog rada, tehnologije proizvodnje, skladištenja, transporta do mjesta lansiranja. , itd.

Jedan od najvažnijih pokazatelja koji karakteriše kombinaciju komponenti je specifičan impuls, koji posebno ima bitan pri projektovanju lansirnih letelica za svemirske letelice, budući da se odnos mase goriva i korisnog tereta, a time i veličine i mase cele rakete (vidi Formulu Ciolkovskog), može ispostaviti da je, ako specifični impuls nije dovoljno visok, nerealno, umnogome zavisi od toga. Tabela 1 prikazuje glavne karakteristike nekih kombinacija komponenti tekućeg goriva.

Tabela 1

Oksidator	Gorivo	Prosječna gustina gorivo, g/cm³	Temperatura komore sagorevanje, K	Specifična praznina impuls, s
Kiseonik	Vodonik	0,3155	3250	428
	Kerozin	1,036	3755	335
	Nesimetrični dimetilhidrazin	0,9915	3670	344
	Hidrazin	1,0715	3446	346
	Amonijak	0,8393	3070	323
Dianitrogen tetroksid	Kerozin	1,269	3516	309
	Nesimetrični dimetilhidrazin	1,185	3469	318
	Hidrazin	1,228	3287	322
Fluor	Vodonik	0,621	4707	449
	Hidrazin	1,314	4775	402
	Pentaborane	1,199	4807	361

Mlazni motori koji rade na komprimirani hladni plin (na primjer, zrak ili dušik) su također jednokomponentni. Takvi motori se nazivaju plinski mlazni motori i sastoje se od ventila i mlaznice. Plinski mlazni motori se koriste tamo gdje su termički i hemijski efekti izduvnog mlaza neprihvatljivi i gdje je glavni zahtjev jednostavnost dizajna. Ove zahtjeve moraju ispuniti, na primjer, pojedinačni uređaji za kretanje i manevrisanje kosmonauta (UPMK), smješteni u rancu iza leđa i namijenjeni za kretanje pri radu izvan svemirske letjelice. UPMK radi iz dva cilindra sa komprimovanim azotom, koji se napaja preko njega solenoidni ventili u pogonski sistem koji se sastoji od 16 motora.

Trokomponentni raketni motori

Od ranih 1970-ih, SSSR i SAD proučavaju koncept tropogonskih motora koji bi kombinovali visok specifični impuls pri korištenju vodika kao goriva i veću prosječnu gustinu goriva (a samim tim i manju zapreminu i težinu goriva). rezervoari), karakteristika ugljikovodičnih goriva. Prilikom paljenja, takav motor bi radio na kisik i kerozin, a na velikim visinama bi se prebacio na korištenje tekućeg kisika i vodika. Ovaj pristup može omogućiti stvaranje jednostepenog svemirskog lansirnog vozila. ruski primjer Trokomponentni motor je raketni motor na tečno gorivo RD-701, koji je razvijen za višekratni transportni i svemirski sistem MAKS.

Moguća je i upotreba dva goriva istovremeno - na primjer vodonik - berilij - kisik i vodonik - litijum - fluor (berilij i litijum sagorevaju, a kao radni fluid se uglavnom koristi vodonik), što omogućava postizanje specifičnih impulsnih vrijednosti u području od 550-560 sekundi, međutim tehnički vrlo teško i nikada nije korišteno u praksi.

Kontrola rakete

U tekućim raketama motori često, osim glavne funkcije stvaranja potiska, služe i kao kontrole leta. Već je prva vođena balistička raketa V-2 upravljana pomoću 4 grafitna plinodinamička kormila postavljena u mlaznoj struji motora duž periferije mlaznice. Skretanjem, ova kormila su odbijala dio mlaznog toka, što je mijenjalo smjer vektora potiska motora i stvaralo moment sile u odnosu na centar mase rakete, što je predstavljalo kontrolno djelovanje. Ova metoda značajno smanjuje potisak motora; štaviše, grafitna kormila u mlaznoj struji podložna su jakoj eroziji i imaju vrlo kratak vijek trajanja.
Koriste se savremeni sistemi upravljanja projektilima PTZ kamere Tečni raketni motori, koji su pričvršćeni na nosive elemente tijela rakete pomoću šarki koje omogućavaju rotaciju kamere u jednoj ili dvije ravnine. Komponente goriva se dovode u komoru pomoću fleksibilnih cevovoda - mehova. Kada kamera odstupi od ose paralelne osi rakete, potisak kamere stvara potreban kontrolni moment. Kamere se rotiraju pomoću hidrauličkih ili pneumatskih upravljačkih mašina, koje izvršavaju komande koje generiše sistem upravljanja raketom.
U ruskoj svemirskoj raketi Sojuz-2, pored 20 glavnih, fiksnih kamera pogonskog sistema, nalazi se i 12 manjih rotirajućih (svaka u svojoj ravni) kontrolnih kamera. Upravljačke komore dijele zajednički sistem goriva sa glavnim motorima.
Od 11 pogonskih motora (svih stupnjeva) rakete-nosača Saturn 5, devet (osim centralnog 1. i 2. stepena) je rotirajućih, svaki u dvije ravni. Kada se glavni motori koriste kao upravljački motori, radni raspon rotacije kamere nije veći od ±5°: zbog velikog potiska glavne kamere i njenog položaja u stražnjem dijelu, odnosno na znatnoj udaljenosti od centra Od mase rakete, čak i mali otklon kamere stvara značajan kontrolni trenutak.

Pored PTZ kamera, ponekad se koriste i motori koji služe samo za kontrolu i stabilizaciju aviona. Dvije komore sa suprotno usmjerenim mlaznicama čvrsto su pričvršćene za tijelo aparata na način da potisak ovih komora stvara moment sile oko jedne od glavnih osi aparata. U skladu s tim, za upravljanje druge dvije ose, instalirani su i vlastiti parovi upravljačkih motora. Ovi motori (obično jednokomponentni) se uključuju i isključuju na komandu upravljačkog sistema vozila, okrećući ga u željenom smjeru. Takvi kontrolni sistemi se obično koriste za orijentaciju aviona u svemiru.

• Svjetski poznati raketni motori

S-IC motori i Von Braun.jpg

Pogonski sistem Sjevernoamerički Rockwell, Rocketdyne F-1. 5 motora ugrađeno je na 1. stepen svemirske rakete-nosača Saturn 5. Ovi motori su pokretali čovjekov let na Mjesec. Potisak na nivou mora - 691 tf. Prvi let - 1967

vidi takođe

• ORM (motor), ORM-1, ORM-12, ORM-4, ORM-5, ORM-52, ORM-65, ORM-8, ORM-9
• RD-0120, RD-107, RD-108, RD-170, RD-701

Napišite recenziju na članak "Tečni raketni motor"

Linkovi

• A. A. Dorofejev.. MSTU im. N. E. Bauman. M., 1999.
• I. I. Shuneyko.. M., 1973.
• . Radnja televizijskog studija Roskosmos.

Bilješke

Reciprociranje Broj šipki Lokacija cilindri Tipovi klipa Way paljenje Rotary Kombinovano Glavni tipovi Bez kompresora Modifikacije i hibridnih sistema Hemijski Tečnost Nuklearni Električni Ostalo Po vrsti radnog fluida Po karakteristikama dizajna Asinhroni Sinhroni Ostalo

Izvod koji karakteriše tečni raketni motor

- Njegovom Veličanstvu sa poslom.
- Evo ga! - rekao je Boris, koji je čuo da Rostovu treba Njegovo Visočanstvo, umesto Njegovog Veličanstva.
I pokaza ga na velikog vojvodu, koji je, stotinu koraka od njih, u šlemu i tunici konjičke garde, podignutih ramena i namrštenih obrva, nešto vikao belom i bledom austrijskom oficiru.
- Da, ovo je Veliki vojvoda„A ja treba da odem do vrhovnog komandanta ili kod suverena“, rekao je Rostov i počeo da pomera konja.
- Grof, gro! - viknuo je Berg, živ kao Boris, pritrčavši s druge strane, - Grofe, ranjen sam u desnu ruku (reče, pokazujući ruku, krvavu, vezanu maramicom) i ostao sam naprijed. Grof, drži mač u lijevoj ruci: u našoj rasi, von Bergs, grof, svi su bili vitezovi.
Berg je rekao još nešto, ali je Rostov, ne slušajući ga, već krenuo dalje.
Prošavši stražu i praznu prazninu, Rostov je, da ne bi ponovo upao u prvu liniju, pošto je bio na udaru konjičke garde, jahao uz liniju rezervi, obilazeći daleko oko mesta gde je najžešća pucnjava i topovanje. čulo se. Odjednom, ispred sebe i iza naših trupa, na mestu gde nikako nije mogao da posumnja u neprijatelja, začuo je blisku puščanu vatru.
„Šta bi to moglo biti? - pomisli Rostov. - Da li je neprijatelj iza naših trupa? Ne može biti, pomisli Rostov, i odjednom ga obuze užas straha za sebe i za ishod čitave bitke. „Međutim, šta god da je“, pomislio je, „sada nema šta da ide okolo“. Moram ovdje tražiti glavnokomandujućeg, a ako je sve izgubljeno, onda je moj posao da poginem zajedno sa svima.”
Loš osjećaj koji je iznenada obuzeo Rostov sve se više potvrđivao što se dalje zabijao u prostor okupiran gomilama heterogenih trupa, smješten iza sela Prats.
- Šta se desilo? Šta se desilo? na koga pucaju? Ko puca? - upitao je Rostov, parirajući ruskim i austrijskim vojnicima koji su mu trčali u pomiješanim masama preko puta.
- Đavo ih zna? Pobedite sve! Gubi se! - odgovorila mu je na ruskom, nemačkom i češkom gomila ljudi koji trče i ne razumeju, baš kao i on, šta se ovde dešava.
- Pobijedite Nemce! - vikao je jedan.
- Prokleti bili - izdajice.
„Zum Henker diese Ruesen... [Do đavola sa ovim Rusima...]“, nešto je progunđao Nemac.
Putem je išlo nekoliko ranjenika. Psovke, vriskovi, jauci spojili su se u jedan zajednički urlik. Pucnjava je utihnula, a kako je Rostov kasnije saznao, ruski i austrijski vojnici su pucali jedni na druge.
"Moj bože! šta je ovo? - pomisli Rostov. - A ovde, gde ih suveren svakog trenutka može videti... Ali ne, ovo su verovatno samo neki nitkovi. Ovo će proći, nije to, ovo ne može biti, pomislio je. "Samo požurite, brzo ih prođite!"
Pomisao na poraz i bijeg nije mogla Rostovu ući u glavu. Iako je vidio francuske topove i trupe upravo na planini Pratsenskaya, baš na onoj gdje mu je naređeno da traži glavnokomandujućeg, nije mogao i nije htio vjerovati.

U blizini sela Prača, Rostovu je naređeno da traži Kutuzova i suverena. Ali ovdje ne samo da ih nije bilo, nego nije bilo ni jednog komandanta, nego su bile heterogene gomile frustriranih trupa.
Podsticao je svog već umornog konja da što brže prođe kroz ovu gužvu, ali što se dalje kretao, gomila je postajala sve uznemirenija. Veliki put kojim se izvezao bio je krcat fijakerima, kočijama svih vrsta, ruskim i austrijskim vojnicima, svih rodova vojske, ranjenima i neranjenima. Sve je to pjevušilo i rojilo na mješoviti način uz sumorni zvuk letećih topovskih kugli iz francuskih baterija postavljenih na visovima Pratsen.
- Gde je suveren? gdje je Kutuzov? - Rostov je pitao sve koga je mogao zaustaviti, a ni od koga nije mogao dobiti odgovor.
Konačno, uhvativši vojnika za kragnu, prisilio ga je da sam odgovori.
- Eh! brate! Svi su odavno tu, pobjegli su naprijed! - rekao je vojnik Rostovu, smejući se nečemu i otrgnuvši se.
Napuštajući ovog vojnika, koji je očigledno bio pijan, Rostov je zaustavio konja činovnika ili stražara neke važne osobe i počeo da ga ispituje. Bolničar je saopštio Rostovu da je prije sat vremena suveren u punoj brzini provezen u kočiji upravo ovim putem, te da je suveren opasno ranjen.
"Ne može biti", reče Rostov, "tako je, neko drugi."
„Ja sam to video“, rekao je bolničar sa samouverenim osmehom. „Vrijeme je da upoznam suverena: čini se koliko sam puta vidio ovako nešto u Sankt Peterburgu.“ Blijed, vrlo blijedi čovjek sjedi u kočiji. Čim su se četvorica crnaca pustili, očevi moji, progrmi kraj nas: vrijeme je, izgleda, da upoznamo i kraljevske konje i Ilju Ivanoviča; Čini se da se kočijaš ne vozi ni sa kim kao car.
Rostov je pustio konja i htio je da jaše. Ranjeni oficir koji je prolazio okrenuo se prema njemu.
-Koga želiš? – upitao je oficir. - Glavnokomandujući? Dakle, ubio ga je topovska kugla, ubio ga je u grudi naš puk.
"Nije ubijen, ranjen", ispravio je drugi oficir.
- SZO? Kutuzov? - upitao je Rostov.
- Ne Kutuzov, ali kako god ga nazvali - pa, svejedno, malo živih nije ostalo. Idi tamo, u ono selo, tu su se okupile sve vlasti”, rekao je ovaj oficir pokazujući na selo Gostieradek i prošao pored.
Rostov je jahao brzim tempom, ne znajući zašto i kome će sada ići. Car je ranjen, bitka je izgubljena. Sada je bilo nemoguće ne vjerovati. Rostov je vozio u pravcu koji mu je pokazan i u kojem su se u daljini vidjeli kula i crkva. Šta mu je bila žurba? Šta bi sada mogao reći suverenu ili Kutuzovu, čak i da su živi a ne ranjeni?
„Idi ovuda, časni sude, i ovde će te ubiti“, viknuo mu je vojnik. - Ubiće te ovde!
- O! šta kažeš? rekao je drugi. -Gde će ići? Ovde je bliže.
Rostov je razmislio i odvezao se tačno u pravcu gde mu je rečeno da će poginuti.
„Sada nije važno: ako je suveren ranjen, da li zaista treba da se brinem o sebi?“ mislio je. Ušao je u područje gdje je većina ljudi koji su bježali iz Pratsena umrla. Francuzi još nisu bili zauzeli ovo mjesto, a Rusi, oni koji su bili živi ili ranjeni, odavno su ga napustili. Na polju, kao gomile dobre oranice, ležalo je deset ljudi, petnaest ubijenih i ranjenih na svakoj desetini prostora. Ranjenici su puzali po dvoje i po troje zajedno, a čuli su se njihovi neprijatni, ponekad hinjeni, kako se Rostovu činilo, krici i jauci. Rostov je krenuo da gazi konja da ne vidi sve te ljude koji pate, i uplašio se. Nije se bojao za svoj život, već za hrabrost koja mu je bila potrebna i koja, znao je, neće izdržati pogled ovih nesretnika.
Francuzi, koji su prestali da pucaju na ovo polje posuto mrtvima i ranjenima, jer na njemu nije bilo živog, videli su ađutanta kako jaše po njemu, uperili su u njega pušku i bacili nekoliko topovskih kugli. Osjećaj ovih zvižduka, strašnih zvukova i okolnih mrtvih ljudi spojio se za Rostov u jedan dojam užasa i samosažaljenja. Sjetio se posljednjeg majčinog pisma. „Šta bi se osećala“, pomislio je, „da me sada vidi ovde, na ovom polju i sa puškom uperenim u mene“.
U selu Gostieradeke bile su, iako zbunjene, ali u većem redu, ruske trupe koje su se udaljile od bojnog polja. Francuske topovske kugle više nisu mogle doći ovamo, a zvuci pucnjave djelovali su daleki. Ovdje su svi već jasno vidjeli i rekli da je bitka izgubljena. Kome god se Rostov obratio, niko mu nije mogao reći ni gde je suveren, ni gde je Kutuzov. Jedni su govorili da je glasina o suverenovoj rani istinita, drugi da nije, a ovu lažnu glasinu koja se proširila objašnjavali su činjenicom da je, zaista, blijedi i uplašeni glavni maršal grof Tolstoj galopirao natrag s bojnog polja u suverenovu kočija, koji je sa ostalima u carevoj pratnji izjahao na bojno polje. Jedan oficir je rekao Rostovu da je iza sela, lijevo, vidio nekoga od viših vlasti, i Rostov je otišao tamo, ne nadajući se više da će nekoga pronaći, već samo da očisti svoju savjest pred sobom. Prešavši oko tri milje i prošavši posljednje ruske trupe, u blizini povrtnjaka iskopanog jarkom, Rostov je vidio dva konjanika kako stoje nasuprot jarku. Jedan, s bijelim perjem na šeširu, Rostovu se iz nekog razloga činio poznatim; drugi, nepoznati jahač, na prekrasnom crvenom konju (ovaj konj se Rostovu činio poznatim) dojahao je do jarka, gurnuo konja ostrugama i, otpustivši uzde, lako preskočio jarak u bašti. Samo se zemlja raspala sa nasipa od konjskih stražnjih kopita. Naglo okrenuvši konja, ponovo je skočio nazad preko jarka i s poštovanjem se obratio jahaču sa bijelim perjem, očigledno ga pozivajući da učini isto. Konjanik, čija se figura Rostovu činila poznatom i iz nekog razloga nehotice privukla njegovu pažnju, napravio je negativan gest glavom i rukom, i po tom gestu Rostov je odmah prepoznao svog oplakanog, obožavanog suverena.
„Ali to nije mogao biti on, sam usred ovog praznog polja“, pomisli Rostov. U to vrijeme, Aleksandar je okrenuo glavu i Rostov je vidio njegove omiljene crte lica tako živo urezane u njegovo sjećanje. Car je bio blijed, obrazi su mu upali i oči upale; ali u njegovim crtama bilo je još više šarma i krotkosti. Rostov je bio sretan, uvjeren da je glasina o suverenovoj rani nepravedna. Bio je sretan što ga je vidio. Znao je da se može, čak i morao, direktno obratiti njemu i prenijeti ono što mu je naređeno da prenese od Dolgorukova.
Ali kao što zaljubljeni mladić drhti i pada u nesvijest, ne usuđujući se da kaže šta sanja noću, i uplašeno gleda oko sebe, tražeći pomoć ili mogućnost odlaganja i bijega, kada dođe željeni trenutak i on stane sam. sa njom, pa Rostov sada, pošto je to postigao, ono što je želeo više od svega na svetu, nije znao kako da priđe suverenu, a predočeno mu je na hiljade razloga zašto je to nezgodno, nepristojno i nemoguće.
„Kako! Čini mi se da mi je drago iskoristiti činjenicu da je sam i očajan. Nepoznato lice mu može izgledati neprijatno i teško u ovom trenutku tuge; Šta onda da mu kažem sada, kada mi samo gledajući u njega srce poskoči i usta mi se osuše?” Ni jedan od onih bezbrojnih govora koje je, obraćajući se suverenu, sastavio u svojoj mašti, nije mu sada pao na pamet. Ti govori su se uglavnom održavali pod potpuno drugačijim uslovima, uglavnom su se izgovarali u trenutku pobeda i trijumfa i uglavnom na samrtnoj postelji od zadobijenih rana, dok mu je suveren zahvaljivao na herojskim djelima, a on je, umirući, iskazivao svoje ljubav potvrđena u stvari moja.
„Zašto bih onda pitao suverena za njegova naređenja na desnom boku, kada je već 4 sata uveče i bitka je izgubljena? Ne, definitivno mu ne bih trebao prići. Ne bi trebalo da poremeti njegovo sanjarenje. Bolje je umrijeti hiljadu puta nego dobiti loš pogled od njega, loše mišljenje”, odlučio je Rostov i sa tugom i očajem u srcu odvezao se, neprestano se osvrćući na suverena, koji je i dalje stajao u istom položaju. neodlučnosti.
Dok je Rostov razmišljao o ovim razmišljanjima i tužno se udaljavao od suverena, kapetan von Toll se slučajno dovezao na isto mjesto i, ugledavši suverena, dovezao se pravo do njega, ponudio mu svoje usluge i pomogao mu da pređe jarak pješice. Car je, želeći da se odmori i loše mučio, sjeo pod jabuku, a Tol se zaustavio pored njega. Iz daleka je Rostov sa zavišću i grižnjom savjesti vidio kako von Tol dugo i strastveno razgovara sa suverenom, i kako je suveren, očigledno plačući, zatvorio oči rukom i rukovao se s Tolom.
“I ja bih mogao biti na njegovom mjestu?” Rostov pomisli u sebi i, jedva suzdržavajući suze žaljenja za sudbinom suverena, u potpunom očaju vozi dalje, ne znajući kuda i zašto sada ide.
Njegov očaj bio je tim veći jer je osjećao da je njegova vlastita slabost uzrok njegove tuge.
Mogao je... ne samo da je mogao, nego je morao da se odveze do suverena. I ovo je bila jedina prilika da se suverenu pokaže njegova odanost. I nije ga iskoristio... "Šta sam uradio?" mislio je. I okrenu konja i odjuri natrag do mjesta gdje je vidio cara; ali iza jarka više nije bilo nikoga. Vozila su samo kola i kočije. Od jednog furmana Rostov je saznao da se štab Kutuzova nalazi u blizini u selu u koje su išli konvoji. Rostov je krenuo za njima.
Stražar Kutuzov je išao ispred njega, vodeći konje u ćebadima. Iza berejtora bila su kola, a iza kola je išao stari sluga, u kačketu, u kratkoj bundi i pognutih nogu.
- Tituse, oh Tituse! - rekao je bereitor.
- Šta? - odsutno je odgovorio starac.
- Tituse! Idi na vršidbu.
- Eh, budalo, uf! – reče starac ljutito pljunuvši. Prošlo je neko vrijeme u tihom kretanju, a opet se ponovila ista šala.
U pet sati uveče bitka je izgubljena na svim tačkama. Više od stotinu topova već je bilo u rukama Francuza.
Pržebiševski i njegov korpus odložili su oružje. Ostale kolone, izgubivši otprilike polovinu ljudi, povukle su se u frustriranim, pomiješanim masama.
Ostaci trupa Lanžerona i Dokhturova, pomešani, nagomilali su se oko jezera na branama i obalama u blizini sela Augesta.
U 6 sati samo kod brane Augesta još se čula vrela kanonada samo Francuza, koji su napravili brojne baterije na spustu Pratsen visoravni i udarali naše trupe u povlačenju.
Dokhturov i drugi, skupljajući bataljone, u zaleđu su uzvratili vatru na francusku konjicu koja je progonila našu. Počelo je da pada mrak. Na uskoj brani Augest, na kojoj je tolike godine mirno sjedio stari mlinar u kapu sa štapovima za pecanje, dok je njegov unuk, zasukavši rukave košulje, razvrstavao srebrnu drhtavu ribu u kanti za vodu; na ovoj brani, uz koju su se toliko godina Moravci mirno vozili na svojim dvojnim zapregama natovarenim pšenicom, u čupavim šeširima i plavim jaknama i, posuta brašnom, sa bijelim kolima koja idu duž iste brane - na ovoj uskoj brani sada između vagona i topovi, ispod konja i među točkovima zbijeni ljudi unakaženi strahom od smrti, lomeći jedni druge, umirući, gazeći preko umirućih i ubijajući jedni druge samo da bi, nakon nekoliko koraka, bili sigurni. takođe ubijen.
Svakih deset sekundi, pumpajući vazduh, prskala je topovska kugla ili je eksplodirala granata usred ove guste gomile, ubijajući i prskajući krvlju one koji su stajali blizu. Dolohov, ranjen u ruku, pješice sa desetak vojnika svoje čete (već je bio oficir) i komandant njegovog puka, na konju, predstavljali su ostatke čitavog puka. Privučeni gomilom, ugurali su se u ulaz u branu i pritisnuti sa svih strana stali jer je konj ispred pao pod top, a gomila ga je izvlačila. Jedna topovska kugla je ubila nekoga iza njih, druga je pogodila ispred i poprskala Dolohovljevu krv. Gomila se očajnički pokrenula, smanjila, pomaknula nekoliko koraka i ponovo stala.
Prođite ovih stotinu koraka i vjerovatno ćete biti spašeni; stajati još dva minuta i svi su vjerovatno mislili da je mrtav. Dolohov, koji je stajao usred gomile, jurnuo je na ivicu brane, srušivši dva vojnika, i pobegao na klizav led koji je prekrivao ribnjak.
"Okreni", povikao je, skačući na led koji je pucao pod njim, "okreni!" - viknuo je na pištolj. - Čeka!...
Led ga je držao, ali se savijao i pucao, i bilo je očito da će se ne samo pod puškom ili gomilom ljudi, već i pod njim samim srušiti. Pogledali su ga i stisnuli se uz obalu, ne usuđujući se još kročiti na led. Komandant puka, koji je stajao na konju na ulazu, podigao je ruku i otvorio usta, obraćajući se Dolohovu. Odjednom je jedno od topovskih đula zazviždalo tako nisko nad gomilom da su se svi sagnuli. Nešto je pljusnulo u mokru vodu, a general i njegov konj pali su u lokvicu krvi. Niko nije pogledao generala, niko nije mislio da ga podigne.
- Idemo na led! hodao po ledu! Idemo! kapija! zar ne čuješ! Idemo! - odjednom, nakon što je topovska kugla pogodila generala, začulo se bezbroj glasova, ne znajući šta i zašto viču.
Jedan od zadnjih topova, koji je ulazio u branu, skrenuo je na led. Gomile vojnika sa brane su počele trčati prema zaleđenom ribnjaku. Pod jednim od vodećih vojnika led je napukao i jedna noga je ušla u vodu; želio je da se oporavi i pao je do struka.
Najbliži vojnici su oklevali, oružar je zaustavio konja, ali su se i dalje čuli povici: „Na led, hajde, idemo!“ Idemo!" I iz gomile su se čuli krici užasa. Vojnici koji su okruživali pištolj mahali su konjima i tukli ih kako bi se okrenuli i krenuli. Konji su krenuli s obale. Led koji je držao pješake srušio se u ogroman komad, a četrdesetak ljudi koji su bili na ledu jurili su naprijed-nazad, davivši jedni druge.
Topovske kugle su i dalje ravnomjerno zviždale i prskale po ledu, u vodu i, najčešće, u gomilu koja je prekrivala branu, bare i obalu.

Na planini Pratsenskaya, na samom mestu gde je pao sa jarbolom zastave u rukama, ležao je knez Andrej Bolkonski, krvareći, i, ne znajući, jaukao tiho, sažaljivo i detinjasto.
Do večeri je prestao da stenje i potpuno se utišao. Nije znao koliko dugo traje njegov zaborav. Odjednom se ponovo osjećao živim i patio od gorućeg i parajućeg bola u glavi.
“Gdje je ono, ovo visoko nebo, koje do sada nisam znao, a danas sam vidio?” bila je njegova prva misao. „A nisam znao ni za ovu patnju“, pomislio je. - Da, do sada nisam ništa znao. Ali gde sam ja?
Počeo je da sluša i čuo je zvukove konja koji se približavaju i zvuke glasova koji su govorili francuski. Otvorio je oči. Iznad njega je opet bilo isto visoko nebo sa plutajućim oblacima koji su se dizali još više, kroz koje se nazirala plava beskonačnost. Nije okrenuo glavu i nije vidio one koji su, sudeći po zvuku kopita i glasova, dovezli do njega i stali.
Konjanici koji su stigli bili su Napoleon, u pratnji dva ađutanta. Bonaparte je, vozeći se po bojnom polju, izdao posljednja naređenja da se ojačaju baterije koje su pucale na branu Augesta i pregledao mrtve i ranjene koji su ostali na bojnom polju.
- De beaux hommes! [Ljepotice!] - rekao je Napoleon, gledajući ubijenog ruskog grenadira, koji je, lica zarivenog u zemlju i pocrnjelog potiljka, ležao na stomaku, zabacivši jednu već utrnulu ruku daleko.
– Les munitions despieces de position sont epuisees, gospodine! [Nema više punjenja baterija, Vaše Veličanstvo!] - rekao je tada ađutant, koji je stigao iz baterija koje su pucale na Augesta.
„Faites avancer celles de la reserve, [Neka ga donesu iz rezervi“, rekao je Napoleon i, odvezavši se nekoliko koraka, zaustavio se iznad princa Andreja, koji je ležao na leđima s bačenom zastavom pored njega ( zastavu su već uzeli Francuzi, kao trofej).
„Voila une belle mort, [Ovo je divna smrt“,] rekao je Napoleon, gledajući Bolkonskog.
Princ Andrej je shvatio da je to rečeno o njemu, a da Napoleon to govori. Čuo je da se onaj koji je izgovorio ove riječi zvao gospodine. Ali čuo je ove riječi kao da je čuo zujanje muve. Ne samo da ga nisu zanimale, nego ih nije ni primetio, i odmah ih zaboravio. Glava mu je gorjela; osetio je da emituje krv, i video je iznad sebe daleko, visoko i večno nebo. Znao je da je to Napoleon - njegov heroj, ali mu se u tom trenutku Napoleon činio tako malom, beznačajnom osobom u poređenju sa onim što se sada dešavalo između njegove duše i ovog visokog, beskrajnog neba sa oblacima koji su se nadvijali po njemu. U tom trenutku ga uopšte nije bilo briga, ma ko stajao iznad njega, ma šta pričali o njemu; Bilo mu je samo drago što ljudi stoje nad njim, i samo je želio da mu ti ljudi pomognu i vrate ga u život, koji mu se činio tako lijep, jer ga je sada tako drugačije shvatio. Skupio je svu svoju snagu da se pomakne i ispusti neki zvuk. Slabo je pomaknuo nogu i ispustio sažaljenje, slab, bolan jecaj.
- A! "On je živ", rekao je Napoleon. – Podignite ovog mladića, ce jeune homme, i odvedite ga na previjalište!
Rekavši to, Napoleon je odjahao dalje prema maršalu Lanu, koji se, skidajući šešir, smiješeći se i čestitajući mu pobjedu, dovezao do cara.
Princ Andrej se više ničega nije sećao: izgubio je svest od strašnog bola koji mu je naneo stavljanje na nosila, trzaja u kretanju i sondiranja rane na prevoju. Probudio se tek na kraju dana, kada su ga ujedinili sa ostalim ruskim ranjenicima i zarobljenim oficirima i odvezli u bolnicu. Tokom ovog pokreta osjećao se nešto svježije i mogao je gledati okolo, pa čak i govoriti.
Prve reči koje je čuo kada se probudio bile su reči francuskog pratioca, koji je žurno rekao:
- Moramo stati ovdje: car će sada proći; biće mu zadovoljstvo da vidi ovu zarobljenu gospodu.
„Ovih dana ima toliko zarobljenika, skoro cijela ruska vojska, da mu je to vjerovatno dosadilo“, rekao je drugi oficir.
- Pa, međutim! Ovaj je, kažu, komandant čitave garde cara Aleksandra”, rekao je prvi, pokazujući na ranjenog ruskog oficira u uniformi bele konjice.
Bolkonski je prepoznao princa Repnina, kojeg je upoznao u društvu Sankt Peterburga. Pored njega je stajao još jedan, 19-godišnji mladić, takođe ranjeni konjički oficir.
Bonaparte je, galopirajući, zaustavio konja.
-Ko je najstariji? - rekao je kada je video zarobljenike.
Imenovali su pukovnika, princa Repnina.
– Da li ste vi komandant konjičkog puka cara Aleksandra? - upitao je Napoleon.
„Komandovao sam eskadrilom“, odgovorio je Repnin.
„Vaš puk je pošteno ispunio svoju dužnost“, rekao je Napoleon.
„Pohvala velikog komandanta najbolja je nagrada za vojnika“, rekao je Repnin.
„Sa zadovoljstvom vam ga dajem“, rekao je Napoleon. -Ko je ovaj mladić pored tebe?
Princ Repnin je imenovao poručnika Sukhtelena.
Gledajući ga, Napoleon reče, smiješeći se:
– II est venu bien jeune se frotter a nous. [Došao je da se takmiči sa nama kad je bio mlad.]
"Mladost vas ne sprečava da budete hrabri", rekao je Sukhtelen slomljenim glasom.
„Odličan odgovor“, rekao je Napoleon. - Mladiću, otići ćeš daleko!
Princ Andrej, koji je, kako bi upotpunio trofej zarobljenika, također bio stavljen naprijed, pred očima cara, nije mogao a da ne privuče njegovu pažnju. Napoleon se očito sjetio da ga je vidio na terenu i, obraćajući mu se, upotrijebio isto ime mladića - jeune homme, pod kojim se Bolkonski prvi put odrazio u njegovom sjećanju.
– Et vous, jeune homme? Pa, šta je s tobom, mladiću? - okrenuo se prema njemu, - kako se osećaš, mon brave?
I pored toga što je pet minuta prije ovoga princ Andrej mogao reći nekoliko riječi vojnicima koji su ga nosili, on je sada, direktno uperivši pogled u Napoleona, ćutao... Svi interesi koji su okupirali Napoleona tada su mu se činili tako beznačajni. trenutak, tako mu se sitnim činio sam njegov heroj, sa ovom sitnom taštinom i radošću pobede, u poređenju sa onim visokim, poštenim i bože dragi, koje je video i shvatio - da mu nije mogao odgovoriti.
I sve je izgledalo tako beskorisno i beznačajno u poređenju sa strogim i veličanstvenim ustrojem misli koje je u njemu izazvalo slabljenje njegove snage od krvarenja, patnje i skorog iščekivanja smrti. Gledajući u oči Napoleona, princ Andrej je razmišljao o beznačajnosti veličine, o beznačajnosti života, čiji smisao niko nije mogao da razume, i o još većoj beznačajnosti smrti, čiji smisao niko živi nije mogao da razume i objasniti.
Car se, ne čekajući odgovor, okrenuo i, odvezavši se, okrenuo se jednom od zapovednika:
“Neka se pobrinu za ovu gospodu i neka ih odvedu u moj bivak; neka moj doktor Larrey pregleda njihove rane. Zbogom, kneže Repnine,” i on, pokrećući konja, odjuri dalje.
Na licu mu se sijalo samozadovoljstvo i sreća.
Vojnici koji su doveli princa Andreja i skinuli od njega zlatnu ikonu koju su pronašli, koju je princeza Marija objesila na njegovog brata, vidjevši s kakvom se ljubaznošću car odnosio prema zarobljenicima, požurili su da vrate ikonu.
Knez Andrej nije video ko ga je ponovo obukao ni kako, ali na njegovim grudima, iznad uniforme, odjednom je bila ikona na malom zlatnom lančiću.
„Bilo bi dobro“, pomisli princ Andrej, gledajući ovu ikonu, koju je njegova sestra okačila na njega sa takvim osećanjem i poštovanjem, „bilo bi dobro da je sve tako jasno i jednostavno kao što se čini kneginji Mariji. Kako bi bilo lijepo znati gdje tražiti pomoć u ovom životu i šta očekivati ​​poslije njega, tamo, iza groba! Kako bih bio srećan i smiren kada bih sada mogao reći: Gospode, pomiluj me!... Ali kome ću ovo reći? Ili je moć neodređena, neshvatljiva, kojoj ne samo da ne mogu da se obratim, već je ne mogu izraziti rečima - velika sve ili ništa, - rekao je u sebi, - ili je ovo Bog koji je zašiven ovde, u ovom dlanu , princeza Marija? Ništa, ništa nije istina, osim beznačajnosti svega što mi je jasno, i veličine nečeg neshvatljivog, ali najvažnijeg!
Nosila su se počela pomicati. Sa svakim pritiskom ponovo je osećao nepodnošljiv bol; grozničavo stanje se pojačalo, a on je počeo da pada u deliriju. Ti snovi o ocu, ženi, sestri i budućem sinu i nježnosti koju je doživio u noći prije bitke, lik malog, beznačajnog Napoleona i visoko nebo iznad svega toga, činili su glavnu osnovu njegovih grozničavih ideja.
Činilo mu se miran život i mirna porodična sreća u Ćelavim planinama. Već je uživao u toj sreći kada se iznenada pojavio mali Napoleon sa svojim ravnodušnim, ograničenim i sretnim pogledom na nesreću drugih, i počele su sumnje i muke, a samo je nebo obećavalo mir. Do jutra su se svi snovi pomiješali i stopili u haos i tamu nesvijesti i zaborava, za koje je, po mišljenju samog Larreya, doktora Napoleona, bilo mnogo vjerojatnije da će se riješiti smrću nego oporavkom.
"C"est un sujet nerveux et bilieux", rekao je Larrey, "il n"en rechappera pas. [Ovo je nervozan i žučan čovjek, neće se oporaviti.]
Knez Andrej je, između ostalih beznadežno ranjenih, predat na njegu stanovnika.

Početkom 1806. Nikolaj Rostov se vratio na odmor. Denisov je takođe išao kući u Voronjež, a Rostov ga je nagovorio da ode s njim u Moskvu i ostane u njihovoj kući. Na pretposljednjoj stanici, nakon što je sreo druga, Denisov je s njim popio tri boce vina i, približavajući se Moskvi, uprkos rupama na putu, nije se probudio, ležeći na dnu štafetnih saonica, u blizini Rostova, koji, kako se približavala Moskvi, sve je više dolazilo do nestrpljenja.
„Je li uskoro? Uskoro? O, ove nepodnošljive ulice, prodavnice, rolnice, fenjeri, taksisti!” pomisli Rostov, kada su se već prijavili za odmor na predstraži i ušli u Moskvu.
- Denisov, stigli smo! Spavanje! - rekao je, naginjući se cijelim tijelom naprijed, kao da se ovim položajem nadao da će ubrzati kretanje saonica. Denisov nije odgovorio.
„Ovdje je ugao raskrsnice gdje stoji taksist Zakhar; Evo ga Zakhar, i dalje isti konj. Ovdje je radnja u kojoj su kupili medenjake. Uskoro? Pa!
- U koju kuću? - upitao je kočijaš.
- Da, tamo na kraju, kako ne vidiš! Ovo je naš dom“, rekao je Rostov, „na kraju krajeva, ovo je naš dom!“ Denisov! Denisov! Doći ćemo sada.
Denisov je podigao glavu, pročistio grlo i nije odgovorio.
"Dmitrij", Rostov se okrenuo prema lakaju u sobi za zračenje. - Uostalom, ovo je naša vatra?
“Tačno tako je osvijetljena tatina kancelarija.”
– Još niste otišli u krevet? A? Kako misliš? "Ne zaboravi da mi odmah nabaviš novog Mađara", dodao je Rostov, opipavajući nove brkove. „Hajde, idemo“, viknuo je kočijašu. „Probudi se, Vasja“, okrenuo se Denisovu, koji je ponovo spustio glavu. - Hajde, idemo, tri rublje za votku, idemo! - viknuo je Rostov kada su saonice bile već tri kuće udaljene od ulaza. Činilo mu se da se konji ne miču. Konačno su saonice krenule udesno prema ulazu; Iznad glave, Rostov je ugledao poznati vijenac sa usitnjenim gipsom, trijem, stup trotoara. Iskočio je iz saonica dok je hodao i otrčao u hodnik. I kuća je stajala nepomično, nedobrodošla, kao da je nije briga ko će joj doći. U hodniku nije bilo nikoga. "Moj bože! je li sve u redu? pomisli Rostov, zastavši na trenutak s klonućem srca i odmah počevši trčati dalje ulazom i poznatim, krivim stepenicama. Ista kvaka na vratima dvorca, zbog čije se nečistoće grofica ljutila, također se slabo otvorila. U hodniku je gorjela jedna svijeća od loja.
Starac Mihail je spavao na grudima. Prokofij, putujući lakaj, onaj koji je bio toliko jak da je mogao da podigne kočiju za leđa, sedeo je i pleo cipele sa ivica. Pogledao je u otvorena vrata, a njegov ravnodušni, pospani izraz lica odjednom se pretvorio u oduševljeno uplašen.
- Očevi, svetla! Mladi grofe! – povikao je, prepoznavši mladog gospodara. - Šta je ovo? Draga moja! - I Prokofij, tresući se od uzbuđenja, pojuri ka vratima dnevne sobe, verovatno da se oglasi, ali se očigledno ponovo predomislio, vratio se i pao mladom gospodaru na rame.
-Jeste li zdravi? - upitao je Rostov, odmaknuvši ruku od sebe.
- Nazdravlje! Sva slava Bogu! Upravo smo ga pojeli! Dozvolite mi da vas pogledam, Vaša Ekselencijo!
- Da li je sve uredu?
- Hvala Bogu, hvala Bogu!
Rostov, potpuno zaboravivši na Denisova, ne želeći da ga bilo ko upozori, skinuo je bundu i na prstima potrčao u mrak, velika sala. Sve je isto, isti stolovi za karte, isti luster u kutiji; ali neko je već video mladog gospodara, i pre nego što je stigao do dnevne sobe, nešto je brzo, poput oluje, izletelo kroz bočna vrata i zagrlilo ga i počelo da ga ljubi. Drugo, treće, isto stvorenje iskočilo je kroz druga, treća vrata; više zagrljaja, više poljubaca, više vriska, suza radosnica. Nije mogao da razazna gde je i ko je tata, ko je Nataša, ko Petja. Svi su vrištali, pričali i ljubili ga u isto vrijeme. Samo njegove majke nije bilo među njima - toga se sjećao.
- Nisam znao... Nikoluška... prijatelju!
- Evo ga... naš... Moj prijatelj, Kolja... Promenio se! Nema svijeća! Tea!
- Da, poljubi me!
- Draga... i onda ja.
Sonja, Nataša, Petja, Ana Mihajlovna, Vera, stari grof, grliše ga; a ljudi i sluškinje, koji su punili sobe, mrmljali su i dahtali.
Petja mu je visio na nogama. - A onda ja! - viknuo je. Nataša je, nakon što ga je privila k sebi i poljubila mu celo lice, odskočila od njega i držeći se za porub njegove mađarice, skočila kao koza sva na jednom mestu i kreštavo zacvilila.
Sa svih strana su bile oči koje su sijale od suza radosnica, oči pune ljubavi, sa svih strana su bile usne koje su tražile poljubac.
Sonja, crvena kao crvena, takođe ga je držala za ruku i sva je sijala u blaženom pogledu uprtom u njegove oči koje je čekala. Sonya je već imala 16 godina i bila je jako lijepa, posebno u ovom trenutku vesele, entuzijastične animacije. Gledala ga je ne skidajući pogled, smiješeći se i zadržavajući dah. Pogledao ju je zahvalno; ali ipak čekao i tražio nekoga. Stara grofica još nije izašla. A onda su se začuli koraci na vratima. Koraci su toliko brzi da ne bi mogli biti mamine.
Ali to je bila ona u novoj haljini, njemu još nepoznatoj, sašivenoj bez njega. Svi su ga ostavili, a on je otrčao do nje. Kada su se okupili, pala mu je na grudi, jecajući. Nije mogla podići lice i samo ga je pritisnula na hladne žice njegovog mađarskog. Denisov je, neopažen, ušao u sobu, stao tu i, gledajući ih, protrljao oči.
„Vasilije Denisov, prijatelj vašeg sina“, rekao je, predstavljajući se grofu, koji ga je upitno gledao.
- Dobrodošli. Znam, znam”, rekao je grof, ljubeći i grleći Denisova. - napisala je Nikoluška... Nataša, Vera, evo ga Denisov.
Ista sretna, oduševljena lica okrenula su se prema čupavom liku Denisova i okružila ga.
- Dragi, Denisov! - zacvilila je Nataša, ne sećajući se od oduševljenja, skočila do njega, zagrlila ga i poljubila. Svima je bilo neprijatno zbog Natašinog postupka. Denisov je takođe pocrveneo, ali se nasmešio i uzeo Natašinu ruku i poljubio je.
Denisov je odveden u sobu pripremljenu za njega, a Rostovovi su se svi okupili u sofi kod Nikoluške.
Stara grofica, ne ispuštajući njegovu ruku, koju je ljubila svakog minuta, sjedila je do njega; ostali, koji su se gomilali oko njih, hvatali su svaki njegov pokret, reč, pogled i nisu skidali svoje zanosno ljubavne poglede s njega. Brat i sestre su se svađali i hvatali za mjesta bliže njemu, i svađali se ko da mu donese čaj, šal, lulu.
Rostov je bio veoma zadovoljan ljubavlju koja mu je pokazana; ali prvi minut njegovog susreta bio je toliko blažen da mu se sadašnja sreća činila nedovoljno, te je čekao još nešto, i više, i više.
Sledećeg jutra posetioci su spavali sa puta do 10 sati.
U prethodnoj prostoriji bile su razbacane sablje, torbe, tenkovi, otvoreni koferi i prljave čizme. Očišćena dva para sa ostrugama upravo su bila postavljena uza zid. Sluge su donele umivaonike, toplu vodu za brijanje i očišćene haljine. Mirisalo je na duvan i muškarce.
- Hej, G"ishka, t"ubku! – viknuo je promukli glas Vaske Denisova. - Rostov, ustani!
Rostov je, trljajući obješene oči, podigao zbunjenu glavu sa vrelog jastuka.
- Zašto je kasno? „Kasno je, 10 je sati“, odgovorio je Natašin glas, a u susednoj sobi se čulo šuštanje uštirkanih haljina, šapat i smeh devojačkih glasova, a proletelo je nešto plavo, trake, crna kosa i vesela lica. blago otvorena vrata. Bila je to Nataša sa Sonjom i Petjom, koja je došla da vidi da li je budan.
- Nikolenka, ustani! – ponovo se začuo Natašin glas na vratima.
- Sad!
U to vrijeme, Petya, u prvoj prostoriji, ugleda i zgrabi sablje, i doživi ushićenje koje doživljavaju dječaci pri pogledu na ratobornog starijeg brata, i zaboravivši da je sestrama nepristojno vidjeti gole muškarce, otvori vrata.
- Je li ovo tvoja sablja? - viknuo je. Djevojke su odskočile. Denisov je uplašenih očiju sakrio svoje krznene noge u ćebe, osvrćući se na svog druga tražeći pomoć. Vrata su pustila Petju i ponovo se zatvorila. Iza vrata se čuo smeh.
„Nikolenka, izađi u kućnoj haljini“, rekao je Natašin glas.
- Je li ovo tvoja sablja? - pitala je Petja - ili je tvoja? - S počasnim poštovanjem se obratio brkatom, crnom Denisovu.
Rostov je žurno obuo cipele, obukao ogrtač i izašao. Nataša je obula jednu čizmu sa mamzom i popela se u drugu. Sonya se vrtila i taman je htela da napuhne haljinu i da sedne kada je on izašao. Obje su nosile potpuno nove plave haljine - svježe, ružičaste, vesele. Sonja je pobegla, a Nataša, uzevši brata za ruku, odvela ga je do sofe i počeli su da razgovaraju. Nisu imali vremena da se međusobno pitaju i odgovaraju na pitanja o hiljadama sitnica koje bi mogle zanimati samo njih. Nataša se smejala na svaku njegovu i koju je izgovorila reč, ne zato što je ono što su govorili bilo smešno, već zato što se zabavljala i nije mogla da obuzda svoju radost koja se izražavala smehom.
- Oh, kako dobro, super! – osudila je sve. Rostov je osetio kako mu je, pod uticajem vrelih zraka ljubavi, prvi put posle godinu i po dana na duši i licu procvetao onaj detinjasti osmeh, koji se nikada nije osmehnuo otkako je otišao od kuće.
“Ne, slušaj”, rekla je, “jesi li sada potpuno muškarac?” Strašno mi je drago što si mi brat. “Dodirnula mu je brkove. - Želim da znam kakvi ste vi muškarci? Jesu li kao mi? Ne?
- Zašto je Sonya pobegla? - upitao je Rostov.
- Da. To je cijela druga priča! Kako ćeš razgovarati sa Sonjom? Ti ili ti?
„Kao što će se dogoditi“, rekao je Rostov.
– Reci joj, molim te, reći ću ti kasnije.
- Pa šta?
- Pa, sad ću ti reći. Znaš da mi je Sonja drugarica, takva drugarica da bih opekao ruku za nju. Gledaj u ovo. - Zasukala je rukav od muslina i pokazala crvenu mrlju na svojoj dugoj, tankoj i delikatnoj ruci ispod ramena, mnogo iznad lakta (na mestu koje je ponekad prekriveno balskim haljinama).
“Spalio sam ovo da joj dokažem svoju ljubav.” Samo sam zapalio lenjir i pritisnuo ga.
Sjedeći u svojoj bivšoj učionici, na sofi s jastucima na rukama, i gledajući u te očajnički živahne Natašine oči, Rostov je ponovo ušao u taj porodični, dječji svijet, koji ni za koga osim za njega nije imao značenje, ali koji mu je dao nešto od najbolja zadovoljstva u životu; i spaljivanje ruke lenjirom da pokaže ljubav nije mu se činilo beskorisnim: razumeo je i nije se tome iznenadio.
- Pa šta? samo? - pitao.
- Pa, tako prijateljski, tako prijateljski! Je li to glupost - sa lenjirom; ali mi smo zauvek prijatelji. Voleće svakoga, zauvek; ali ja ovo ne razumem, sad cu zaboraviti.
- Pa, šta onda?
- Da, tako ona voli mene i tebe. - Nataša je odjednom pocrvenela, - pa, sećaš se, pred odlazak... Pa kaže da ti sve ovo zaboraviš... Rekla je: Uvek ću ga voleti, i neka bude slobodan. Istina je da je ovo odlično, plemenito! - Da da? veoma plemenito? Da? - upitala je Nataša tako ozbiljno i uzbuđeno da je bilo jasno da je ono što sada govori, prethodno rekla sa suzama.
Rostov je razmišljao o tome.
"Ne povlačim svoju riječ ni za šta", rekao je. - A onda, Sonja je takav šarm da bi koja budala odbila njegovu sreću?
„Ne, ne“, vrisnula je Nataša. “Već smo razgovarali o ovome s njom.” Znali smo da ćeš ovo reći. Ali to je nemoguće, jer, znate, ako to kažete - smatrate da ste vezani za tu riječ, onda ispada da je ona to namjerno rekla. Ispostavilo se da je još uvijek silom oženiš, a ispada potpuno drugačije.
Rostov je vidio da su sve to dobro osmislili. Sonja ga je i juče oduševila svojom ljepotom. Danas, pošto ju je ugledao, učinila mu se još boljom. Bila je ljupka šesnaestogodišnjakinja, koja ga je očigledno strastveno volela (u to nije sumnjao ni trenutka). Zašto je sada ne bi volio, pa čak i ne bi je oženio, pomislio je Rostov, ali sada ima toliko drugih radosti i aktivnosti! “Da, savršeno su smislili ovo”, pomislio je, “moramo ostati slobodni.”
"Pa, super", rekao je, "razgovaraćemo kasnije." Oh, kako mi je drago zbog tebe! - dodao je.
- Pa, zašto nisi prevarila Borisa? - pitao je brat.
- Ovo je glupost! – vikala je Nataša smejući se. “Ne razmišljam o njemu niti bilo kome drugom i ne želim da znam.”
- Tako je! Pa šta radiš?
- Ja? – ponovo je upitala Nataša, a lice joj je obasjao srećan osmeh. -Jeste li videli Duporta?
- Ne.
– Jeste li vidjeli slavnog Duporta plesača? Pa, nećeš razumeti. To sam ja. „Nataša je uzela suknju, zaokružila ruke dok plešu, pretrčala nekoliko koraka, prevrnula se, napravila entreše, udarila nogom o nogu i, stojeći na samim vrhovima čarapa, prešla nekoliko koraka.
- Stojim li? na kraju krajeva, rekla je; ali nije mogla sebi pomoći na vrhovima prstiju. - Pa to sam ja! Nikada se neću ni za koga udati, ali ću postati plesačica. Ali nemojte nikome reći.
Rostov se smijao tako glasno i veselo da je Denisov iz njegove sobe postao zavidan, a Nataša nije mogla odoljeti da se ne smije s njim. - Ne, dobro je, zar ne? – ponavljala je ona.
- Dobro, zar više ne želiš da se udaš za Borisa?
Nataša je pocrvenela. - Ne želim da se udam ni za koga. Reći ću mu isto kad ga vidim.
- Tako je! - rekao je Rostov.
„Pa da, sve je to ništa“, nastavila je da brblja Nataša. - Zašto je Denisov dobar? - ona je pitala.
- Dobro.
- Pa, zbogom, obuci se. Je li on strašan, Denisov?
- Zašto je strašno? – upitao je Nikolas. - Ne. Vaska je fin.
- Zoveš ga Vaska - čudno. I da je jako dobar?
- Veoma dobro.
- Pa, dođi brzo i popij čaj. Zajedno.
A Nataša je stala na prste i izašla iz sobe onako kako to rade plesači, ali osmehujući se onako kako se smeju samo srećne 15-godišnjakinje. Upoznavši Sonju u dnevnoj sobi, Rostov je pocrveneo. Nije znao kako da se nosi s njom. Jučer su se poljubili u prvoj minuti radosti njihovog sastanka, a danas su osjetili da je to nemoguće učiniti; osjećao je da ga svi, majka i sestre, upitno gledaju i očekuju od njega kako će se ponašati prema njoj. Poljubio joj je ruku i nazvao je ti - Sonja. Ali njihovi pogledi, nakon što su se sreli, rekli su jedno drugome "ti" i nežno se poljubili. Pogledom ga je zamolila za oproštaj što se u Natašinoj ambasadi usudila da ga podseti na obećanje i zahvalila mu na ljubavi. Pogledom joj je zahvalio na ponudi slobode i rekao da je, na ovaj ili onaj način, nikada neće prestati voljeti, jer je nemoguće ne voljeti.

Stvorena je ICBM R-7, opremljena tečnim raketnim motorima RD-107 i RD-108, u to vrijeme najmoćnijim i najnaprednijim na svijetu, razvijenim pod vodstvom V.P. Glushka. Ova raketa je korištena kao nosač prvih umjetnih satelita Zemlje, prve svemirske letjelice s ljudskom posadom i međuplanetarnih sondi.

Godine 1969. lansirana je prva svemirska letjelica serije Apollo u Sjedinjenim Državama, lansirana na put leta ka Mjesecu od strane rakete-nosača Saturn 5, čija je prva faza bila opremljena sa 5 F-1 motora. F-1 je trenutno najsnažniji među jednokomornim tečnim pogonskim motorima, inferiorniji po potisku u odnosu na četverokomorni motor RD-170, koji je razvio Energomash Design Bureau u Sovjetskom Savezu 1976. godine.

Trenutno se svemirski programi svih zemalja zasnivaju na upotrebi raketnih motora na tečnost.

Opseg upotrebe, prednosti i nedostaci

Katorgin, Boris Ivanovič, akademik Ruske akademije nauka, bivši šef NPO Energomash

Dizajn i princip rada dvokomponentnog raketnog motora na tečno gorivo

Rice. 1 Šema dvokomponentnog raketnog motora
1 - linija oksidatora
2 - vod za gorivo
3 - pumpa za oksidaciju
4 - pumpa za gorivo
5 - turbina
6 - generator plina
7 - ventil generatora plina (oksidator)
8 - ventil generatora gasa (gorivo)
9 - glavni ventil oksidatora
10 - glavni ventil za gorivo
11 - izduv turbine
12 - glava za miješanje
13 - komora za sagorevanje
14 - mlaznica

Postoji prilično širok izbor shema dizajna raketnih motora na tekuće gorivo, sa istim glavnim principom njihovog rada. Razmotrimo dizajn i princip rada raketnog motora na tekuće gorivo na primjeru dvokomponentnog motora s pumpnim dovodom goriva, kao najčešćim, čiji je dizajn postao klasičan. Ostale vrste raketnih motora na tečno gorivo (s izuzetkom trokomponentnog) su pojednostavljene verzije razmatranog, a pri njihovom opisu biće dovoljno navesti pojednostavljenja.

Na sl. 1 shematski prikazuje uređaj raketnog motora na tekuće gorivo.

Sistem goriva

Sistem goriva raketnog motora na tečno gorivo uključuje sve elemente koji se koriste za dovod goriva u komoru za sagorevanje - rezervoare za gorivo, cjevovode, turbopumpna jedinica(TNA) - jedinica koja se sastoji od pumpi i turbine postavljene na jednu osovinu, glave injektora i ventila koji regulišu dovod goriva.

Pump feed gorivo vam omogućava stvaranje visokog pritiska u komori motora, od desetina atmosfera do 250 atm (LPRE 11D520 RN "Zenit"). Visok pritisak obezbeđuje veći stepen ekspanzije radnog fluida, što je preduslov za postizanje visokog specifičnog impulsa. Pored toga, sa visokim pritiskom u komori za sagorevanje postiže se bolja vrednost omjer potiska i težine motor - odnos količine potiska i težine motora. Što je veća vrijednost ovog pokazatelja, to je manja veličina i težina motora (sa istom količinom potiska), a veći je stupanj njegove savršenosti. Prednosti pumpnog sistema posebno su uočljive u motorima na tečno gorivo velikog potiska - na primjer, u pogonskim sistemima lansirnih vozila.

Na slici 1, izduvni gasovi iz TNA turbine ulaze kroz glavu mlaznice u komoru za sagorevanje zajedno sa komponentama goriva (11). Takav motor se naziva motor sa zatvorena petlja(inače - sa zatvorenim ciklusom), u kojem cijeli tok goriva, uključujući i onaj koji se koristi u TPU pogonu, prolazi kroz komoru za sagorijevanje raketnog motora na tekuće gorivo. Pritisak na izlazu turbine kod takvog motora očigledno bi trebao biti veći nego u komori za sagorevanje raketnog motora na tečno gorivo, a na ulazu u gasni generator (6) koji napaja turbinu trebao bi biti još veći. Da bi se ispunili ovi zahtjevi, iste komponente goriva (pod visokim pritiskom) na kojima radi sam motor na tečno gorivo koriste se za pogon turbine (sa drugačijim omjerom komponenti, obično s viškom goriva kako bi se smanjilo toplinsko opterećenje turbine).

Alternativa zatvorenoj petlji je otvorena petlja, u kojem se izduvni gasovi turbine proizvode direktno u okolinu kroz izlaznu cijev. Implementacija otvorenog ciklusa je tehnički jednostavnija, budući da rad turbine nije povezan sa radom komore motora na tečno gorivo, te u ovom slučaju TPU generalno može imati svoj nezavisni sistem goriva, što pojednostavljuje proceduru za pokretanje čitavog pogonskog sistema. Ali sistemi zatvorenog ciklusa imaju nešto bolje specifične impulsne vrijednosti, što primorava dizajnere da prevaziđu tehničke poteškoće njihove implementacije, posebno za motore velikih lansirnih vozila, koji imaju posebno visoke zahtjeve za ovim pokazateljem.

U dijagramu na sl. 1 jedna pumpa pumpe obe komponente, što je prihvatljivo u slučajevima kada komponente imaju uporedivu gustinu. Za većinu tekućina koje se koriste kao pogonske komponente, gustina varira u rasponu od 1 ± 0,5 g/cm³, što omogućava korištenje jednog turbo pogona za obje pumpe. Izuzetak je tečni vodonik, koji na temperaturi od 20°K ima gustinu od 0,071 g/cm³. Za takvu laganu tekućinu potrebna je pumpa s potpuno drugačijim karakteristikama, uključujući mnogo veću brzinu rotacije. Stoga, u slučaju korištenja vodika kao goriva, za svaku komponentu je predviđena neovisna pumpa za gorivo.

S malim potiskom motora (a samim tim i malom potrošnjom goriva), jedinica turbopumpe postaje previše "težak" element, pogoršavajući karakteristike težine pogonskog sistema. Alternativa sistemu za gorivo sa pumpom je represivno, u kojem se dovod goriva u komoru za sagorijevanje osigurava pritiskom prednapona u rezervoarima goriva, koji stvara komprimirani plin, najčešće dušik, koji je nezapaljiv, netoksičan, neoksidirajući i relativno jeftin za proizvodnju. Helijum se koristi za stavljanje pod pritiskom u rezervoare tečnim vodonikom, jer se drugi gasovi kondenzuju na temperaturi tečnog vodonika i pretvaraju u tečnosti.

Kada se razmatra rad motora sa sistemom za dovod goriva pomaka iz dijagrama na sl. 1, TNA je isključen, a komponente goriva se iz rezervoara dovode direktno do glavnih ventila motora na tečno gorivo (9) i (10). Pritisak u rezervoarima goriva pri pozitivnom pomeranju mora biti veći nego u komori za sagorevanje, a rezervoari moraju biti jači (i teži) nego u slučaju sistema za gorivo sa pumpom. U praksi je pritisak u komori za sagorevanje motora sa pogonskim gorivom ograničen na 10 - 15 at. Tipično, takvi motori imaju relativno mali potisak (unutar 10 tona). Prednosti potisnog sistema su jednostavnost dizajna i brzina reakcije motora na startnu komandu, posebno u slučaju upotrebe samozapaljivih komponenti goriva. Takvi motori se koriste za izvođenje manevara svemirskih letjelica u svemiru. Sistem pomaka je korišćen u sva tri pogonska sistema lunarne letelice Apollo - servis (potisak 9.760 kG), sletanje (potisak 4.760 kG) i poletanje (potisak 1.950 kG).

Glava mlaznice- jedinica u koju su montirani injektori, dizajniran za ubrizgavanje komponenti goriva u komoru za sagorevanje. Glavni zahtjev za injektore je najbrže i najtemeljnije miješanje komponenti pri ulasku u komoru, jer od toga ovisi brzina njihovog paljenja i sagorijevanja.
Kroz glavu mlaznice motora F-1, na primjer, 1,8 tona tekućeg kisika i 0,9 tona kerozina svake sekunde ulazi u komoru za sagorijevanje. A vrijeme zadržavanja svakog dijela ovog goriva i njegovih produkata sagorijevanja u komori izračunava se u milisekundama. Za to vrijeme gorivo treba što potpunije izgorjeti, jer neizgorjelo gorivo znači gubitak potiska i specifičnog impulsa. Rješenje ovog problema postiže se nizom mjera:

• Maksimalno povećanje broja mlaznica u glavi, uz proporcionalno smanjenje protoka kroz jednu mlaznicu. (Glava injektora motora sadrži 2600 injektora za kiseonik i 3700 injektora za kerozin).
• Posebna geometrija mlaznica u glavi i redosled naizmjeničnih mlaznica goriva i oksidatora.
• Poseban oblik kanala mlaznice, zbog kojeg se rotacija daje kada se tekućina kreće kroz kanal, a kada uđe u komoru raspršuje se na strane centrifugalnom silom.

Sistem hlađenja

Zbog brzine procesa koji se odvijaju u komori za sagorevanje raketnog motora sa tečnim gorivom, samo neznatan deo (delovi procenta) ukupne toplote proizvedene u komori se prenosi na konstrukciju motora, međutim, zbog visoka temperatura sagorevanja (ponekad i preko 3000°K), i značajna količina proizvedene toplote, čak i njen mali deo je dovoljan za termičko uništavanje motora, pa je problem hlađenja motora na tečno gorivo veoma aktuelan.

Za raketne motore na tečno gorivo sa pumpnim dovodom goriva uglavnom se koriste dva načina hlađenja zidova komore raketnog motora na tečno gorivo: regenerativno hlađenje I zidni sloj, koji se često koriste zajedno. Često se koristi za male motore sa sistemima goriva sa pozitivnim zapreminom. ablativ metoda hlađenja.

Regenerativno hlađenje sastoji se u činjenici da se u zidu komore za izgaranje i gornjem, najzagrijanijem dijelu mlaznice, na ovaj ili onaj način stvara šupljina (ponekad nazvana "rashladna košuljica"), kroz koju jedna od komponenti goriva ( obično gorivo) prolazi prije ulaska u glavu za miješanje, čime se hladi zid komore. Toplota koju apsorbuje rashladna komponenta vraća se u komoru zajedno sa samim rashladnim sredstvom, što opravdava naziv sistema - "regenerativni".

Razvijene su različite tehnološke metode za stvaranje rashladnog omotača. Komora raketnog motora na tečno gorivo rakete V-2, na primjer, sastojala se od dvije čelične školjke, unutrašnje i vanjske, koje su međusobno ponavljale oblik. Komponenta za hlađenje (etanol) prošla je kroz otvor između ovih školjki. Zbog tehnoloških odstupanja u debljini zazora, došlo je do neravnomjernog strujanja fluida, što je rezultiralo stvaranjem lokalnih zona pregrijavanja unutrašnje ljuske, koje su u tim zonama često „izgarale“ sa katastrofalnim posljedicama.

U modernim motorima, unutrašnji dio stijenke komore je izrađen od visoko toplinski provodljivih bronzanih legura. U njemu se glodanjem (15D520 RN 11K77 Zenit, RN 11K25 Energia) ili kiselinom (SSME Space Shuttle) stvaraju uski kanali tankih zidova. Sa vanjske strane, ova konstrukcija je čvrsto omotana oko nosive limene školjke izrađene od čelika ili titanijuma, koja apsorbira opterećenje sile unutrašnjeg pritiska komore. Rashladna komponenta cirkuliše kroz kanale. Ponekad se rashladni plašt sastavlja od tankih cijevi koje provode toplinu, zapečaćene bronzanom legurom radi nepropusnosti, ali takve komore su dizajnirane za niži pritisak.

Zidni sloj(granični sloj, Amerikanci također koriste izraz "zavjesa") je sloj plina u komori za sagorijevanje, koji se nalazi u neposrednoj blizini zida komore, a sastoji se uglavnom od pare goriva. Da bi se organizirao takav sloj, duž periferije glave za miješanje postavljaju se samo mlaznice za gorivo. Zbog viška goriva i nedostatka oksidatora, kemijska reakcija sagorijevanja u sloju uz zid odvija se mnogo manje intenzivno nego u središnjoj zoni komore. Kao rezultat, temperatura zidnog sloja je znatno niža od temperature u centralnoj zoni komore i izoluje zid komore od direktnog kontakta sa najtoplijim produktima sagorevanja. Ponekad se, pored toga, na bočne stijenke komore ugrađuju i mlaznice, koje odvode dio goriva u komoru direktno iz rashladnog plašta, također u cilju stvaranja zidnog sloja.

Lansiranje raketnog motora

Lansiranje raketnog motora na tečno gorivo je odgovorna operacija, prepuna ozbiljnih posljedica u slučaju vanrednih situacija tokom njegovog izvođenja.

Ako su komponente goriva samozapaljiv, odnosno ulazak u hemijsku reakciju sagorevanja pri fizičkom međusobnom kontaktu (na primer, heptil/azotna kiselina), pokretanje procesa sagorevanja ne izaziva probleme. Ali u slučaju kada komponente nisu takve, potreban je vanjski inicijator paljenja, čije djelovanje mora biti precizno usklađeno s dovodom komponenti goriva u komoru za izgaranje. Nesagorjela mješavina goriva je eksploziv velike razorne moći, a njeno nakupljanje u komori prijeti ozbiljnom nesrećom.

Nakon paljenja goriva, održavanje kontinuiranog procesa njegovog sagorevanja nastaje samo od sebe: gorivo koje tek ulazi u komoru za sagorevanje se pali usled visoke temperature koja se stvara tokom sagorevanja prethodno unetih delova.

Za početno paljenje goriva u komori za sagorevanje prilikom pokretanja raketnog motora na tečno gorivo koriste se različite metode:

• Upotreba samozapaljivih komponenti (obično baziranih na startnim gorivima koja sadrže fosfor, samozapaljiva u interakciji s kisikom), koja se na samom početku procesa pokretanja motora uvode u komoru kroz posebne, dodatne mlaznice iz pomoćnog goriva sistema, a nakon početka sagorevanja, napajaju se glavne komponente. Prisutnost dodatnog sistema za gorivo komplicira dizajn motora, ali omogućava njegovo ponovno pokretanje nekoliko puta.
• Električni upaljač koji se nalazi u komori za sagorevanje u blizini glave za mešanje koji, kada je uključen, stvara električni luk ili niz visokonaponskih iskri. Ovaj upaljač je za jednokratnu upotrebu. Kada se gorivo zapali, ono gori.
• Pirotehnički upaljač. Blizu glave za miješanje, u komoru je postavljena mala pirotehnička zapaljiva bomba, koja se pali električnim fitiljem.

Automatsko pokretanje motora koordinira djelovanje upaljača i dovod goriva u vremenu.

Lansiranje velikih raketnih motora na tečno gorivo sa sistemom za gorivo sa pumpom sastoji se od nekoliko faza: prvo se pumpa pokreće i ubrzava (ovaj proces se može sastojati i od nekoliko faza), zatim se okreću glavni ventili raketnog motora na tečno gorivo. na, obično u dva ili više faza sa postepenim povećanjem potiska od faze do faze.

Za relativno male motore praktikuje se pokretanje raketnog motora odmah pri 100% potiska, što se naziva "top".

LRE automatski upravljački sistem

Moderni raketni motor s tekućim gorivom opremljen je prilično složenom automatizacijom koja mora obavljati sljedeće zadatke:

• Sigurno pokretanje motora i dovođenje u glavni režim.
• Održavanje stabilnih radnih uslova.
• Promjena potiska u skladu sa programom leta ili po komandi eksternih kontrolnih sistema.
• Isključivanje motora kada raketa dostigne zadatu orbitu (putanju).
• Regulisanje odnosa potrošnje komponenti.

Zbog tehnološke varijacije hidrauličkog otpora puteva goriva i oksidatora, odnos protoka komponenti u stvarnom motoru se razlikuje od izračunatog, što podrazumijeva smanjenje potiska i specifičnog impulsa u odnosu na izračunate vrijednosti. Kao rezultat toga, raketa može propasti svoj zadatak tako što u potpunosti troši jednu od komponenti goriva. U zoru raketne nauke borili su se protiv toga stvaranjem garantovano snabdevanje gorivom(raketa je napunjena sa više od izračunate količine goriva, tako da je dovoljno za sva odstupanja stvarnih uslova leta od proračunatih). Garantovana opskrba gorivom se stvara na račun nosivosti. Trenutno su velike rakete opremljene automatskim sistemom upravljanja omjerom potrošnje komponenti, što omogućava održavanje ovog omjera blizu proračunatog, čime se smanjuje zagarantovana opskrba gorivom, a samim tim i povećava masa korisnog tereta.

Automatski upravljački sistem pogonskog sistema uključuje senzore pritiska i protoka na različitim tačkama sistema goriva, a njegova izvršna tela su glavni ventili raketnog motora i kontrolni ventili turbine (na slici 1 - pozicije 7, 8, 9 i 10).

Komponente goriva

Izbor komponenti goriva jedna je od najvažnijih odluka pri projektovanju motora na tečno gorivo, koja predodređuje mnoge detalje dizajna motora i naknadnih tehničkih rješenja. Stoga se izbor goriva za raketni motor na tekuće gorivo vrši uz sveobuhvatno razmatranje namjene motora i rakete na kojoj je ugrađen, uslova njihovog rada, tehnologije proizvodnje, skladištenja, transporta do mjesta lansiranja. , itd.

Jedan od najvažnijih pokazatelja koji karakteriše kombinaciju komponenti je specifični impuls, što je posebno važno u projektovanju raketa-nosača svemirskih letelica, budući da je odnos mase goriva i korisnog tereta, a samim tim i veličine i mase cele rakete (vidi formulu Ciolkovskog), koji, ako specifična vrednost nije dovoljno visoka , u velikoj meri zavisi od toga, impulsi se mogu pokazati nerealnim. Tabela 1 prikazuje glavne karakteristike nekih kombinacija komponenti tekućeg goriva.

Tabela 1.

Oksidator	Gorivo	Prosječna gustina gorivo, g/cm³	Temperatura komore sagorevanje, °K	Specifična praznina impuls, s
Kiseonik	Vodonik	0,3155	3250	428
	Kerozin	1,036	3755	335
		0,9915	3670	344
	Hidrazin	1,0715	3446	346
	Amonijak	0,8393	3070	323
Dianitrogen tetroksid	Kerozin	1,269	3516	309
	Nesimetrični dimetilhidrazin	1,185	3469	318
	Hidrazin	1,228	3287	322
Fluor	Vodonik	0,621	4707	449
	Hidrazin	1,314	4775	402
	Pentaborane	1,199	4807	361

Mlazni motori koji rade na komprimirani hladni plin (na primjer, zrak ili dušik) su također jednokomponentni. Takvi motori se nazivaju plinski mlazni motori i sastoje se od ventila i mlaznice. Plinski mlazni motori se koriste tamo gdje su termički i hemijski efekti izduvnog mlaza neprihvatljivi i gdje je glavni zahtjev jednostavnost dizajna. Ove zahtjeve moraju ispuniti, na primjer, pojedinačni uređaji za kretanje i manevrisanje kosmonauta (UPMK), smješteni u rancu iza leđa i namijenjeni za kretanje pri radu izvan svemirske letjelice. UPMK rade iz dva cilindra komprimovanog azota, koji se preko elektromagnetnih ventila napaja u pogonski sistem koji se sastoji od 16 motora.

Trokomponentni raketni motori

Od ranih 1970-ih, SSSR i SAD proučavaju koncept tropogonskih motora koji bi kombinovali visok specifični impuls pri korištenju vodika kao goriva i veću prosječnu gustinu goriva (a samim tim i manju zapreminu i težinu goriva). rezervoari), karakteristika ugljikovodičnih goriva. Prilikom paljenja, takav motor bi radio na kisik i kerozin, a na velikim visinama bi se prebacio na korištenje tekućeg kisika i vodika. Ovaj pristup može omogućiti stvaranje jednostepenog svemirskog lansirnog vozila. Ruski primjer trokomponentnog motora je raketni motor na tekuće gorivo RD-701, koji je razvijen za višekratni transportni i svemirski sistem MAKS.

Moguća je i upotreba dva goriva istovremeno - na primjer vodonik-berilij-kisik i vodonik-litijum-fluor (berilij i litijum sagorevaju, a kao radni fluid se uglavnom koristi vodonik), što omogućava postizanje specifičnih impulsnih vrednosti u području od 550-560 sekundi, međutim tehnički vrlo teško i nikada nije korišteno u praksi.

Kontrola rakete

U tekućim raketama, motori često, pored svoje glavne funkcije stvaranja potiska, služe i kao kontrole leta. Već je prva vođena balistička raketa V-2 upravljana pomoću 4 grafitna plinodinamička kormila postavljena u mlaznoj struji motora duž periferije mlaznice. Skretanjem, ova kormila su odbijala dio mlaznog toka, što je mijenjalo smjer vektora potiska motora i stvaralo moment sile u odnosu na centar mase rakete, što je predstavljalo kontrolno djelovanje. Ova metoda značajno smanjuje potisak motora; štaviše, grafitna kormila u mlaznoj struji podložna su jakoj eroziji i imaju vrlo kratak vijek trajanja.
Koriste se savremeni sistemi upravljanja projektilima PTZ kamere Tečni raketni motori, koji su pričvršćeni na nosive elemente tijela rakete pomoću šarki koje omogućavaju rotaciju kamere u jednoj ili dvije ravnine. Komponente goriva se dovode u komoru pomoću fleksibilnih cevovoda - mehova. Kada kamera odstupi od ose paralelne osi rakete, potisak kamere stvara potreban kontrolni moment. Kamere se rotiraju pomoću hidrauličkih ili pneumatskih upravljačkih mašina, koje izvršavaju komande koje generiše sistem upravljanja raketom.
U domaćem svemirskom lansiru Sojuz (pogledajte fotografiju u naslovu članka), pored 20 glavnih, fiksnih kamera pogonskog sistema, nalazi se i 12 rotirajućih (svaka u svojoj ravni), manjih kontrolnih kamera. Upravljačke komore dijele zajednički sistem goriva sa glavnim motorima.
Od 11 pogonskih motora (svih stupnjeva) rakete-nosača Saturn-5, devet (osim centralnog 1. i 2. stepena) je rotirajućih, svaki u dvije ravni. Kada se glavni motori koriste kao komande, radni raspon rotacije kamere nije veći od ±5°: zbog velikog potiska glavne kamere i njenog položaja u stražnjem dijelu, odnosno na znatnoj udaljenosti od središta mase rakete, čak i mali otklon kamere stvara značajnu kontrolu

Klasifikacija, sheme i tipovi raketnih motora

Tema 2. RAKETNI MOTORI NA TEČNOST

Predavanje br. 3

Pitanja za seminar.

1. Pojam i karakteristike pravnih odnosa osiguranja.

2. Razlika između pravnih odnosa osiguranja i srodnih odnosa.

3. Predmet pravnog odnosa osiguranja.

4. Osigurani interes u osiguranju.

5. Subjekti pravnih odnosa osiguranja.

Developed byŠef Katedre za građansko pravo, doktor pravnih nauka, profesor M.V. Rybkina

Ne pretendujući da bude potpun i sveobuhvatan prikaz modernih motora na tečno gorivo, klasifikacija najčešćih tipova motora je prikazana na slici (vidi sliku 2.12.).

Predložena shema temelji se na principu podjele svih krugova i tehničkih rješenja u dvije velike grupe, koje se razlikuju po principima osiguravanja dovoda komponenti goriva u komoru za izgaranje raketnog motora. Ovo su motori sa pumpni sistem podnesci i motori sa pomjerni sistem hranjenja komponente.

Prva grupa uglavnom uključuje pogonske motore lansirnih vozila, interkontinentalne balističke rakete i svemirske sisteme za višekratnu upotrebu. Upotreba druge grupe motora na tečno gorivo po pravilu je ograničena na pogonske sisteme svemirskih letelica, module velikih dimenzija orbitalnih kompleksa sa posadom i transportnih brodova, kao i pogonske sisteme inter-orbitalnih transportnih vozila.

Rice. 2.12. Opšta klasifikacija raketnih motora na tečnost

Važna klasifikaciona karakteristika motora na tečno gorivo je i metoda reciklaže radnog fluida (proizvoda sagorevanja goriva) dobijenog na izlazu iz turbopumpe motora. Prema ovom kriteriju, svi motori se u osnovi dijele na motore s "otvorenim" i "zatvorenim" krugovima. U „otvorenom“ raketnom motoru na tečno gorivo, nakon aktiviranja na turbini, generatorski gas se ispušta ili bez dodatne upotrebe ili se koristi u dodatnim uređajima. U raketnom motoru na tekuće gorivo „zatvorenog“ dizajna, generatorski plin koji ulazi u turbinu ulazi u komoru za sagorijevanje i sagorijeva, zbog dodatnog napajanja jedne ili dvije komponente koje ulaze u komoru za izgaranje.

U zavisnosti od tipa gasnog generatora, raketni motori na tečno gorivo se mogu klasifikovati na motore sa gasnim generatorima na glavnim ili pomoćnim komponentama goriva, a imaju i dizajn bez generatora, kada se radni fluid potreban za pogon pumpe dobija od gasifikacija jedne od komponenti goriva u rashladnom putu komore.

Za poboljšanje efikasnosti i omjera korisna akcija U slučaju turbopumpne jedinice, ponekad se koriste šeme sa odvojenim pumpama za gorivo duž vodova goriva i oksidatora, kao i šeme u kojima turbopumpna jedinica sadrži i pumpe za povišenje pritiska potrebne za stvaranje potrebnog pritiska na ulazu u motor, posebno prilikom pokretanja.

U zavisnosti od tipa gasnog generatora, raketni motori na tečno gorivo se mogu klasifikovati na motore sa gasnim generatorima na glavnim ili pomoćnim komponentama goriva, a imaju i dizajn bez generatora, kada se radni fluid potreban za pogon pumpe dobija od gasifikacija jedne od komponenti goriva u rashladnom putu komore.

Da bi se povećala efikasnost i efikasnost turbopumpne jedinice, ponekad se koriste šeme sa odvojenim pumpama za gorivo i pumpama za oksidaciju, kao i šeme u kojima turbopumpna jedinica takođe sadrži pumpe za povišenje pritiska neophodne za stvaranje potrebnog pritiska na ulazu motora, posebno kada lansirati.

Relativno jednostavne sheme tipične su za motore na tečno gorivo sa pogonskim sistemom za dovod goriva.

U shemi sa opskrbom goriva istiskivanjem (vidi sliku 2.13.), plin se dovodi u rezervoare sa oksidantom i gorivom iz cilindra komprimovanog gasa (na primer, azot), dok se njegov pritisak u rezervoarima komponente goriva održava konstantnim korišćenjem reduktor. Pritisak u gasnom jastuku rezervoara za gorivo obezbeđuje pomeranje komponenti tečne faze u komoru za sagorevanje raketnog motora na tečno gorivo. Sasvim je očigledno da pritisak u komori ne može biti veći od pritiska u rezervoarima. Zaporni ventili se koriste kako bi se osiguralo pokretanje i zaustavljanje motora. Nesumnjiva prednost gore predstavljene sheme je njena jednostavnost i, kao rezultat, pouzdanost. Međutim, sa sistemom pomaka, cilindar sa komprimovanim gasom je težak i rezervoari za gorivo postaju znatno teži. Uglavnom:

(2.18.)

Tlak plina u spremnicima goriva;

Pritisak u komori za sagorevanje raketnog motora;

Gubici pritiska u hidrauličkim putevima i elementima automatizacije između rezervoara i komore motora.

Pritisak u gasnom jastuku rezervoara za gorivo obezbeđuje istiskivanje tečnih komponenti u komoru za sagorevanje raketnog motora na tečno gorivo. Sasvim je očigledno da pritisak u komori ne može biti veći od pritiska u rezervoarima. Zaporni ventili se koriste kako bi se osiguralo pokretanje i zaustavljanje motora. Nesumnjiva prednost gornje sheme je njena jednostavnost i pouzdanost. Budući da se povećanjem pritiska u komori povećava efikasnost motora, želja da se ona poveća, za ovu shemu raketnog motora na tečno gorivo, povezana je s povećanjem mase svih elemenata sistema napajanja i, prije svega, rezervoari za gorivo. Slični nedostaci važe i za pogonski sistem za dovod goriva sa dvokomponentnim LGG. Međutim, potrebna je manja potrošnja plina za stvaranje pritiska u rezervoarima goriva i oksidatora. U ovoj verziji kruga, ubrizgavanje se vrši produktima izgaranja dobivenim u LGG-u, a performanse "zagrijanog" plina su mnogo veće od onih "hladnog".

Utjecaj na karakteristike mase pogonskog sistema sa raketnim motorom na tečno gorivo može se jasno ilustrirati na sljedećem primjeru. Ako bi se pogonski sistem drugog stepena rakete-nosača Saturn - 5 zamijenio instalacijom sa sistemom za dovod deplasmana pri istom pritisku u komori za sagorevanje raketnog motora na tečno gorivo, onda bi povećanje mase takvog pogonski sistem bi bio jednak masi svemirske letjelice Apollo, što bi onemogućilo implementaciju lunarnog programa.

Za opciju kruga pomaka (vidi sliku 2.14.), može se očekivati ​​neznatno smanjenje gubitaka, jer će se pomicanje komponenti vršiti zagrijanim produktima sagorijevanja proizvedenim u LGG.

Iz objašnjenja proizilazi zašto se deplasmanski sistem napajanja sa balonskim sistemom za napajanje koristi isključivo u motorima niskog potiska sa pritiskom u komori za sagorevanje raketnog motora na tečno gorivo ne većim od 10-12 · 10 5 Pa.

Praktična primena raketnih motora na tečno gorivo (LPRE) niskog potiska nalazi se u stvaranju integrisanih pogonskih sistema (UPS) za veštačke zemaljske satelite (AES), svemirske letelice (SV) i svemirske letelice (SC). U orbiti, kada je pritisak izvan aviona blizu nule, specifični impuls može imati prilično visoku vrednost, čak i sa niskim pritiskom u komori. Treba imati na umu da specifični impuls raste od odnosa pritiska u komori za sagorevanje do pritiska na izlazu mlaznice (vidi sliku 2.10.).

Može se razmotriti dosta rješenja sklopova za ODE koji koriste raketne motore na tekuće gorivo. Prije svega, razlika u opcijama šeme ovisit će o zahtjevima određenim svrhom zrakoplova. To mogu biti motori koji rade i na jednokomponentna i na dvokomponentna goriva. Šeme će se razlikovati po principima regulacije vuče i stabilizacije. Drugi faktori takođe mogu uticati na određivanje dizajna kola. Međutim, u svim varijantama kola, pritisak u akumulatorima gasa mora biti veći od pritiska u komorama, što određuje karakteristike potisnog sistema za napajanje komponenti.

Prikaz svih, ili barem većine, mogućih šema pogonskih sistema sa sistemima za napajanje pomaka u ovom udžbeniku nije uključen u planove autora. Stoga, da bi se ilustrovale moguće opcije kola, kao primjer, dat je dijagram integriranog pogonskog sistema (ODS) za umjetni zemaljski satelit (AES) koji se napaja dvokomponentnim gorivima (vidi sliku 2.15.).

Rice. 2.15. Šema ODE sa dvokomponentnim raketnim motorom na tekuće gorivo za IC.

1. Reduktor pritiska, 2. Manevarski raketni motor (svaki sa 22 N potiska),

3. Apogee tečni raketni motor (potisak 490 N)

Dizajn i osnovne karakteristike rada raketnih motora na tečno gorivo vrlo su raznoliki. Među najvažnijim problemima u stvaranju raketnih motora na tekuće gorivo je osiguranje operativnosti komora za sagorijevanje. Pogotovo kada se ima u vidu da resursi potrebni za raketni motor na tečno gorivo znatno premašuju resurse za komore konvencionalnih raketnih motora na tečno gorivo.

Spisak sličnih može uključivati: pokretanje, organizovanje procesa rada, izbor sistema za suzbijanje temperaturnog uticaja na zidove komore i niz drugih. Većina teško rješivih problema povezana je prije svega s izuzetno niskim operativnim troškovima komponenti. Dakle, za neke komore potrošnja oksidatora i goriva ne prelazi 0,5 i 0,3 g/s, respektivno. Slična okolnost, na primjer, određuje nemogućnost korištenja regenerativnog hlađenja zidova (kao najefikasnijeg) i odabira vatrostalnih metala za izradu zidova komore, koristeći toplotno otporne premaze za zaštitu od topline, mnogo niže od školjki.

Za pogonske sisteme, čiji je jedan od dijagrama prikazan na slici 2.15., koji se koriste kao dio transportne svemirske letjelice ili druge letjelice i koji su u dugom letu, rezervoari za gorivo moraju biti dopunjeni gorivom. Opcije za sisteme za punjenje goriva su prikazane na slici (vidi sliku 2.16.).

Rice. 2.16. Dijagrami rezervoara goriva za avione koji se pune gorivom u letu.

1. Zidovi rezervoara; 2. Tlačna cijev; 3. Klip; 4. Usis goriva; 5. Bellows;

6. Elastična torba; 7. Štap sa rupama za pritisak; 8. Plastična dijafragma; 9. Plastične vlažne pregrade; 10. Centralna cijev za usis goriva.

A - sa klipom; B - sa uređajem za istiskivanje meha (gorivo izvan meha); B - sa uređajem za istiskivanje mijeha (gorivo unutar mijeha); G - sa deplasmanskom vrećom (gorivo izvan vreće); D - sa deplasmanskom vrećom (gorivo unutar vreće); E - sa plastičnom dijafragmom; F - sa uređajem za kapilarni usis.

Potpunije informacije o sistemima za dopunjavanje goriva mogu se naći u priručniku za obuku koji se spominje u bibliografiji.

Za implementaciju raketnih motora na tečnost srednjeg, velikog i ekstremno velikog potiska potrebno je kreirati motore sa najvećim mogućim porastom pritiska u komori za sagorevanje. U takvim opcijama motora koriste se krugovi sa sustavom turbopumpe za dovod komponenti goriva.

Na slici (vidi sliku 2.17.) prikazan je blok dijagram raketnog motora na tečno gorivo sa pumpnim sistemom za napajanje komponenti. Karakteristična karakteristika sheme koja se razmatra treba uzeti u obzir da se gas koji se izbacuje iz turbine jednostavno ispušta u okolnu atmosferu. Treba napomenuti da proizvodi sagorevanja nakon turbine i dalje imaju značajnu efikasnost i njihovo nekorišćenje negativno utiče na efikasnost motora. Ipak, takve šeme se mogu implementirati.

Rice. 2.17. Pneumohidraulični krug motora na tečno gorivo, sa turbopumpom dovodom komponenti u komoru za sagorevanje.

Komponenta unitarnog raketnog goriva (na primjer, vodikov peroksid - H 2 O 2), iz rezervoara se dovodi u generator tečnog plina. Gasni generator je jedinica dizajnirana za proizvodnju visokotemperaturnog generatorskog plina koji se koristi za pogon turbine turbo punjača. Turbina osigurava okretni moment pumpama goriva i oksidatora. Glavne komponente goriva dovode se pumpama u komoru motora, a gorivo se, po pravilu, koristi za hlađenje komore, za šta se dovodi u zazor između njegovih zidova, koji se obično naziva rashladna „oblaka“. Oksidator se dovodi direktno u glavu mlaznice komore, gdje se miješa sa gorivom zagrijanim na putu hlađenja. Interakcija komponenti goriva događa se u komori za sagorijevanje. Rezultirajući proizvodi izgaranja visoke temperature prolaze kroz kritični dio komore i šire se u mlaznici do nadzvučnih brzina. Odliv produkata sagorevanja je završna faza rada raketnog motora na tečnost i formira potisak raketnog motora.

Šeme ovog tipa, koje se nazivaju "otvoreni krugovi", mogu biti efikasnije ako se, nakon aktiviranja na turbini, generatorski gas može isprazniti preko dodatnih uređaja koji obezbeđuju iskorišćenje energije ispuštenog gasa...

U općem slučaju, veličina potiska "otvorenog" raketnog motora može se sastojati od vrijednosti jednake zbroju potiska koje proizvodi glavna komora i dodatni uređaj za naknadnu turbinu. Sličan učinak može se postići osiguravanjem uklanjanja plina iz generatora u pomoćnu mlaznicu; implementacija u superkritični dio glavne mlaznice, u različitim dizajnerskim opcijama za glavnu mlaznicu.

Na slici (vidi sliku 2.18) prikazani su dijagrami uređaja u kojima se generatorski gas, nakon realizacije dijela svoje energije u turbini, koristi za stvaranje dodatnog potiska.

Slika 2.18 Dijagrami uređaja koji koriste postturbinski gas

U bilo kojoj od predstavljenih opcija mora se uzeti u obzir dodatni potisak implementiran u uređaj.

One. postoji veza:

gdje je: ukupni potisak raketnog motora na tekuće gorivo "otvorenog" dizajna;

Potisak koji proizvodi glavna komora raketnog motora;

Potisak proizveden u pomoćnim uređajima.

Koristeći prethodno date zavisnosti za određivanje specifičnog impulsa (vidi jednačine 2.11, 2.12. i 2.13), transformišemo izraz 2.19. pogledati 2.20.

(2.20.)

gde je: - efektivni specifični impuls raketnog motora na tečno gorivo "otvorenog" kola;

Specifični impulsi koje daju glavna komora i pomoćni uređaji;

Masovna potrošnja goriva u gasnom generatoru i ukupna masovna potrošnja goriva u motoru na tečno gorivo.

Analiza zavisnosti 2.20. pokazuje da je vrijednost efektivnog specifičnog impulsa veća, što je manji udio goriva utrošenog kroz gasni generator i što se efikasnije koristi generatorski gas nakon aktiviranja na turbini. Postoji dobro definisana zavisnost koja karakteriše uticaj pritiska u komori „otvorenog“ raketnog motora na tečno gorivo na vrednost specifičnog impulsa. Za razliku od monotonog povećanja . U opštem slučaju o kome se gore govori, sa povećanjem pritiska u komorama motora na tečno gorivo koji rade prema šemi bez naknadnog sagorevanja generatorskog gasa, uočava se jasno definisana oblast koja odgovara optimalnoj vrednosti (vidi sliku 2.19.).

Sl.2.19. Zavisnost specifičnog impulsa od pritiska u komori

motor sa otvorenim krugom

Pojava ekstrema u zavisnosti objašnjava se neophodnim povećanjem potrošnje goriva kroz generator gasa sa povećanjem pritiska u komori za sagorevanje. Povećanje brzine protoka je potrebno da bi se povećala snaga turbine kako bi se zadovoljila povećana potreba pumpi za većim obrtnim momentom. Ovakva situacija dovodi do povećanja udjela neefikasno iskorištenog goriva i, kao posljedica toga, do smanjenja specifičnog impulsa raketnog motora.

Dozvoljeno je osigurati ispuštanje plinskog generatorskog plina kroz posebne rotacijske mlaznice koje se koriste za kontrolu leta rakete

Da bi se maksimalno iskoristile mogućnosti raketnog goriva, naporima ruskih naučnika i inženjera razvijena je šema za organizaciju procesa rada raketnog motora na tečno gorivo, koja predviđa naknadno sagorevanje generatorskog gasa pri sagorevanju. komore nakon njenog aktiviranja na TNA turbini, tzv. „šeme sa naknadnim sagorevanjem generatorskog gasa“ (vidi sliku 2.20.).

Rice. 2.20. Strukturni dijagrami raketnih motora na tečno gorivo sa naknadnim sagorevanjem generatorskog gasa

1. i 2. Rezervoari sa gorivom i oksidantom, 3. LGG, 4. i 5. pumpe za gorivo i oksidator, 7., 8. i 9. ventili, 10. komora za sagorevanje.

Glavna karakteristika "zatvorenog" kola, napravljenog prema varijanti Sl. 2.20 je kako slijedi. Sav oksidant potreban za rad CS-a se dovodi u generator gasa. Tamo je minimalna ponuda. potreban iznos gorivo. Omjer komponenti goriva koje se isporučuju u plinski generator diktira isključivo potreba da se dobije plin na temperaturi prihvatljivoj da se osigura termomehanička opterećenja turbine. Nakon što se generatorski gas aktivira na turbini, koja u razmatranom slučaju ima višak oksidirajuće komponente, gas se dovodi do kompresorske stanice. Tamo se isporučuje i dodatna količina goriva neophodna za održavanje optimalnog omjera komponenti goriva. U ovoj verziji, raketni motor s tekućim pogonom radi prema shemi "plin (oksidator) - tekućina (gorivo)". Također je moguće organizirati radni proces kada se u plinski generator isporučuje višak goriva uz nedostatak oksidatora. U prvom slučaju govore o generatoru oksidirajućeg plina, u drugom - o generatoru redukcijskog plina.

Obje metode imaju svoje prednosti i nedostatke. U slučaju generatora redukcijskog gasa, pitanja osiguravanja termičke stabilnosti su mnogo lakša za rješavanje, jer je pri visokim temperaturama radnog procesa u plinskom generatoru mnogo lakše zaštititi konstrukcijske materijale (uglavnom metale i njihove legure) od požara. u prisustvu redukcijske sredine. Istovremeno, višak goriva s nedovoljnom količinom oksidatora prepun je brojnih negativnih posljedica povezanih s nepotpunim sagorijevanjem goriva, što u slučaju komponenti koje sadrže ugljik dovodi do taloženja čvrste faze ugljika. i, kao posljedicu, do erozivnog trošenja lopatica turbine i drugih elemenata pumpe.

Shema proizvodnje oksidativnog plina nema ove nedostatke, ali ima svoje karakteristike. Oni se sastoje u potrebi upotrebe vatrostalnih konstrukcijskih materijala koji su otporni na vatru u oksidirajućem okruženju, što dovodi do povećanja cijene motora, potencijalnog smanjenja njihove stabilnosti kada su izloženi mikročesticama u struji oksidirajućeg plina koji ulaze u lopatice turbine. , što otežava stvaranje visoko pouzdanih motora na tečno gorivo.

U praksi se shema proizvodnje redukcijske plinove koristi, najčešće, u tečnim raketnim motorima kisik-vodik, gdje gorivo (tečni vodik) ne sadrži ugljik i stoga u osnovi nema opasnosti od stvaranja čađi. U budućnosti se razmatra mogućnost upotrebe prvog člana homolognog niza zasićenih ugljovodonika, metana (CH 4), kao raketnog goriva, čiji je sadržaj ugljika minimalan, što ga čini efikasnom upotrebom u gasnim generatorima. sheme redukcije u osnovi moguće.

Gore prikazana shema raketnog motora s tekućim gorivom implementirana je prema shemi "plin-tečnost". Ova varijanta šeme predviđa organizaciju radnog procesa sa naknadnim sagorevanjem generatorskog gasa.

U drugoj opciji, naknadno sagorijevanje generatorskog plina može se izgraditi prema shemi “gas-to-gas”. Glavna razlika između ove sheme je prisustvo dva generatora plina. Jedan generator plina radi prema oksidativnoj shemi, drugi po redukcijskoj shemi. Poželjno je koristiti vodonik ili ugljikovodično gorivo sa minimalnim masenim udjelom ugljika (kerozin, itd.) za generator redukcijske plinove, a tekući kisik kao oksidant. Dakle, uvođenje tekućeg vodika u sastav raketnog goriva omogućava značajno smanjenje oslobađanja kondenzirane faze ugljika (čađi), čime se osigurava mogućnost pouzdanijeg rada generatora redukcijskog plina.

Proizvodi proizvodnje gasa ulaze u oksidacione i redukcione gasne turbine, a zatim, nakon prolaska kroz turbine, u komoru za sagorevanje, gde dolazi do njihove konačne interakcije, sa potrebnim odnosom komponenti (vidi sliku 2.21.).

Rice. 2.21. Pneumohidraulični krug motora na tečno gorivo sa naknadnim sagorevanjem generatorskih gasova.

1. i 2. Rezervoari sa gorivom i oksidantom, 3. i 4. LGG gas sa viškom goriva i LGG gas sa viškom oksidatora, 5. i 6. Pumpe za gorivo i oksidator, 7. i 8. Turbine za gorivni gas i oksidacioni gas , 9. i 10. Ventili, 11. Komora za sagorijevanje.

Slična shema može biti u malo drugačijem dizajnu, kada postoje dva generatora plina. LGG sa viškom goriva osigurava pritisak u rezervoaru za gorivo. Drugi generator plina proizvodi oksidirajući visokotemperaturni plin, čiji jedan dio ulazi u turbinu i nakon turbine u glavnu komoru za sagorijevanje. Drugi - manji dio u mikseru dopunjen je dodatnom količinom oksidatora i koristi se za napuhavanje rezervoara za oksidaciju.

Za motor vodonik-kiseonik obično se koristi generatorski krug bez gasa (vidi sliku 2.22.).

Fig.2. 22. Šema raketnog motora na tečno gorivo bez gasa

1. Komora za sagorijevanje, 2. Regulator propuha, 3. Pumpa za tekući vodonik. 4. Pumpa sa tečnim kiseonikom, 5. Reduktor brzine, 6. turbina, 7. 8. i 9. zaporni ventili, 10. ventil sistema paljenja..

U pneumatsko-hidrauličnoj shemi rada raketnog motora na tekuće gorivo bez generatora plina, predviđen je sljedeći redoslijed rada. Komponente iz rezervoara ulaze u ulaz pumpe kroz ulazne ventile. THA motor ima dvoosovinski dizajn sa paralelnim vratilima i reduktorom. Ovo važna karakteristika ovog TNA. Centrifugalna vodikova pumpa je montirana na istoj osovini kao i turbina, ima dva stepena i aksijalni ulaz. Prva faza pumpe je vijčano-centrifugalna. Vijčana centrifugalna pumpa za kiseonik je jednostepena. Turbina je aksijalna dvostepena, mlazna.

Tečni kiseonik, kroz blok ventila sa elektromehaničkim regulatorom omjera komponenti, ulazi u šupljinu glave za miješanje iz pumpe. U letu, prema signalima iz sistema za pražnjenje rezervoara, odnos komponenti može varirati unutar ± 10%. Vodonik iz pumpe se dovodi kroz cjevovod do ulaznog razvodnika rashladnog puta komore.

Tečni vodonik iz pumpe ulazi u kolektor koji se nalazi u kritičnom dijelu mlaznice. Iz kolektora, duž dijela cijevi, vodik se usmjerava do izlaza mlaznice, zatim se kroz drugi dio cijevi kreće do kolektora u blizini glave. Iz ovog kolektora se gas vodonik, zagrijan u rashladnom krugu do temperature od 200K, usmjerava od regulatora propuha do turbine. Regulator propuha radi na principu zaobilaženja dijela vodonika do izlaza iz turbine. Iz turbine otpadni vodonik prolazi kroz ventil za pokretanje i zatvaranje kroz plinski kanal u glavu za miješanje. Svi glavni ventili su kontrolirani plinom helijuma sa korišćenjem kontrolnih ventila.

Dijagram također prikazuje ventile koji osiguravaju rad sistema za hlađenje motora prije pokretanja. Takva operacija je neophodna za normalno pokretanje motora koji koristi kriogene komponente. šta je potrebno za hidraulične sisteme. Rezervoari su pod pritiskom gasa helijuma, čija se rezerva nalazi u posebnom cilindru.

Gore je razmotreno više shema raketnih motora na tekuće gorivo, u kojima se TNA koriste za opskrbu komponentama CS. Pri niskim pritiscima u ulaznim cijevima može doći do zastoja, karakteriziranih pojavom kavitacije u šupljinama između lopatica pumpi. U svim prikazanim pneumohidrauličkim shemama raketnih motora na tečno gorivo opremljenih pumpnim pumpama, plin se dovodi u rezervoare sa komponentama iz cilindara preko mjenjača, čime se vrši nadpunjavanje. U ovom slučaju se može računati na postizanje potrebnog pritiska na ulazu u pumpe. Istovremeno, pritisak u rezervoarima potreban za normalan rad centrifugalne vijčane pumpe je često neprihvatljivo visok, što dovodi do značajnog povećanja debljine stijenke i težine rezervoara. Ovaj nedostatak se može izbjeći ako se na izlazu iz rezervoara instalira dodatna pumpna (booster) pumpna jedinica (BPU). Instaliranjem BPU-a, koji osigurava rad glavne pumpe TPU-a, može se značajno smanjiti količina pritiska u rezervoarima i, posljedično, njihova težina. Stoga je dizajn moderne pumpe nezamisliv bez uzastopne upotrebe različitih pumpi raspoređenih u višestepenoj shemi. Ulogu pojačivača može obavljati aksijalna lopatica (puž) ili mlazna pumpa (ejektor).

Jedinice pumpe za povišenje pritiska (BPU), koje se obično nazivaju pred-pumpe, nalaze se u neposrednoj blizini rezervoara sa komponentom, što eliminiše hidraulične gubitke prilikom dovoda komponente iz rezervoara do ulaza u pumpu BPU. Na slici (vidi sliku 2.30).

Rice. 2.30. Krugovi uređaja za pojačavanje

Opcija a). 1. Rezervoar sa komponentom, 2. centrifugalna pretpumpa, 3. tečna turbina pretpumpe jedinice, 4. turbina glavne pumpe, 5. pumpa.

Opcija b). 1. Spremnik sa komponentom, 2. predpumpa, 3. gasna turbina pretpumpe jedinice, 4. pumpa glavne toplotne pumpe.

Opcija c). 1. Rezervoar sa komponentom, 2. mlazna predpumpa (ejektor), 3. ejektorska mlaznica, 4. pumpa glavne pumpe., 5. Dovod komponenti do ejektorske mlaznice.

U šemi opcije “a”, BNA hidrauličnu turbinu pokreće tekućina visokog pritiska, preuzeto sa TNA pumpe. Nakon aktiviranja na turbini, tekućina se vraća u tlačni vod. U šemi opcije “b” gasna turbina radi na gas glavnog LGG-a, a u opciji “c” napaja se mlazni predpumni ejektor, kao i u opciji šeme “a”. komponentom iz pumpe glavnog HPU-a.

Kao što slijedi iz gornje kratke analize efikasnosti mogućih varijanti shema raketnih motora na tekuće gorivo, povećanje pritiska u komori ne dovodi u svim slučajevima do povećanja specifičnog impulsa. Razmatrana svojstva konstrukcije shema raketnih motora na tekuće gorivo odnose se u većoj mjeri na sheme motora visokog i ultravisokog potiska, a u određenoj mjeri i na motore srednjeg potiska. Slika (vidi sliku 2.31.) prikazuje kvalitativnu zavisnost specifičnih impulsa komore i raketnog motora sa tečnim gorivom, napravljenih prema krugu pomaka, prema „otvorenom“ krugu i prema „zatvorenim“ krugovima razne opcije.

Rice. 2.31. Zavisnost specifičnog impulsa od pritiska u komori

Iz analize grafikona proizilazi da kod motora koji rade na kružnom toku tekućina-tečnost, sa povećanjem pritiska specifični impuls komore monotono raste. Međutim, u budućnosti, zbog povećanja potrošnje gasa za TPU pogon (vidi sliku 2.26.), specifični impuls motora raste samo do određene granice. Povećanje specifičnih impulsa motora izgrađenih prema zatvorenim krugovima raste sa povećanjem pritiska u komori, iako nije mnogo značajno.

Prilikom odabira opcije motora na tečno gorivo za novoprojektovanu letjelicu, pored korištenja podataka dobijenih analizom grafikona prikazanog na slici 2.18, treba uzeti u obzir i ovisnost koja se naziva visinska karakteristika (slika 2.32.).

Rice. 2.32. Visinske karakteristike.

Na slici. 2.32. prikazane su promjene glavnih parametara motora sa promjenama protutlaka. Kao što se može vidjeti sa slike, tok visinskih karakteristika raketnog motora na tekuće gorivo s promjenom pritiska okoline okruženje može se podijeliti u dva dijela: dio rada mlaznice bez udarnog talasa I i dio rada mlaznice sa udarnim talasom P.

U dijelu sa bezudarnim radom mlaznice, potisak i specifični potisak opadaju linearno s povećanjem pritiska okruženje. U ovom slučaju, radni proces u komori i njenoj mlaznici je nezavisan od pritiska okoline. Pri određenom pritisku pk udarni val ulazi u mlaznicu komore - poremećena je linearnost promjene potiska i specifičnog potiska. Priroda promjene potiska i specifičnog potiska u načinu rada mlaznice s udarnim valom određena je obrascem kretanja udarnog vala u dubinu mlaznice i povratkom pritiska iza udarnog vala. Na slici 2.33. Isprekidane linije pokazuju prirodu promjene glavnih parametara raketnog motora s tekućim gorivom, za slučaj da udarni val nije ušao u mlaznicu i da je došlo do uobičajenog širenja plina pri svim pritiscima mlaznice. Od trenutka kada udarni val uđe u mlaznicu, pritisak iza udara raste kako udarni val prodire duboko u mlaznicu. Sličan način rada uočen je i kod prvostepenih raketnih motora na tekući pogon interkontinentalnih projektila, čiji je pritisak na izlazu mlaznice odabran dovoljno mali iz uslova dobivanja prosječnog maksimalnog specifičnog potiska u aktivnom dijelu putanje rakete. . ili za rakete Za ovaj tip rakete parametri motora se biraju iz uslova dobijanja prosečnog maksimalnog specifičnog potiska u vazdušnom delu putanje. Stoga je za ove rakete pritisak na izlazu mlaznice prilično nizak i atmosferski pritisak dovoljno je da udarni talas uđe u dubinu mlaznice. Slika pokazuje da u specificirani uslovi Način rada mlaznice s udarnim valom poboljšava karakteristike raketnog motora na tekuće gorivo.

Za raketnu verziju, za koju je potrebno da se potisak menja tokom leta, raketni motor na tečno gorivo mora biti izrađen sa karakteristikom gasa (vidi sliku 2.33.).

Rice. 2.33. Karakteristike gasa raketnih motora na tečno gorivo.

Kao što slijedi iz slike, za promjenu veličine vučne sile potrebna je promjena troškova komponenti. Međutim, treba imati na umu da se promjena brzine protoka osigurava korekcijom razlike između injektora u skladu sa sljedećim izrazom.

, (2.21.)

gdje je G brzina protoka komponente kroz mlaznicu,

koeficijent protoka mlaznice,

F f – površina poprečnog presjeka izlazne mlaznice,

gustina komponenti,

Pad pritiska na mlaznici.

Pored predstavljenih opcija, još jedan pravac za poboljšanje kruga su trokomponentni raketni motori na tekuće gorivo. U tekućem raketnom motoru ovog tipa, neka vrsta ugljikovodika (na primjer, kerozin) i tekući vodik se istovremeno koriste kao gorivo, a tekući kisik se koristi kao oksidant. Trokomponentni motori takođe omogućavaju da se u potpunosti realizuje mogućnost efikasnog korišćenja različitih raketnih goriva na istom avionu. Balistički i masovni proračuni efikasnosti korišćenja različitih goriva u pogonskim sistemima lansirnih raketa, balističkih projektila i svemirskih sistema za višekratnu upotrebu u velikoj meri su određeni karakteristikama raketnog goriva koje se koristi. Kao što je ranije pokazano, goriva određuju vrijednost specifičnog impulsa raketnog motora na tekuće gorivo, što je posebno važno za motore gornjih stupnjeva rakete-nosača, dok se prvi stepeni mogu opremiti raketnim motorima na tekuće gorivo sa ne toliko visoka vrijednost, ali gustina goriva treba biti maksimalna.

Trokomponentni motori omogućavaju da se osigura rad prvih stupnjeva s minimalnim sadržajem vodonika u raketnom gorivu. Odnosno, ukazuje na izvodljivost korištenja goriva veće gustine. U narednim fazama leta rakete, vodonik, kao energetski intenzivnije i gorivo manje gustine, je poželjniji, jer će njegova upotreba dovesti do povećanja specifičnog impulsa raketnog motora, a samim tim i efikasnosti raketnog motora. ceo avion.

Motor na tečno gorivo može osigurati potrebne parametre i karakteristike, pod uvjetom da su automatizacija i upravljačke jedinice motora uključene u pneumohidraulični krug (PGS). Najvažnije funkcije koje obavljaju jedinice ASG uključuju:

· stabilizacija omjera komponenti koje se dovode u komoru za sagorijevanje;

· održavanje potrebnog nivoa ili regulisanje vuče;

· Osiguranje kontrole i upravljanja radom motora i njegovih glavnih jedinica (komora za sagorijevanje, pumpa pumpa, gasni generator i, eventualno, neke druge), koje određuju njegove ukupne performanse.

Za određene tipove motora, predstavljena lista se može proširiti.

Kao što je više puta napomenuto, za ovaj udžbenik, poštujući uslove sažetosti predstavljenih materijala, nije moguće prikazati moguće opcije za ASG sa opisima kola uključenih u motore automatike i upravljačkih jedinica. U popisu literarnih izvora možete navesti samo popis posebnih nastavnih sredstava o ovoj problematici.

Međutim, bit će prikazani dijagrami i karakteristike dizajna glavnih jedinica.

Koristeći riječ „glavne“ jedinice, autori podrazumijevaju jedinice koje obezbjeđuju najvažnije funkcionalne parametre i karakteristike raketnog motora na tečno gorivo. To uključuje komore za sagorijevanje, turbopumpne jedinice i plinske generatore. Ove jedinice će odrediti tip raketnog motora. Rad na njihovom stvaranju zahteva najveće vremenske i finansijske troškove.Pri tome je potrebno naglasiti da je stepen značaja u određivanju performansi motora na tečno gorivo, a ponekad i pouzdanosti, agregata koji se ne pominju među glavnim (ventili , regulatori, itd.) ne zahtijevaju ništa manje pažnje svom dizajnu i razvoju.

2.5.1. Komore za sagorevanje raketnih motora na tečno gorivo

Komora za sagorijevanje je dizajnirana u određenom redoslijedu. U početku se, osim ako nije posebno navedeno u tehničkim specifikacijama, biraju komponente i optimalni tlak u ložištu.Konstrukcija ložišta se utvrđuje nakon izvođenja plinodinamičkih proračuna. Na osnovu rezultata ovih proračuna, utvrđuju se geometrijske dimenzije i gasnodinamički profil CS (vidi sliku 2.34.).

Rice. 2.34. Ganskodinamički profil komore za sagorevanje.

Gorionik raketnog motora na tečno gorivo doživljava izuzetno visoka termička opterećenja. Za motore srednjeg, velikog i veoma velikog potiska, za skoro sve vrste komponenti, sistem hlađenja se izvodi sa eksternim hlađenjem. Za kamere sa niskim potiskom, problemi temperaturne otpornosti rješavaju se uzimajući u obzir vijek trajanja, geometrijske konture kamere, vučnu silu i druge specifične karakteristike svake opcije kamere. Glavni konstruktivni elementi CS-a, izrađeni sa vanjskim hlađenjem, prikazani su na slici (vidi sliku 2.35.)

Rice. 2.35. Komora za sagorijevanje s pripadajućim školjkama

1. Tijelo komore, 2. Glava za miješanje, 3. Cilindrični dio komore, 4. Mlaznica, 5. Obloga komore, 6. Nosač napajanja.

A. Čvor za zavjese, b. Jedinica za dovod rashladne tečnosti (goriva), c. Nosači za montiranje kamere

Na slici 2.35, rashladna komponenta je uvedena u omotač komore u presjeku vanjskog prečnika mlaznice. Ovo nije jedino rješenje. Dizajner obično bira opciju ugradnje ulaznog razvodnika komponenti, ovisno o nizu razloga (stepen proširenja mlaznice, želja za smanjenjem otpora duž puta, čvrstoća, itd.).

Slika (vidi sliku 2.36) prikazuje opcije za lokaciju ulaznih sekcija.

Rice. 2.36. Opcije za lokaciju sekcija za uvođenje rashladne komponente u međuljuski razmak komorne „oblake“.

A- na izlaznom dijelu mlaznice. b.- na izlaznom dijelu i u srednjem dijelu mlaznice, V– u srednjem delu mlaznice

U modernim motorima velikog potiska, za povećanje toplinskog otpora komore, koriste se brojne projektne mjere usmjerene na smanjenje temperature najtoplinski napregnutih elemenata komore za izgaranje.

Takve mjere uključuju:

· organizaciju regenerativnog hlađenja pumpanjem relativno hladnih komponenti goriva kroz rashladni „oblak“;

· upotreba takozvanih „rashladnih zavesa“, koje su posebne zone toplotno opterećenih područja komore, opremljene uređajima za dovod dodatne količine jedne od komponenti goriva (obično goriva) kako bi se smanjili lokalni toplotni tokovi ;

· primjena posebnih mjera u termički najopterećenijem kritičnom dijelu komore (smanjenje međuljuske zazora, umetanje vatrostalnih materijala u kritični dio mlaznice).

Za organiziranje vanjskog hlađenja, veličina razmaka regulirana je posebnim odstojnicima - priključcima. Oni takođe osiguravaju čvrstoću komore i stabilnost unutrašnjeg omotača komore kada pritisak rashladne komponente u zazoru „oblake“ premašuje pritisak u komori. Slika (vidi sliku 2.30.) prikazuje tipove odstojnika koji se koriste u modernim CS dizajnima. Odstojnici, vanjska i unutrašnja školjka su spojeni lemljenjem, sastav lema je stabilan u komponenti i zadržava karakteristike čvrstoće kada se zidovi zagrijavaju.

Rice. 2.37. Vrste veza CS školjki.

A. valoviti odstojnik, b. rebra unutrašnje školjke, V. cevna komora.

Postoji još jedna važna okolnost za povećanje performansi CS-a, koja se osigurava uvođenjem veza u dizajn CS-a. Telo LRE komore doživljava značajno opterećenje sile. Proces sagorijevanja može se odvijati pri pritiscima proizvoda od nekoliko desetina MPa. U tom slučaju, pritisak rashladne komponente u međuljupskom zazoru mora uvek biti veći od pritiska u komori. U suprotnom, komponenta neće moći ući u CS. Posljedično, unutrašnja školjka komore, koja je pod vanjskom razlikom tlaka koja je jednaka razlici između tlaka napajanja i tlaka u komori, može se srušiti i izgubiti stabilnost. A ako se u toku procesa u komori zagrije, tada mehaničke karakteristike materijala ljuske imaju smanjenu vrijednost. Na prvim uzorcima motora vanjska i unutrašnja školjka radile su neovisno jedna od druge (vidi sliku 2.38.), što je isključilo mogućnost povećanja tlaka u ložištu.

Rice. 2.38. Komora za sagorevanje motora RD-1100

1. Injektorska jedinica sa sistemom paljenja, 2. neovisno radeći (bez priključaka) školjke komore. 3 bloka mlaznica.

U modernim motorima na tečno gorivo, kao što je ranije navedeno, ložišta su napravljena sa povezanim školjkama. Kada se rashladna komponenta unese u otvor „između plašta“ na izlazu mlaznice (najčešće izvođena šema) (vidi sliku 2.39.), određuje se najveći pad pritiska koji deluje na unutrašnju školjku. U ovoj sekciji pritisak komponente je maksimalan, a pritisak u komori je blizu nule. Uzimajući u obzir ovu okolnost, potrebno je izvršiti procjenu pouzdanosti čvrstoće školjki komore (čvrstoća školjke, stabilnost unutrašnje ljuske, čvrstoća spojeva i drugi položaji).

Rice. 2.39. Raspodjela opterećenja po dužini komore

Na grafikonu se koriste sljedeće oznake: p g - pritisak u komori, p g - pritisak rashladne komponente u „međuljuski“ zazoru, t g – temperatura gasa u komori, t pros. – prosjek, prema debljini unutrašnjeg omotača, temperatura, - pad pritiska na mlaznici, m kul. – maseni protok rashladne komponente, L – dužina komore..

Treba napomenuti da su opcije povezivanja prikazane u ovom priručniku, kao najčešće korištene u modernim CS konstrukcijama, ispitane velikim brojem eksperimenata i dobro se pokazale u radu brojnih uzoraka željezničkih motora različitih dimenzija.

Još jedno sredstvo za smanjenje toplotnog uticaja na unutrašnji zid komore je uvođenje zavesnih jedinica u dizajn. Na slici (vidi sliku 2.40) prikazane su opcije za dizajnerska rješenja za zavjese kroz koje se uvode zapaljive tvari kako bi se osiguralo stvaranje plinsko-tečnog filma na unutrašnjoj površini omotača.

Sl.2.40. Opcije za komponente zavjesa kamere.

A – sa rupama , b – sa prorezom

Komore za sagorevanje raketnih motora na tečno gorivo karakterišu dva tipa režima rada (vidi sliku 3.7.). Za komoru sa stabilnim stanjem rada, sistem hlađenja unutrašnjeg zida može se izabrati po principu komora koje su upravo demontirane. LPRE verzija koja radi u pulsnom režimu može koristiti komoru sa “kapacitivnim sistemom” za zaštitu zida komore. Ova opcija predviđa dizajn jedne školjke (bez „rashladnog plašta“) povećane debljine i sa dodatnim prstenovima za ukrućenje (vidi sliku 2.41.).

Rice. 2.41. Komora za sagorevanje raketnog motora na tečno gorivo niskog potiska.

1. Blok ventila za gorivo, 2. Komora za sagorijevanje, 3. Jedinica za montažu nastavka mlaznice, 4. Nastavak mlaznice, 5. Upaljač, 6. Jedinica ventila za gorivo.

Takvo rješenje je prihvatljivo, jer se u pauzama između rada komore zid "odmara" od djelovanja produkata izgaranja i njegovo zagrijavanje se smanjuje.

Posebno važna jedinica je KS glava. Na dnu glave nalaze se mlaznice kroz koje komponente ulaze u komoru. Tipovi mlaznica značajno se razlikuju po dizajnu. Na slici (vidi sliku 2.42). Navedene su neke garancije za mlazne, centrifugalne i dvokomponentne injektore koji se koriste u motorima tečnost-tečnost.

Rice. 2.42. Opcije injektora za tečnost.

1. Prednje dno, 2. Srednje dno, 3. Dvodelna mlaznica sa mlaznicom, 4. Jednodelna mlaznica sa vrtložnicom, 5. Jednodelna centrifugalna mlaznica, 6. Dvodelna centrifugalna mlaznica sa tangencijalnim rupama, 7. Odstojnik.

Za motore koji rade prema šemama sa naknadnim sagorevanjem generatorskog gasa, glave komore su opremljene mlaznicama za gas i tečnost (slika 2.43.).

Rice. 2 43. Opcije za injektore gas-tečnost.

1. Prednje dno, 2. Srednje dno, 3. Jet-jet mlaznica, 4. Jet-centrifugalna mlaznica, 5. Jet-centrifugalna mlaznica sa vijčanim vrtlogom, 6. Dvostepena (kombinovana) mlaznica: prva faza je gas -tečni jet-jet, druga kaskada je tečna centrifugalna sa tangencijalnim rupama.

Opciju injektora za glavu za miješanje odabire dizajner na osnovu prethodno stečenog iskustva u ispitivanju komore motora - prototipa i izvođenju proračuna. Položaj mlaznica na dnu glave diktira želja dizajnera da se postigne najbolje potpuno sagorijevanje komponenti i potreba za stvaranjem efektivnog zidnog sloja goriva. Poslednji od navedenih položaja treba da obezbedi prihvatljivo zagrevanje unutrašnjeg zida komore (vidi sliku 2.44).

Rice. 2.44. Raspored injektora na KS glavama

A - Saćasti raspored injektora.

1. Mlazno-centrifugalne mlaznice, 2. Centrifugalne mlaznice.

b – Postepeni raspored mlaznica

1. Mlaznica oksidatora 2. Dizna za gorivo.

V– Raspored mlaznica u koncentričnim krugovima

1. Dvokomponentna mlaznica, 2. Jednokomponentna mlaznica

Iz pregleda slika proizilazi da je, bez obzira na raspored mlaznica na dnu glave za miješanje, potrebno formirati pouzdanu zavjesu mlaznica goriva smještenih na vanjskom prečniku.

CS motor na tečno gorivo ima veliki broj komponenti neophodnih za normalno funkcionisanje motora. To su razdjelnici za unos i izlaz komponenti, čvorovi zavjesnih pojaseva, čvorovi za spajanje dijelova komore (mješalica, cilindrični i mlazni dijelovi), startni i zaustavni čvorovi, nosači koji prenose vučnu silu na avion itd. navedeni čvorovi moraju biti projektovani i procijenjeni proračunima, te podvrgnuti testovima koji potvrđuju njihove performanse. Želja autora da istakne ovakve karakteristike stvaranja CS nije u skladu sa potrebom da se obezbedi sažetost predstavljenog udžbenika.

Ocjenu savršenstva CS-a karakteriše specifični koeficijent potpunosti impulsa, određen sljedećim izrazom:

, (2.22.)

gdje: - specifični koeficijent potpunosti impulsa,

I sp.p - eksperimentalno izmjeren specifični impuls,

Teorijski specifični impuls,

Faktor savršenstva procesa u komori,

Koeficijent savršenstva procesa u mlaznici komore,

Projektni koeficijent se utvrđuje na osnovu statističkih podataka dobivenih ispitivanjem motora koji rade na sličnim komponentama. Tipično, vrijednost ovog koeficijenta je 0,96...0,99.

Koeficijent mlaznice () izračunava se uzimajući u obzir gubitke trenja () i gubitke zbog neravnomjernosti polja brzine protoka na izlazu mlaznice (). Osim toga, uzimaju se u obzir dodatni gubici () povezani s hlađenjem protoka u mlaznici, stepenom neravnoteže i drugim:

. (2.23.)

Općenito, numeričke vrijednosti navedenih koeficijenata padaju u sljedeće granice: = 0,975...0,999, = 0,98...0,99 i = 0,99...0,995. U ovom slučaju, vrijednost = 0,945...0,975.

Uzimajući u obzir date vrijednosti, specifična potpunost impulsa može biti u rasponu od 0,9 do 0,965.

2.5.2. Generatori tekućeg plina (LGG).

Dizajnerska rješenja i karakteristike unutarkomornih procesa uvelike zavise od toga da li se LGG ugrađuju na motore s tekućim pogonom "otvorenog" ili "zatvorenog" kruga. Za motore sa "otvorenim" dizajnom, LGG se izvode pri pritisku blizu pritiscima glavnih kompresora. LGG motori "zatvorenog" kruga daju radnom fluidu (proizvodima sagorevanja) turbine pritisak koji je znatno veći od pritiska u glavnom sagorevaču. Međutim, LGG, i oksidativna i reduktivna verzija, rade pri omjerima komponenti mnogo nižim od vrijednosti utvrđenih za CS. Posljedično, temperature na kojima se odvija proces u komorama generatora plina su također vrlo različite od temperatura procesa u komori kompresora.

Motori na tekuće gorivo koriste dvokomponentne i jednokomponentne motore na tekući plin. Dvokomponentni LGG se najčešće koriste. Za motore sa naknadnim sagorevanjem generatorskog gasa prirodno se koriste dvokomponentni LGG kao najprirodniji. Može se primijetiti da je značajan dio pitanja vezanih za karakteristike dizajna i testiranja ove varijante LGG-a riješen prema stavovima usvojenim za CS. Glava za miješanje mlaznice i njihova lokacija na dnu glave izradit će se prema shemama koje se koriste pri odabiru sličnih rješenja za CS. Istovremeno, s obzirom na relativno nizak nivo temperature u LGG komori, obično se koristi nehlađena verzija zida. Slika (vidi sliku 2.45) prikazuje glavni dio dvokomponentnog ZhGG, jednog od domaćih motora.

Rice. 2.45. Dvokomponentni ZhGG

Slična verzija ZhGG-a korištena je kao dio motora RD-111. Strelice na slici pokazuju priključke za ulaz komponenti.

Razvoj jednokomponentnih plinskih generatora odvija se po različitim principima. U nedavnoj prošlosti, vodikov peroksid (H 2 O 2) je korišten kao komponenta za takve plinske generatore. Posebna tvar (katalizator) nalazila se u komori plinskog generatora, interakcija s kojom je vodikov peroksid doveo do proizvodnje vodene pare i plinovitog kisika na visokim temperaturama (od 720 do 1030 K pri koncentraciji od 80% odnosno 90%). ). Na slici (vidi sliku 2.46) prikazan je generator gasa (tzv. gasni generator koji proizvodi paru kao radni fluid turbine), koji je razvilo preduzeće Energomash za tečni raketni motor RD-107 i njegove modifikacije.

Rice. 2.46. Jednokomponentni generator tečnog gasa.

1. Ulazni priključak komponente, 2. paketi katalizatora, 3 izlazne cijevi za paru

Komponenta - vodikov peroksid - nije jedina komponenta koja se može gasificirati kako bi se dobio radni fluid za turbinu. Posebno ako uzmete u obzir da visoka koncentracija vodikovog peroksida nije dovoljno stabilna tijekom skladištenja, preporučljivo je koristiti druge komponente. Hidrazin i nesimetrični dimetilhidrazin (UDMH) se mogu koristiti kao takvi, ali za koje su, poput vodikovog peroksida, potrebni posebni katalizatori.

2.5.3. Turbopumpna jedinica (TNA),

Pumpa za gorivo u velikoj mjeri određuje energetske karakteristike raketnog motora. Stepen savršenstva glavnih komponenti pumpnih pumpi, turbina i pumpi, u procesu stvaranja modernih modela, uvijek je pod velikom pažnjom programera motora. Za CS i LGG konstruktore, pitanja osiguranja potpunog sagorijevanja komponenti, osiguravanja temperaturne otpornosti i čvrstoće dijelova i sklopova određuju uspjeh naknadnog rada stvorenog raketnog motora na tekuće gorivo. Za stručnjaka koji radi na izradi pumpne pumpe, glavna pitanja su: povećanje efikasnosti turbina i pumpi, čvrstoća njihovih dijelova (lopatice i disk turbine, impeleri pumpe, kućišta, vratilo), pouzdanost brtvi i niz drugih koji određuju pouzdanost i savršenstvo pumpnih pumpi. Uspješno rješenje navedenih pozicija povećava specifični impuls potiska, smanjuje specifičnu masu pumpe i motora. Daljnjim ispitivanjem parametara i karakteristika pumpe, bit će jasno da gore navedene stavke direktno zavise od parametra kao što je brzina rotora (sistem - „turbina, pumpe, vratilo“).

Početni podaci za razvoj pumpi za gorivo su vrste komponenti, zahtjevi za protokom i pritiscima, vijek trajanja i drugi podaci koji proizilaze iz zahtjeva za raketni motor. Studije dizajna nam omogućavaju da izvučemo zaključak o troškovima i parametrima radnog fluida za stvaranje potrebne snage turbine potrebne za pogon pumpi. Prilikom izvođenja ovog posla određuju se: osnovni izgled pumpe, brzina rotora, sistemi zaptivanja i, na kraju, njene masene karakteristike.

Kada radi na stvaranju TNA, programer uzima u obzir obavezne zahtjeve koji ga vode:

· obezbeđivanje osnovnih parametara (dimenzija, težina i delova TPU pričvrsnih elemenata koji proizilaze iz zahteva za izgled motora) i karakteristika za dati resurs;

· osiguranje potrebnih brzina protoka i pritisaka komponenti ugrađenih za upotrebu u motoru;

· utvrđivanje pozicija koje predviđaju približnu cijenu uzorka koji se razvija.

Daljnjim radom na stvaranju raketnih motora na tečno gorivo mogu se postaviti dodatni zahtjevi.

Među glavnim pozicijama koje određuju dizajn i parametre TPU-a, treba uzeti u obzir dijagrame rasporeda TPU-a. Moguće opcije kola su prikazane na slici (vidi sliku 2.47).

Rice. 2.47. TNA raspored dijagrama

a, b I V - pumpe sa jednim rotorom, G. – pumpe sa više rotora

Prihvaćene oznake: ALI - pumpe za oksidaciju, NG – pumpe za gorivo.

Kao što slijedi iz razmatranja slike, opcije za sheme rasporeda će se razlikovati od toga da li je za daljnji razvoj odabrana shema bez zupčanika ili shema s mjenjačem. Sa dizajnom bez zupčanika, često nije moguće odabrati jednu optimalnu brzinu za turbinu i svaku pumpu. Međutim, pumpa sa mjenjačem uvijek će imati lošije karakteristike mase. Savremeni raketni motori na tečnost srednjih, velikih i veoma velikih, u kom slučaju se približna masa pumpe za gorivo može izračunati pomoću sledećeg izraza:

Slika (vidi sliku 2.48) prikazuje strukturne dijagrame pumpi, sa dvosmjernim i jednosmjernim pumpama. Dijagrami pokazuju gore spomenute čvorove.

Rice. 2.48. TNA blok dijagrami

1. Pumpe za gorivo, 2. Turbine, 3. i 4. Unutrašnje zaptivke pumpe i turbine, 5. Pumpa za oksidaciju, 6. Hidrodinamička zaptivka, 7. Međuzaptivka.

Tečni raketni motori srednjeg, velikog i veoma velikog potiska koriste gasne turbine koje pokreću centrifugalne pumpe. Opcije rasporeda zavise od karakteristika opcija raketnog motora na tečnost, kao što su tip komponenti, sistem za lansiranje pumpe, karakteristike proizvoda koji ulazi u turbinu i drugo. Dizajnerski izgled TNA također će se razlikovati od privatnih rješenja koje dizajner odredi po vlastitom nahođenju.Slike (vidi slike 2.48 i 2.49) prikazuju tipove TNA kod kojih se nabavka komponenti vrši jednosmjernim i dvosmjernim -put ulaza.

Rice. 2.42. TNA sa pumpama, sa jednosmjernim komponentnim ulazima

1. Prirubnica izduvnog razvodnika, 2. Turbina, 3. Ulazna cijev sa pužem, 4. Ulazna cijev pumpe za gorivo, 5. Opruga, 6. Izlazna prirubnica izlazne cijevi pumpe za gorivo, 7. Kućište pumpe za oksidaciju sa pužem, 8. Prirubnica ulazne cijevi pumpe za gorivo.

U TNA, kućišta pumpi su napravljena sa pred-pumpama (vijcima) koje obezbeđuju povećan ulazni pritisak ispred glavnih, jednostranih impelera. Ovaj tip uređaja za povišenje pritiska eliminiše pojavu kavitacije tokom rada pumpe.

Rice. 2.50. TNA sa pumpama, sa dvosmjernim komponentnim ulazima

1. Prirubnica ulazne cijevi pumpe za gorivo, 2. Ulazna cijev pumpe oksidatora, 3. Pyrostarter, 4. Prirubnica za dovod radnog fluida u turbinu, 5. Turbina, 6. Izduvni razvodnik turbine.

Prikazani tip pumpe je napravljen sa dvostepenom gasnom turbinom i dve centrifugalne pumpe. Pumpe imaju dvosmjerne komponentne ulaze. TNA dizajn je dizajniran sa dvije osovine povezane oprugom. Turbina i centrifugalna oksidaciona pumpa su postavljene na jedno vratilo, sa svoja dva ležaja i zaptivke. Na drugom vratilu, takođe sa sopstvenim ležajevima i zaptivkama, nalazi se pumpa za gorivo. Performanse ležajeva se održavaju mašću koja se puni u šupljine ležaja tokom montaže pumpe. Jedan i drugi dio rotora ugrađeni su u odvojena kućišta, spojena klinovima.

Centrifugalne pumpe se obično koriste u LRE pumpama.Za TPU pumpe su veoma bitna antikavitacijska svojstva od kojih zavisi erozivni efekat na protočni deo pumpe, ali i, što je posebno važno, mogućnost narušavanja svih parametara, tj. čija stabilnost određuje izvođenje potrebnih zadataka cijele LRE. Povećanje antikavitacijskih svojstava pumpe osigurava se upotrebom posebnih uređaja, čiji su neki dijagrami prethodno prikazani na slici 2.23. Ali najšire, u praksi stvaranja pumpnih pumpi, koriste se vijčane centrifugalne pumpe.

Na primjer, slika (vidi sliku 2.51) prikazuje dizajn centrifugalne vijčane pumpe za kisik.

Sl.2.51. Vijčana centrifugalna pumpa.

1. Poklopac kućišta, 2. Ležaj, 3. Propeler pumpe, 4. Kućište pumpe. 5. Puž, 6. Ležaj.

Efikasnost pumpe zavisi od smanjenja gubitaka, među kojima su glavni:

· protok komponente iz šupljine visokog pritiska (ulaz iz radnog kola) u ulaznu šupljinu;

· trenje komponente o zidove unutrašnjih šupljina pumpe;

· trenje u zaptivkama i ležajevima.

Navedeni gubici efikasnosti pumpe se procjenjuju:

gustina komponenti,

Volumetrijski protok komponente,

N – pritisak koji razvija pumpa,

N n - stvarna snaga koju pumpa troši.

Obično se efikasnost pumpi za tečne raketne motore kreće od 0,5...0,8,

Pored označenih odredbi, na slikama (vidi sliku 2.52.) prikazani su dizajni drugih uređaja za povišenje pritiska - pretpumpa (ejektora).

Sl.2.52. Dizajn mlaznog uređaja (ejektora).

A– izbacivač sa nizom rupa. 1. Tijelo ejektora, 2. Rupe za dovod komponenti, jednako raspoređene po obodu, 3. Cijev za dovod komponenti. b– izbacivač sa kompletom mlaznica. 1. Cijev za dovod komponenti, 2. Mlaznice, 3. Telo ejektora.

Zbog niske efikasnosti, mlazne pumpe je preporučljivo koristiti u motorima sa naknadnim izgaranjem, jer povećanje snage turbine pri opskrbi visokotlačnom aktivnom tekućinom u ejektor praktički ne smanjuje energetske karakteristike raketnog motora s tekućim gorivom. Na slici. 2.52, A prikazuje dizajn ejektora sa dvanaest mlaznica koje se nalaze po obodu komore za mešanje sa izlaznim uglom od 18°. Kada je omjer aktivnog protoka tekućine i izbačenog fluida do 25 %, pritisak glavnog toka se značajno povećava. Međutim, efikasnost takvog uređaja u optimalnom režimu ne doseže više od 0,15. Kapacitet niskog pritiska ejektora sa efikasnošću od 0,08 do 0,2 ograničava njihovu upotrebu u modernim pumpama za tečno gorivo.

TEČNI RAKETNI MOTOR (LPRE) - raketni motor radi na tečno raketno gorivo. Dolazi do transformacije goriva u mlazni mlaz gasa koji stvara potisak kamera. U modernom LRE Koriste se oba dvokomponentna raketna goriva, koja se sastoje od oksidatora i goriva, koji se čuvaju u odvojenim rezervoarima, i jednokomponentna raketna goriva, koja su tekućine sposobne za katalitičku razgradnju. Po vrsti upotrijebljenog oksidacijskog sredstva LRE Postoje dušična kiselina, dušikov tetroksid (oksidacijsko sredstvo - dušikov tetroksid), kisik, vodikov peroksid, fluor itd. U zavisnosti od vrijednosti potiska razlikuju se LRE nizak, srednji i visok potisak. Konvencionalne granice između njih su 10 kN i 250 kN (avioni su instalirani LRE sa potiskom od desetinki N do 8 MN). LRE takođe su okarakterisane specifični impuls potiska, način rada, dimenzije, specifična gravitacija, pritisak u komori za sagorevanje, opšta struktura i dizajn glavnih jedinica. LRE je glavni tip svemirski motori a također se široko koristi u istraživačkim raketama na velikim visinama, borbenim balističkim projektilima dugog dometa, protivavionskim vođenim projektilima; ograničeno - u borbenim projektilima drugih klasa, na eksperimentalnim avionima itd.

Glavni problemi pri stvaranju LRE: racionalan izbor goriva koje zadovoljava energetske zahtjeve i uslove rada; organizacija procesa rada radi postizanja izračunatog specifičnog impulsa; osiguranje stabilnog rada u određenim režimima, bez razvijenih niskofrekventnih i visokofrekventnih fluktuacija tlaka koje uzrokuju destruktivne vibracije motora; hlađenje raketnog motora izloženog agresivnim produktima sagorevanja na veoma visokim temperaturama (do 5000 K) i pritiscima do više desetina MPa (ovaj efekat je u nekim slučajevima pogoršan prisustvom kondenzovane faze u mlaznici); opskrba gorivom (kriogenim, agresivnim itd.) pri pritiscima koji dostižu više desetina MPa za snažne motore i protoka do nekoliko t/s; osiguranje minimalne mase jedinica i motora u cjelini, koji rade u vrlo intenzivnim uvjetima; postizanje visoke pouzdanosti.

LRE je predložio K. E. Ciolkovsky 1903. godine kao motor za svemirske letove. Naučnik je razvio šematski dijagram LRE, naznačio je najisplativija raketna goriva i istražio dizajn glavnih jedinica. Praktičan rad na stvaranju LRE pokrenuti su 1921. godine u SAD-u od strane R. Goddarda. Godine 1922. prvi put je snimio potisak dok je testirao eksperimentalni LRE, a 1926. lansirao je malu raketu na tečno gorivo. U kasnim 20-im - ranim 30-im. razvoju LRE započeo u Njemačkoj, SSSR-u i drugim zemljama. 1931. prvi sovjetski LRE ORM i ORM-1, koje je kreirao V. P. Glushko u Laboratoriji za plinsku dinamiku. Godine 1933. testiran je pogonski sistem OR-2 koji je dizajnirao F.A. Zander, a motor 10, kreiran od strane Jet Propulsion Research Group, osigurao je let rakete na tečno gorivo.

Prije početka 2. svjetskog rata 1939-45. prototipovi su se pojavili u SSSR-u i SAD-u LRE sa potiskom do nekoliko kN, namenjen eksperimentalnim avionima. Intenzivan rad na polju raketne tehnologije koji se odvijao u Njemačkoj tokom rata doveo je do raznih tipova LRE u vojne svrhe, od kojih su mnogi bili masovno proizvedeni. Najbolji su bili LRE dizajni H. Waltera (uključujući HVK 109-509A (HWK 109-509A)) i H. Zborowski, LRE protivavionska vođena raketa "Wasserfall" (Wasserfall) i balistička raketa V-2 (V-2). Sve do 2. polovine 40-ih godina. najveći sovjetski LRE bili su D-1-A-1100 i RD-1, koje je razvio Jet Research Institute. Prvi serijski sovjetski LRE Motori RD-1 i RD-1KhZ, nastali do kraja rata u GDL-OKB, postali su motori. Tamo 1947-53. razvijene su prve moćne u SSSR-u LRE Motor: RD-100, RD-101, RD-103. U istom periodu proizveden je u SAD LRE sa potiskom od ~ 350 kN za balističku raketu Redstone.

Dalji razvoj LRE a njihovo sadašnje stanje je determinisano radom koji je započeo sredinom 50-ih godina. u SSSR-u i SAD-u razvoj ICBM-a i raketa-nosača. Za njihovu implementaciju bilo je potrebno stvoriti moćne, ekonomične i kompaktne LRE. Prvi među njima bili su RD-107 i RD-108, čijim je pojavom potisnut LRE udvostručen, pogonski potisak se povećao 10 puta. Specifičan impuls LRE povećana za skoro 30%, specifična težina je smanjena za više od 1,5 puta. Ovi rezultati su bili mogući zahvaljujući razvoju fundamentalno novog dizajna LRE, što je omogućilo prelazak sa goriva kisik-etil alkohol na kisik-kerozin uz istovremeno povećanje tlaka u komori za sagorijevanje za 2-2,5 puta.

Od početka 60-ih godina. počeli su se koristiti i na lansirnim vozilima (LV) LRE rade na gorivima visokog ključanja. Prvi od njih bio je RD-214. Stvaranje sredinom 60-ih bilo je od velikog značaja za razvoj astronautike. kiseonik-vodonik LRE(namijenjen za gornje stepene rakete-nosača), koji po specifičnom impulsu premašuju kisik-kerozin za 30%. Jer kiseonik-vodonično gorivo, u poređenju sa kiseonik-kerozinskim gorivom, zahteva tri puta veću zapreminu za njegovo postavljanje pri istoj masi, a rezervoari za vodonik moraju biti opremljeni toplotnom izolacijom, tada je broj Ciolkovskog za kiseonik-vodikovo gorivo 40% veći. Ovaj nedostatak je više nego nadoknađen visokom efikasnošću kiseonika i vodonika LRE. Uz jednaku lansirnu masu lansirne rakete, sposobne su da isporuče tri puta više korisnog tereta u nisku orbitu Zemlje nego lansirne rakete s kisikom i kerozinom. LRE.

Ovladavanje sve efikasnijim gorivima, dizajneri LRE istovremeno težili pretvaranju hemijske energije goriva u kinetičku energiju mlaznog toka sa što većim Efikasnost. U tu svrhu razvijena je šema LRE sa naknadnim sagorevanjem generatorskog gasa u komori. Za implementaciju ove sheme bilo je potrebno stvoriti kamere koje rade u uvjetima visokih mehaničkih i toplinskih opterećenja, kao i kompaktne pogonske jedinice velike snage. LRE sa naknadnim sagorevanjem od sredine 60-ih. Široko se koriste na lansirnim raketama, a posebno se koriste na svim stupnjevima rakete-nosača Proton.

Zajedno sa moćnim kosmičkim LRE brojne LRE srednji i mali potisak. Nesmetani rad motora svemirskih letjelica (SC) u velikoj je mjeri osiguran upotrebom jednokomponentnih i samozapaljivih raketnih goriva visokog ključanja, čije skladištenje na brodu svemirske letjelice ne izaziva poteškoće. daljinski upravljač sa LRE oni koji koriste jednokomponentno gorivo su jednostavnijeg dizajna, ali imaju znatno niži specifični impuls. Do sredine 60-ih. u pomoćnom LRE Najveću upotrebu dobio je vodikov peroksid, koji je potom počeo zamjenjivati ​​hidrazinom i dvokomponentnim gorivima. Upotreba hidrazina omogućila je povećanje specifičnog impulsa LRE na jednokomponentno gorivo za oko 40%.

Većina sovjetskog prostora LRE nastao u GDL-OKB V. P. Glushko, OKB A. M. Isaev i OKB S. A. Kosberg. Motori RD-107, RD-108, RD-214, RD-216, RD-253 i drugi dizajni GDL-OKB osigurali su lansiranje svih sovjetskih lansirnih vozila; druge faze serije lansirnih vozila su takođe opremljene LRE GDL-OKB dizajni: RD-119, RD-219 itd. Motori Kosberg OKB ugrađeni su na gornje stepene raketa-nosača Vostok, Voskhod (Sojuz) i Proton. Motori Projektnog biroa Isaev koriste se uglavnom na umjetnim satelitima Zemlje (AES), međuplanetarnim svemirskim letjelicama i svemirskim letjelicama (KRD-61, KDU-414, TDU-1, KTDU-5A, itd.).

Najveće strane organizacije koje se bave razvojem LRE, nalaze se u SAD-u. Vodeća kompanija je Rocketdyne, koja je kreirala LRE Jay-2 (J-2), LR-79-NA (LR-79-NA), LR-89-NA (LR-89-NA), LR-105-NA (LR-105-NA), RS- 2701 (RS-2701), H-1 (H-1), F-1 (F-1), SSME (SSME), brojni LRE srednji i mali potisak na dvokomponentnom gorivu visokog ključanja. Većina pomenutih moćnih LRE nastao pod vodstvom S. Hoffmana. Aerojet General Corporation kreirao je nekoliko LRE na dvokomponentno gorivo visokog ključanja, uklj. LRE LR-87-ADzhey-5 (LR-87-AJ-5) i LR-91-ADzhey-5 (LR-91-AJ-5), serija LRE srednji potisak AJ-10 (AJ-10), uključujući AJ-10-137 (AJ-10-137) i AJ-10-138 (AJ-10-138). Pratt & Whitney je stvorio prvi na svijetu kisik-vodik LRE RL-10 (RL-10), Bell Aerospace Textron - brojna pomoćna oprema LRE, i LRE srednjeg potiska LR-81-BA-9 (LR-81-BA-9), firma "TRV" - LRE srednji potisak LMDE (Marquardt) - serija LRE na dvokomponentnom gorivu visokog ključanja za svemirske i međuplanetarne letjelice. U SAD je stvoreno nekoliko desetina vrsta hidrazina. LRE(testirano u letu LRE sa potiskom od 0,4 N do 2,7 kN). Među programerima LRE za međuplanetarne svemirske letjelice - kompaniju Reaction Motors, koja je također stvorila moćnu LRE LR-99-RM-1 (LR-99-RM-1). Najpoznatiji zapadnoevropski LRE- AshM-7 (HM-7), “Valois”, “Vexen”, “Viking” (Viking, Francuska), “Gamma-2” (Gamma), “Gamma-8”, RZet-2 (RZ-2, UK). IN zapadna evropa se takođe razvijaju LRE mali potisak na dvo- i jednokomponentna goriva za umjetne satelite. Japan proizvodi američke proizvode pod licencom LRE LR-79-NA za sopstvenu verziju lansirnog vozila Delta (Delta). Za jednu od stepenica ovog lansirnog vozila, kompanija Mitsubishi razvila je raketni motor sa visokim ključanjem goriva sa potiskom od 53 kN sa pomakom. Na štandovima su testirani gasovi kiseonik-vodik LRE potiska do 0,1 MN sa dovodom pumpe. Koriste se kineska lansirna vozila LRE potisak 0,7 MN sa pumpom za dovod goriva visokog ključanja.

Prostor LRE različitog dizajna i karakteristika. Najveća razlika postoji između moćnih LRE, obezbeđujući ubrzanje rakete-nosača, i LRE sistemi upravljanja raketama za svemirske letelice. Prvi rade na dvokomponentnom gorivu. Privlačnost ovih LRE dostiže 8 MN (sa ukupnim potiskom do 40 MN), dimenzije su nekoliko metara, a težina nekoliko tona. Obično su dizajnirani za jednokratnu aktivaciju (osim nekih LRE gornjih stupnjeva rakete-nosača) i rade 2-10 minuta pri promjeni parametara u uskim granicama. Ovima LRE postoji zahtjev da se obezbijedi visok specifični impuls sa malim dimenzijama i težinom. Stoga koriste pumpanje dovoda goriva u komoru (izuzetak je LRE"Vexen" i "Valois"). U tu svrhu, u LRE obezbeđeno turbopumpna jedinica(TNA) i gas generator(GG). Pumpa za gorivo sadrži visokotlačne pumpe za gorivo (obično aksijalno-centrifugalne) i turbinu koja ih pokreće, a koja se okreće plinom proizvedenim u plinskom generatoru. IN LRE Bez naknadnog sagorevanja, generatorski gas koji se izbacuje u turbini se ispušta u izduvnu cev, mlaznicu upravljača ili mlaznicu komore. IN LRE sa naknadnim sagorevanjem, ovaj gas ulazi u komoru za naknadno sagorevanje sa ostatkom goriva.

IN LRE bez naknadnog sagorevanja, 2-3% ukupnog goriva može se potrošiti kroz GG, a svrsishodna granica pritiska u komori za sagorevanje je ograničena na ~ 10 MPa, što je povezano sa gubicima specifičnog impulsa na TPU pogon: za LRE generalno, ovaj parametar je niži nego za kameru, jer dodatni potisak stvoren odlivanjem izduvnih gasova iz generatora je mali. Razlog tome je nizak pritisak i temperatura ovog gasa. Za LRE RD-216 su, na primjer, 0,12 MPa i 870 K, respektivno; u ovom slučaju specifični impulsni gubici dostižu 1,5% (preko 40 m/s). Sa povećanjem pritiska u komori za sagorevanje, primećuje se povećanje njegovog specifičnog impulsa, ali za to je potrebno povećati protok generatorskog gasa (da bi se obezbedila potrebna snaga pumpi za gorivo). Od određenog trenutka, sve veći gubici specifičnog impulsa u pogonu TNA se uravnotežuju i onda premašuju povećanje specifičnog impulsa komore. IN LRE sa naknadnim sagorevanjem kroz GG, troši se dio ukupnog goriva (20-80%), međutim, TPU pogon se izvodi bez pogoršanja efikasnosti LRE(vrijednosti impulsa specifične za komoru i LRE poklapaju se). U komorama za sagorevanje ovih LRE moguće je ostvariti pritisak od 15-25 MPa (pritisak u GG je približno duplo veći). Za moćne LRE sa dovodom goriva iz pumpe, specifični impuls dostiže 3430 m/s kada se koristi gorivo kiseonik-kerozin i 4500 m/s kada se koristi kiseonik-vodonik gorivo; specifična gravitacija LRE može biti samo 0,75-0,85 g/N.

Pored kamere, TNA i GG, moćne LRE sadrže cevovode za gorivo sa crevima sa mehovima i kompenzatorima ugaonog i linearnog kretanja, što olakšava montažu i instalaciju LRE, kao i oslobađanje od termičkih naprezanja i omogućavanje skretanja kamere kako bi se kontrolisalo kretanje lansirnog vozila; cjevovodi za generatorski plin i drenažu goriva; uređaja i sistema lansiranje raketnog motora; jedinice automatike sa električnim pogonima, pneumatskim, piro- i hidrauličnim sistemima i uređajima za upravljanje radom LRE(uključujući i za njega prigušivanje); jedinice sistema zaštite u slučaju nužde; Senzori telemetrijskog mjernog sustava; Električni kabelski kanali za opskrbu signalima jedinicama za automatizaciju i primanje signala od telemetrijskih senzora; termoizolacijski poklopci i zasloni koji osiguravaju odgovarajuću temperaturu u motornom prostoru i sprječavaju pregrijavanje ili hipotermiju pojedinačni elementi; elementi sistema rezervoar pod pritiskom(izmjenjivači topline, miješalice, itd.); kardan ili montažni okvir LRE na lansirnu raketu (okvir koji prima potisak je ujedno i element na kojem se sastavlja motor); često - upravljačke komore i mlaznice sa sistemima koji osiguravaju njihov rad; elementi opšte montaže (konzole, pričvršćivači, brtve). Po uređaju razlikuju blok raketne motore na tečnost, jednokomorni i višekomorni (sa napajanjem za više komora iz jednog TNA).

LRE sistemi za kontrolu mlaza spadaju u motore sa malim potiskom, njihova težina obično ne doseže 10 kg, a visina im je 0,5 m; masa mnogih LRE ne prelazi 0,5 kg, a stanu na dlan. Karakteristična karakteristika ovih LRE je rad u pulsnom režimu (za nekoliko godina rada letjelice, ukupan broj startova LRE može doseći nekoliko stotina hiljada, a vrijeme rada može doseći nekoliko sati). Ove LRE su jednozidne komore opremljene ventilima za pokretanje i zatvaranje goriva i dizajnirane su za pomicanje hrane gorivo visokog ključanja (dvokomponentno samozapaljivo ili jednokomponentno). Prikazani pritisak u komorama za sagorevanje LRE, određen uglavnom pritiskom prednabijanja rezervoara za daljinsko upravljanje i hidrauličkim otporom dovodnih vodova, je u rasponu od 0,7-2,3 MPa. U slučaju kada se plin za tlačenje rezervoara goriva nalazi u samim rezervoarima, njegov pritisak opada kako se gorivo troši, što dovodi do pogoršanja performansi LRE. Relativno visok specifični impuls LRE(do 3050 m/s za dvokomponentno gorivo i do 2350 m/s za hidrazin) postiže se zbog relativno velike veličine mlazne mlaznice, koja osigurava ekspanziju produkata sagorijevanja do vrlo niskog tlaka. Uprkos maloj apsolutnoj masi LRE reaktivnih upravljačkih sistema, njihova specifična masa je velika (sa smanjenjem potiska sa 500 na 1 N, povećava se sa približno 5 na 150 g/N).

LRE svemirske letjelice zauzimaju srednju poziciju po svojim karakteristikama između moćnih LRE lansirnih vozila i LRE reaktivni kontrolni sistemi. Njihov potisak pokriva raspon od stotina N do desetina kN i može biti neregulisan ili podesiv; mogu raditi neprekidno desetinke sekunde i nekoliko hiljada sekundi sa brojem pokretanja od 1 do nekoliko desetina. U navedenom LRE koriste se iste vrste goriva kao u LRE sistemi za kontrolu mlaza (jednokomponentno gorivo se koristi samo u LRE nizak potisak).

Planovi za dalja istraživanja svemira LRE igra veliku ulogu. Moćno LRE, dizajniran za isplativo korištenje efikasnih goriva, i dalje je u fokusu. Do 1981. stvoren je generator kiseonika i vodonika LRE sa potiskom od preko 2 MN, dizajniran da ubrza avion od lansiranja do ubacivanja u nisku orbitu Zemlje. Zahvaljujući napretku u oblasti kriogene tehnologije i termoizolacionih materijala, postaje izvodljivo kreirati LRE na goriva niske temperature koja razvijaju visok specifični impuls, za upotrebu u svemirskim letjelicama koje rade u svemiru. Napredak u razvoju LRE sa potiskom do nekoliko desetina kN, radeći na goriva koja sadrže fluor i njegove derivate (vidi, na primjer, RD-301), čini upotrebu fluornih goriva realnom LRE u gornjim stupnjevima rakete-nosača i u automatskim svemirskim letjelicama koje će letjeti do planeta. Tokom testova na klupi 1977., eksperimentalni kiseonik-vodonik LRE(potisak 0,1 MN), razvijen za ove namjene, postignut je specifični impuls od 4690 m/s. Eksperimentalna istraživanja se provode na različitim problemima stvaranja LRE on gorivo koje sadrži metal.

Uz razvoj za LRE novih goriva, u toku je potraga za tehničkim principima koji obezbeđuju dalje povećanje efikasnosti i smanjenje veličine i težine LRE. Poboljšanje parametara postignuto povećanjem pritiska u komori postaje sve manje primetno sa povećanjem pritiska, a poteškoće stvaranja LRE se sve više povećavaju. Povećanje ovog parametra iznad 25-30 MPa je neefikasno i teško izvodljivo. Pokazuje interesovanje za LRE, opremljen mlaznice sa centralnim tijelom. Kako bi se smanjili troškovi lansiranja tereta, LRE(za svemirske letjelice za višekratnu upotrebu), dizajnirane za nekoliko desetina letova i vijek trajanja od nekoliko sati uz malu količinu radova na održavanju između leta.

Povratak