Механика космического полета в элементарном изложении - Левантовский В.И.
Скачать (прямая ссылка):
Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД)-В этих двигателях горючее (например, керосин, спирт, гидразин, жидкий водород) и окислитель (например, жидкий кислород, азотная кислота, перекись водорода) помещаются в отдельных баках. Совокупность горючего и окислителя называется ракетным топливом. С помощью специальных насосов или под давлением горючее и окислитель подаются в камеру сгорания. Истечение продуктов сгорания происходит через особой формы раструб, называемый соплом (рис. 5). Иногда двигатель может содержать несколько камер (каждая со своим соплом), объединенных общей системой подачи топлива. Многокамерность позволяет, при той же тяге, уменьшать общую длину двигателя и, в конечном счете, облегчить ракету. Четырехкамерными, например, являются советские двигатели РД-107 и РД-108, которые используются в советских ракетах «Восток» с 1957 г. [1.7].
В камерах сгорания современных ракет развивается температура более 4000 К (иногда достигает почти 5000 К) [1.8]. Стенки камеры Делаются из особо жаропрочных материалов и подвергаются специальному охлаждению: внутри них по трубкам циркулирует
иопло
Рис. 5. Схема жидкостного ракетного двигателя с насосной подачей топлива. 36 ГЛ. 1. ДВИГАТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
холодное топливо перед поступлением в камеру. Благодаря этому стенки камеры сгорания охлаждаются до 1000 К.
Требование возможно меньшего молекулярного веса продуктов сгорания заставляет химиков искать ракетные топлива, состоящие из химических элементов с небольшим атомным весом (занимающих 10 первых мест в таблице Менделеева, за исключением инертных газов) 11.6]. Теоретические расчеты показывают, что самые выгодные комбинации горючих и окислителей, характеризующиеся сравнительно малым молекулярным весом продуктов сгорания и высокой теплотворностью, при высоких давлениях (до сотен атмосфер) в камере сгорания не смогут дать скорость истечения газов во всяком случае более 4,5—5 км/с, причем предел уже фактически почти достигнут.
В ЖРД нижних ступеней современных ракет-носителей используются, как правило, углеводородные горючие (керосины и их производные) и жидкий кислород в качестве окислителя; подобные топлива дают скорости истечения порядка 3 км/с и несколько выше (рекорд принадлежит, по-видимому, советскому двигателю РД-119, в котором топливо на кислороде и несимметричном диметилгидразине дает скорость истечения 3,45 км/с). Сочетание же жидкий водород + жидкий кислород обеспечивает скорость истечения до 4,2 км/с, а замена жидкого кислорода жидким фтором позволит достичь скорости истечения 4,5 км/с [1.9] х).
Жидкий фтор чрезвычайно трудно использовать из-за его коррозионного действия, ядовитости и возникающей при его применении пожароопасности и опасности для окружающей среды. Однако ожидается, что в будущем может стать возможным использование жидкого фтора на верхних ступенях космических ракет [1.10] и в орбитальных разгонных блоках. Использование жидкого водорода затрудняется тем обстоятельством, что он имеет весьма малую плотность, вследствие чего оказывается велика масса содержащих его баков. Не малы также трудности содержания жидкого водорода при температуре—253 0C [1.8]. В настоящее время кислородно-водород-ное топливо применяется на верхних ступенях ракет-носителей, где потребное количество водорода может быть не слишком велико.
Наряду с кислородно-керосиновыми и кислородно-водородными топливами находят широкое применение высококипящие топлива, компоненты которых являются жидкостями в обычных условиях. Они, например, используются в советских двигателях РД-214 v РД-216, применяющихся в ракетах серии «Космос». Такие топлив' дают меньшую скорость истечения, чем кислородно-керосиновыь
х) Здесь и ниже указываются эффективные скорости истечения в вакууме, которые на 10—30% выше скоростей истечения на уровне моря [19] В литературе иногда указываются и несколько большие значения скоростей истечения для ЖРД, но никогда не превышающие 5 км/с. § 4. ТЕРМОХИМИЧЕСКИЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
37
топлива, но обладают большей плотностью (скорость истечения для РД-216 равна 2,86 км/с) [1.7, 1.10].
Тяги жидкостных двигателей, уже применяющихся на ракетах, достигают многих сотен тонн. Значительный эффект получается объединением нескольких двигателей в связки.
Самым мощным из построенных до сих пор ракетных двигателей является американский ЖРД F-1. Его тяга составляет в вакууме 793 тс. Двигатель имеет массу около Ют, максимальный размер (по срезу сопла) составляет 2,9 м. Ежесекундно расходуется около
1 т горючего (керосин RP-1) и 2 т окислителя (жидкий кислород); удельный импульс — 260 с. Этот двигатель использовался в лунной р а кете-носителе «Сатурн-5».
В США испытывался кислородно-водородный ЖРД M-I с такой же тягой. Использовавшийся на верхних ступенях ракеты-носителя «Сатурн-5» кислородно-водородный ЖРД J-2 развивает в вакууме тягу до 104,4 тс; скорость истечения равна 4,17 км/с.
Мощные ЖРД (одиночные и в связках) способны сообщить реактивное ускорение, в несколько раз превышающее ускорение свободного падения g=9,8 м/с2. Их действие, однако, продолжается лишь несколько минут. При малом секундном расходе рабочего тела другие ЖРД (например, рулевые), работающие в режиме малой тяги, способны действовать несколько часов и создавать ускорения, в десятки раз меньшие g.
