Жидкостные ракетные двигатели

ЖРД в общем случае состоит из камер, турбонасосных агрегатов, газогенераторов, агрегатов автоматики, устройств для создания управляющих усилий, рамы, трубопроводов и вспомогательных устройств. ЖРД очень многообразны. Ниже рассматри­вается схема (рис. 2) изучаемого образца двигателя. По такой схеме выполнен отечественный ЖРД РД-214. Этот двигатель имеет насосную систему подачи компонентов топлива, однокомпонентный газогенератор, работает без дожигания генераторного газа. РД-214 является в СССР первым мощным серийным ракетным двига­телем. Он устанавливается на первой ступени ракеты-носителя "Космос". Основные элементы двигательной установки, представ­ленной на рис. 2, включают:

· баки основного топлива (1);

· бак вспомогательного топлива (2) (80 % -ый раствор Н₂0₂);

· перогазогенератор (реактор) (3);

· насосы горючего и окислителя (4);

· насос вспомогательного топлива (Н₂О₂) (5);

· турбину (6);

· камеру двигателя (7) (двигатель РД-214 включает блок из четы­рех камер, для упрощения рисунка на нем изображена одна камера);

· агрегаты автоматики (8);

· отбросное сопло (9).

Двигатель работает на высококипящем азотнокислотном окислителе и продуктах переработки керосина в качестве горючего. Его тяга (для блока четырех камеру) в пустоте составляет 740 кН.

Камеры двигателя жестко связаны по двум поясам болтами. Камеры - паяно-сварные, состоят из:

· смесительной головки;

· камеры сгорания;

· сопла.

Смесительная головка обеспечивает подвод компонентов топлива в камеру сгорания и их распыливание. В камере сгорания осуществляются процессы смесеобразования и сгорания компонентов топлива,

Камера имеет двойные стенки, между которыми установлены гофрированные проставки с продольными, вдоль оси, гофрами. С по­мощью пайки проставки связывают стенки камеры друг с другом, Для охлаждения камеры двигателя используется горючее, которое подается по двум патрубкам в коллектор на сверхзвуковой части сопла и по зазору между ее стенками поступает в смесительную головку. Камера изготавливается из хромоникелевых сталей аустенитно-мартенситного класса.

На блок камер двигателя, устанавливается турбонасосный агрегат (ТНА). ТНА состоит из турбины и трех центробежных на­сосов (окислителя, горючего и перекиси водорода). ТНА предназначен для подачи окислителя и горючего в камеру двигателя и перекиси водорода в парогазогенератор (реактор). Подача компо­нентов осуществляется насосами, которые приводятся в действие газовой турбиной. При изменении частоты вращения ТНА изменяет­ся расход компонентов топлива в камеру двигателя. Этим дости­гается регулирование тяги.

Турбина и насосы расположены на одном валу. Рабочим телом для турбины является парогаз, образующийся в реакторе. Парогаз, имеющий температуру около 800 К, подается под давлением Па в сопла турбины и затем на лопатки рабочего колеса. Отработанный парогаз собирается в выхлопном коллекто­ре турбины и отводится по выхлопным трубам к отбросным соплам, установленным на корпусе ракеты. Корпусы насосов, крышки, центробежные колёса изготавливаются из алюминиевых сплавов. Диск турбины, рабочие лопатки, вал выполняются из стали.

 

 

 

Система парогазогенерации предназначена для образования и подачи парогаза в турбину. Основными агрегатам системы являются бак для перекиси водорода и реактор (парогазогенератор).Применяется 80 % - ый водный раствор перекиси водорода. Из блока перекись водорода подается в реактор. В реакторе происходит процесс каталитического разложения перекиси водорода по уравнению:

 

Н₂О₂ катализатор Н₂О + 0,5 О₂ + Q.

 

В качестве катализаторов используется перманганаты щелочных металлов (NaMnO₄; KMnO₄). Тепло, выделяющееся при разложении раствора перекиси водорода, затрачивается на испарение балластной воды и подогрев паров воды и молекулярного кислорода, именуемой парогазом.

Запуск двигателя осуществляется посредством самовоспламеняющегося топлива. Для этой цели используются пусковое го­рючее, которое с основным окислителем образует самовоспламеняю­щееся топливо. При пуске в начале срабатывает автоматика сис­темы парогазогенерации. При этом перекись водорода под дейст­вием давления наддува бака и статического давления столба жид­кости поступает в реактор. Образующийся парогаз поступает на турбину, которая раскручивается и приводит в действие насосы. Насосы подают окислитель и пусковое горючее в камеру двигателя, начинается горение. За пусковым горючим следует основное горючее, и двигатель набирает тягу до номинального значения.

Выключение двигателя производится в две ступени. При достижении летательным аппаратом скорости близкой к заданной подается предварительная команда на выключение двигателя. При этом уменьшается расход перекиси водорода, снижаются обороты ТНА и двигатель переводится на меньшую тягу. При достижении летательным аппаратом заданной скорости подается главная коман­да на выключение двигателя, в результате прекращается доступ окислителя и горючего в камеру сгорания, прекращается подача перекиси водорода в реактор и ТНА останавливается.