VI. Двигательная установка космического аппарата

 

Двигательная установка КА ─ система КА, обеспечивающая его движение в пространстве. Преобразует различные виды энергии в механическую, при этом могут отличаться как источники энергии, так и сами способы преобразования. Каждый способ имеет свои преимущества и недостатки, их исследования и поиск новых вариантов продолжается по сей день. Наиболее распространённый тип двигательной установки космического аппарата ─ химический ракетный двигатель, в котором газ с высокой скоростью истекает из сопла Лаваля.

Кроме этого, распространение получили реактивные установки без сжигания топлива, в том числе электроракетные двигатели, силовые гироскопы и другие. Перспективными двигателями являются установки на основе солнечного паруса.

 

Маршевый двигатель

Жидкостный ракетный двигатель ─ химический ракетный двигатель, использующий в качестве ракетного топлива жидкости, в том числе сжиженные газы. По количеству используемых компонентов различаются одно-, двух- и трёхкомпонентные ЖРД. Ракеты-носители и двигательные установки различных космических аппаратов являются преимущественной областью применения ЖРД.

 

Преимущества ЖРД:

 

· Самый высокий удельный импульс в классе химических ракетных двигателей (свыше м/с для пары кислород ─ водород, для пары керосин ─ кислород м/с).

 

· Управляемость по тяге: регулируя расход топлива, можно изменять величину тяги в большом диапазоне и полностью прекращать работу двигателя с последующим повторным запуском. Это необходимо при маневрировании аппарата в космическом пространстве.

 

 

· При создании больших ракет, например, носителей, выводящих на околоземную орбиту многотонные грузы, использование ЖРД позволяет добиться весового преимущества по сравнению с твёрдотопливными двигателями. Во-первых, за счёт более высокого удельного импульса, а во-вторых за счёт того, что жидкое топливо на ракете содержится в отдельных баках, из которых оно подаётся в камеру сгорания с помощью насосов. За счёт этого давление в баках существенно (в десятки раз) ниже, чем в камере сгорания, а сами баки выполняются тонкостенными и относительно лёгкими. В РДТТ контейнер топлива является одновременно и камерой сгорания, и должен выдерживать высокое давление (десятки атмосфер), а это влечёт за собой увеличение веса. Чем больше объём топлива на ракете, тем больше размер контейнеров для его хранения, и тем больше сказывается весовое преимущество ЖРД по сравнению с РДТТ, и наоборот: для малых ракет наличие турбонасосного агрегата сводит на нет это преимущество.

 

В настоящее время для химических ракетных двигателей достигнут предел энергетических возможностей топлива, и поэтому теоретически не предвидится возможность существенного увеличения их удельного импульса, а это ограничивает возможности ракетной техники, базирующейся на использовании химических двигателей, уже освоенными двумя направлениями:

1. Космические полёты в околоземном пространстве.

2. Исследование космоса в пределах Солнечной системы с помощью автоматических межпланетных станций.

 

Существует довольно большое разнообразие схем устройства ЖРД, при единстве главного принципа их действия. Рассмотрим устройство и принцип действия ЖРД на примере двухкомпонентного двигателя с насосной подачей топлива, как наиболее распространённого, схема которого стала классической. Другие типы ЖРД (кроме трёхкомпонентного) являются упрощёнными вариантами рассматриваемого, и при их описании достаточно будет указать упрощения.

 

 

 

Рис. 7. Схема двухкомпонентного ЖРД:

1 ─ магистраль окислителя; 2 ─ магистраль горючего; 3 ─ насос окислителя; 4 ─ насос горючего; 5 ─ турбина; 6 ─ газогенератор; 7 ─ клапан газогенератора (окислитель); 8 ─ клапан газогенератора (горючее); 9 ─ главный клапан окислителя; 10 ─ главный клапан горючего; 11 ─ выхлоп турбины; 12 ─ смесительная головка; 13 ─ камера сгорания; 14 ─ сопло.

 

На рис. 7 схематически представлено устройство ЖРД. Компоненты топлива ─ горючее (1) и окислитель (2) поступают из баков на центробежные насосы (3, 4), приводимые в движение газовой турбиной (5). Под высоким давлением компоненты топлива поступают на форсуночную головку (12) ─ узел, в котором размещены форсунки, через которые компоненты нагнетаются в камеру сгорания (13), перемешиваются и сгорают, образуя нагретое до высокой температуры газообразное рабочее тело, которое, расширяясь в сопле, совершает работу и преобразует внутреннюю энергию газа в кинетическую энергию его направленного движения. Через сопло (14) газ истекает с большой скоростью, сообщая двигателю реактивную тягу.

 

Современный ЖРД снабжается довольно сложной автоматикой, которая должна выполнять следующие задачи:

· Безопасный пуск двигателя и вывод его на основной режим.

· Поддержание стабильного режима работы.

· Изменение тяги в соответствии с программой полёта или по команде внешних систем управления.

· Отключение двигателя по достижении космическим аппаратом заданной орбиты (траектории).

· Регулирование соотношения расхода компонентов.

 

Система автоматического управления двигательной установкой включает в себя датчики давления и расхода в разных точках топливной системы, а исполнительными органами её являются главные клапаны ЖРД и клапаны управления турбиной (на рис. 7 ─ позиции 7, 8, 9 и 10).

ЖРД часто помимо основной функции ─ создание тяги, выполняют также роль органов управления полётом. В современных системах управления ракетами используются поворотные камеры ЖРД, которые крепятся к несущим элементам корпуса ракеты с помощью шарниров, позволяющих поворачивать камеру в одной или двух плоскостях. Компоненты топлива подводятся к камере с помощью гибких трубопроводов ─ сильфонов. При отклонении камеры от оси, параллельной оси ракеты, тяга камеры создаёт требуемый управляющий момент. Поворачиваются камеры гидравлическими или пневматическими рулевыми машинками, которые исполняют команды, вырабатываемые системой управления ракетой.

 

Помимо поворотных камер, иногда используются двигатели, служащие только для целей управления и стабилизации космического аппарата. Две камеры с противоположно направленными соплами жёстко закрепляются на корпусе аппарата таким образом, чтобы тяга этих камер создавала момент силы вокруг одной из главных осей аппарата. Соответственно, для управления по двум другим осям также устанавливаются свои пары управляющих двигателей. Эти двигатели включаются и выключаются по команде системы управления аппаратом, разворачивая его в требуемом направлении. Такие системы управления обычно используются для ориентации летательных аппаратов в космическом пространстве.