محركات الصواريخ. محرك الصواريخ السائلة الصواريخ الصلبة: التكوينات

2.2.2.2. تأثير الضغط والغلاف الجوي للأرض على حركة الأقمار الصناعية

2.2.2.3. النماذج الباليستية لحركة الأقمار الصناعية

2.2.4. ظروف الطيران الباليستية للمركبة الفضائية

2.2.5. مدارات خاصة للأقمار الصناعية الأرضية

2.2.5.1. المدارات الثابتة بالنسبة للأرض

2.2.5.6. الميل الحرج ومدارات مولنيا

الفصل 2.3. الرحلات الجوية بين المدارات للمركبات الفضائية

2.3.1. مفهوم السفر إلى الفضاء. رحلة مع التوجه النهائي، رحلة الدافع

2.3.2. قوة رد الفعل. صيغة تسيولكوفسكي

2.3.4. الشروط اللازمة للطيران الأمثل

2.3.5. حالة مجال الجاذبية المركزي النيوتوني

2.3.6. بعض الرحلات الجوية الاندفاعية

2.3.7. الانتقالات بين المدارات الدائرية

2.3.8. الرحلات الجوية المثالية مع التوجه النهائي

2.4.1. التحكم في المدار الثابت بالنسبة للأرض

2.4.2. الحفاظ على مدارات إهليلجية للغاية

2.4.3. الحفاظ على ملف تعريف ارتفاع الرحلة لمحطة الفضاء الدولية

2.4.4. الحفاظ على التزامن الشمسي لمدار دائري

2.4.5. الحفاظ على استقرار التوقيت المحلي لمرور العقدة الصاعدة لـ MTR الدائري

2.4.6. ارتفاع المدار الدائري المنخفض والتحكم في المسار

2.4.7. فصل الأقمار الصناعية في مدار دائري

الفصل 2.5. أنظمة الأقمار الصناعية

2.5.1. أنظمة الأقمار الصناعية وتصميمها الباليستي

2.5.2. أنظمة الأقمار الصناعية ذات التغطية المستمرة للمنطقة في مدارات دائرية

2.5.2.1. أنظمة الأقمار الصناعية المعتمدة على نطاقات التغطية المستمرة

2.5.2.2. أنظمة الأقمار الصناعية الصحيحة حركيا

2.5.3. أنظمة الأقمار الصناعية للمسح الدوري للمناطق في مدارات دائرية

2.5.3.1. المتطلبات الأساسية لإنشاء النظرية الحديثة للمراجعة الدورية

2.5.3.2. أنظمة الأقمار الصناعية العادية

2.5.3.3. عناصر نظرية الطريق لتحسين أنظمة الأقمار الصناعية للمراجعة الدورية

2.5.3.4. بعض أنماط الحلول الأمثل

2.5.4. أنظمة الأقمار الصناعية للعرض المحلي المستمر في المدارات الإهليلجية

2.5.5. التحكم بأنظمة الأقمار الصناعية في المدارات الدائرية

الفصل 2.6. المسارات القمرية وبين الكواكب

2.6.1. المسارات القمرية للمركبات الفضائية

2.6.2. مسارات الطيران إلى الكواكب والكويكبات والمذنبات

الفصل 3.1. أنواع (تصنيف) التكوينات الديناميكية الهوائية

3.1.3. تخطيطات متعددة الكتل مع تقسيم طولي للمراحل

3.1.4. تخطيطات متعددة الكتل مع تقسيم طولي للمراحل والحمولات المركبة

3.1.5. عناصر هيكلية بارزة وقابلة للفصل

3.3.1. طرق البحث التجريبي

3.3.3. الاختبارات التناظرية

3.3.4. الطرق العددية لحساب الخصائص الديناميكية الهوائية للصواريخ

3.4.1. تأثير الرياح على الصاروخ أثناء الإطلاق والنقل. تأثير مرافق الإطلاق ووحدات النقل

3.4.2. أحمال الرياح بالقرب من الأرض

3.4.3. الأحمال المحلية عند التدفق حول تدفق ثابت

3.4.4. الأحمال الديناميكية الهوائية الموزعة

3.4.5. الاستقرار الساكن

3.4.6. الخصائص الديناميكية الهوائية لأجهزة التثبيت

3.4.8. مرحلة الصواريخ الانفصالية

3.4.9. الخصائص الديناميكية الهوائية الدائرية للأجسام الدورانية

3.4.11. التأثير الديناميكي الهوائي على الحمولة أثناء فصل اللوحات الانسيابية

3.4.12. الديناميكا الهوائية للمراحل القابلة للفصل والعناصر الهيكلية. مناطق السقوط (الاستبعاد)

3.5.3. تأثير المحركات النفاثة على الخصائص الديناميكية الهوائية

3.5.4. التحميل الديناميكي الهوائي للعناصر الهيكلية البارزة. طرق تقليل الحمل

3.5.5. الخصائص الديناميكية الهوائية لكتل الصواريخ متعددة الكتل أثناء فصلها

3.6.4. تصريف العناصر الهيكلية

3.6.5. النقل الجوي

الفصل 3.7. التحكم في درجة حرارة مقصورات الصاروخ أثناء إعداد الأرض

3.7.1. المهام الحرارية. قيود. طرق الحل

3.8.2. تصنيف قاذفات وفقا لمخططات التصميم الخاصة بهم

3.8.4. ملامح العمليات الحرارية في البداية

الفصل 3.10. الجو الجوهري للمركبة الفضائية وتأثيره على عمل الأجهزة والأنظمة

3.10.1. دراسات تجريبية للجو الخارجي الخاص بالمركبات والمحطات الفضائية

3.10.2. خصوصيات تغيرات الضغط في الأجزاء غير المضغوطة من الأقمار الصناعية المستقرة بالنسبة إلى الأرض

الفصل 3.11. تلوث أسطح المركبات الفضائية وطرق الحد منه

الفصل 3.12. الديناميكا الهوائية للمركبات النزول

3.13.2. النيازك

3.13.3. الحطام الفضائي

3.13.4. حساب احتمالية عدم تعطل المركبة الفضائية بسبب النيازك والجسيمات التي من صنع الإنسان

3.13.5. تأثير النيازك الدقيقة والجزيئات التي من صنع الإنسان على سطح المركبة الفضائية

3.14.2. الصوتيات ونبضات الضغط أثناء إطلاق الصاروخ

3.14.3. التأثيرات الجوية الصوتية على الصواريخ أثناء الطيران

3.14.4. التأثيرات الصوتية على المركبات الفضائية أثناء إعداد الأرض وأثناء الطيران

4.2.1. أغراض التصنيف

4.2.3. تصنيف منهجي

الفصل 4.3. إنشاء المجمعات الفضائية

4.3.2. مبادئ الجودة والموثوقية

4.3.3. إجراءات إنشاء المجمعات الفضائية

5.1.1. الأسس النظرية لتصميم الطائرات

5.2.2. مخطط دراسة متعددة المستويات لتحديث نظام الصواريخ. تكوين المشاكل والنماذج الرياضية

5.2.4. مشكلة تحسين معلمات تعديلات الطائرات. النموذج الرياضي

5.2.6. دراسة فعالية تحديث جمهورية كازاخستان

5.2.7. تحليل تعديل الطائرات بمحرك صاروخي يعمل بالوقود الصلب في ظل وجود عوامل غير منضبطة

5.3.3. تصميم خزان الوقود

5.3.4. قذائف أسطوانية

الفصل 5.5. نماذج وطرق لدراسة ثبات الصواريخ الباليستية وإمكانية التحكم بها

5.5.3. دراسة ثبات التذبذبات الطولية لـ BR

القسم 6. وسائل الاستخراج

الفصل 6.1. مفهوم عام

6.2.3 مركبات الإطلاق "Cyclone"، "Zenit"، "Zenit 3 SL"

6.3.3. مكوك الفضاء MTKS

الفصل 6.4. كتل التسارع

6.4.1. كتل التسريع اكتب DM

6.4.2. كتل تسريع من نوع النسيم

6.4.3. نوع الفريجات المراحل العليا

الفصل 7.1. محركات الصواريخ السائلة

7.1.1. رسم تخطيطي لمحرك الصاروخ

7.1.3.1. يطلق

7.1.3.2. تشغيل محرك الصاروخ أثناء الطيران

7.1.3.3. أتمتة محرك الصاروخ السائل

7.1.3.4. ضمان العمليات المستدامة

7.1.4. آلة تصوير

7.1.4.1. حساب ديناميكي الغاز

7.1.4.2. ملف تعريف الكاميرا

7.1.4.3. الحساب الحراري للغرفة

7.1.4.4. بناء الكاميرا

7.1.4.5. صنع كاميرا

7.1.5. مولد غاز

الفصل 7.2. اختبار مقاعد البدلاء لأنظمة الدفع

7.2.1. مهمة التطوير

7.2.2. منهجية الاختبار التجريبي لأنظمة الدفع الصاروخي التي تعمل بالوقود السائل

7.2.4. اختبار شامل للأنظمة الهوائية الهيدروليكية وأنظمة الدفع

الفصل 8.1. إطلاق أنظمة التحكم في المركبات

8.1.1. الغرض ونطاق تطبيق نظام التحكم في مركبة الإطلاق

8.1.3. الهيكل الوظيفي والأجهزة لأنظمة التحكم في مركبة الإطلاق

8.1.4. مجمع الحوسبة على متن الطائرة وتفاعل الأنظمة ذات الصلة

8.1.5. الملاحة والتوجيه. إدارة المحطة

8.1.6. دقة التحكم في إطلاق الحمولة

8.1.7. مراحل تطوير أنظمة التحكم في مركبات الإطلاق

8.1.9. موثوقية ومقاومة أنظمة التحكم للتدخل

8.1.10. تنظيم ومعالجة تدفقات المعلومات حول تشغيل أنظمة التحكم

8.1.11. اتجاه تطوير أنظمة التحكم في إطلاق المركبات

8.2.1. معدات نظام التحكم على متن الطائرة

8.2.2. البرامج الموجودة على متن الطائرة

8.2.4. معدات نظام التحكم الأرضي

الفصل 8.3. أنظمة الفصل

8.3.1. متطلبات أنظمة الفصل

8.3.2. الأنواع الرئيسية لأنظمة الفصل

8.3.3. العناصر التنفيذية لأنظمة الفصل

8.3.4. القوى المؤثرة على الأجسام المنفصلة

8.3.5. حساب أنظمة الفصل

8.3.6. الاختبار التجريبي لأنظمة الفصل

8.3.7. حساب الموثوقية

8.5.1. نظام تفريغ الخزان في وقت واحد

8.5.2. مطلوب خزان تعزيز الضغط

الفصل 8.6. التحكم في الدفع

الفصل 8.7. الهيئات التنفيذية

الفصل 8.8. محركات المحركات لأنظمة التحكم

القسم 7

محركات الصواريخ السائلة المخصصة لإطلاق الصواريخ

محركات الصواريخ السائلة

7.1.1. رسم تخطيطي

الغرض من محركات الدفع الصاروخية هو ضمان تسريع مراحل مركبة الإطلاق إلى سرعة معينة. تتفوق هذه المحركات على المحركات الأخرى التي تعمل بالوقود السائل من حيث الدفع (من مئات الكيلونيوتن إلى عشرات الميجانيوتن). وهي مصممة عادةً للتشغيل لمرة واحدة (باستثناء محركات الصواريخ السائلة لبعض المراحل العليا من مركبة الإطلاق) والتشغيل لمدة 2...10 دقيقة. تستخدم هذه المحركات (المشار إليها فيما يلي ببساطة باسم محركات الدفع السائل) وقود الصواريخ السائل الذي ينتمي إلى فئة مكونين - يتكون من مؤكسد ووقود، ويتم تخزينهما في خزانات وقود منفصلة لنظام الدفع الصاروخي.

تم تجهيز أول مركبة إطلاق فضائية سوفيتية بخمسة محركات صاروخية تعمل بالوقود السائل (RD 107 وRD 108) بقوة إطلاق إجمالية قدرها 4 مليون نيوتن مع الوقود: الأكسجين السائل - الكيروسين. تم تشغيل محركات TPU بواسطة منتجات التحلل الحفزي لبيروكسيد الهيدروجين المركز. منذ أوائل الستينيات. تستخدم المركبات ذات الجهد المنخفض محركات تعمل بالوقود السائل تعمل بوقود عالي الغليان، وكلا المكونين عبارة عن سوائل في نطاق واسع من الظروف البيئية. وتشمل هذه المواد المؤكسدة والمواد القابلة للاشتعال التي تشتعل ذاتيًا عند ملامستها للمحرك الذي يعمل بالوقود السائل، وهو عامل موثوق به

بدء تشغيل المحرك. في منتصف الستينيات. V

أنشأ اتحاد الجمهوريات الاشتراكية السوفياتية محركات صاروخية قوية تعمل بالوقود السائل ذات حجرة واحدة مع احتراق لاحق على مكونات عالية الغليان، وفي الولايات المتحدة - محركات صاروخية تعمل بالوقود السائل تستخدم وقود الأكسجين والهيدروجين مع محرك THA بواسطة الهيدروجين المسخن في غلاف التبريد للغرفة. منذ عام 1981، تم استخدام محركات صاروخية تعمل بالوقود السائل بالأكسجين والهيدروجين مع احتراق لاحق، والتي تعمل من إطلاق مركبة صاروخية (مكوك فضائي) حتى تسليم الحمولة إلى مدار أرضي منخفض.

في الثمانينات تم إنشاء ما يلي في اتحاد الجمهوريات الاشتراكية السوفياتية: أقوى محرك صاروخي يعمل بالوقود السائل في العالم RD 170 باستخدام الأكسجين مع الكيروسين بقوة دفع تبلغ حوالي 8 مليون نيوتن و RD 120 باستخدام نفس الوقود بقوة دفع تبلغ حوالي 0.9 مليون نيوتن. يكون

تم استخدامه في المرحلتين الأولى والثانية من مركبة الإطلاق Zenit (برنامج Sea Launch). في مطلع القرن، تم إنشاء محرك كيروسين الأكسجين RD 180 في روسيا بقوة دفع تبلغ حوالي 4 ملايين نيوتن، وتم استخدامه في مركبات الإطلاق Atlas 3 وAtlas 5 (الولايات المتحدة الأمريكية).

يتم إنشاء دفع محرك الصاروخ الذي يعمل بالوقود السائل في الغرفة (الشكل 7.1.1)، حيث يتم تحويل الطاقة الكيميائية المحتملة للوقود إلى الطاقة الحركية لنفاثة الغاز التفاعلية. تحتوي الغرفة على غرفة احتراق أسطوانية (CC) مزودة برأس خلط، حيث يحدث احتراق الوقود عند ضغط يصل إلى 5...30 ميجا باسكال، وفوهة نفاثة لافال لتسريع الغاز الناتج عالي الحرارة إلى سرعات تفوق سرعة الصوت (ما يصل إلى إلى م 4)؛ في هذه الحالة، يمكن أن تنخفض درجة حرارة الغاز بمقدار 2-3 مرات، والضغط بآلاف المرات. يتم قياس كثافة التدفق الحراري في الغرفة q (كمية الحرارة التي تمر لكل وحدة زمنية عبر وحدة مساحة سطح الغرفة) بعشرات ميغاواط / م 2،

أرز. 7.1.1. غرفة محرك الصاروخ السائل والتغيرات في معلمات تدفق الغاز على طوله:

1 - رأس الخلط KS؛ 2 - مساحة عمل كانساس؛ 3 ، 4 - أجزاء الفوهة دون سرعة الصوت والأسرع من الصوت على التوالي

أدجيان أ.ب.، أكيم إ.ل.، أليفانوف أو.م.، أندريف أ.ن. تكنولوجيا الصواريخ والفضاء. الهندسة الميكانيكية. موسوعة. T. IV-22 في كتابين. كتاب واحد

	الفصل 7.1. محركات الصواريخ السائلة

والحفظ	السلامة الهيكلية	يتم تنفيذ محركات الصواريخ السائلة وفقًا لنوعين رئيسيين
يتم تبريد غرفها بجزء من الوقود (عادة		المخططات الوظيفية: بدون حرق لاحق
ولكنها قابلة للاشتعال) قبل حرقها (المجدد		غاز nerator في الغرفة ومع الحرق اللاحق.
نظام التبريد tive). كوم الوقود		في الحالة الأولى (الشكل 7.1.2) يتم تنشيط الغاز
يتم تغذية المكونات إلى الغرفة بواسطة مضخة توربينية		على توربينات عالية الانخفاض تقريبًا
وحدة (TNA)، تتضمن عادة المحور		تصل إلى 0.15 ميجاباسكال ثم توجه للقسم
مضخات الطرد المركزي والتوربينات المحورية		أنبوب العادم، قسم النهاية
الذي يدور مع الغاز الناتج في الغاز4		غرفة أو في فوهة خاصة (في محرك صاروخي سائل
nerator (GG) أثناء احتراق جزء من السائل		المراحل العليا من مركبة الإطلاق). بسبب انخفاض درجات الحرارة
الوقود مع وجود فائض كبير من واحد من		المعلمات الديناميكية لغاز المولد
عناصر.		لقيمة الدفع النوعي I y لمحركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل

أرز. 7.1.2. رسم تخطيطيمحرك الصاروخ السائل RD 252:

1 - 2، 4، 5 - صمامات بيروفية مغلقة؛ 3 - زز؛ 6 - منظم الجر الكهربائي. 7 - مثبت نسبة مكونات الوقود. 8 - صمام الاختيار. 9 - صمام البداية. 10، 11 - صمامات فصل الغشاء الحراري؛ 12 - دواسة الوقود لنظام تفريغ الخزان (TDS) بمحرك كهربائي. 13 - مضخة وقود الطرد المركزي اللولبية ؛ 14 - مضخة مؤكسد لولبية للطرد المركزي. 15 - توربينات TNA؛ 16 - بايروستارتر. 17 - صمام إغلاق الوقود. 18 - أنت

فوهة القطن TNA

		رسم تخطيطي

تبين أن تكون أقل من الكاميرا. بويتو			يتطلب محرك TNA الكثير من الغاز (ما يصل إلى 80%
يُنصح باستخدام مخطط mu بدون حرق ما يصل إلى			من معدل التدفق عبر الغرفة عند p إلى 15 ميجا باسكال)،
المستوى p إلى 7...10 ميجا باسكال، عند تشغيل محرك الأقراص			يتم استخدام GGs المؤكسدة في كثير من الأحيان (باستثناء
لا يلزم أكثر من 3 صناديق		شائع	محركات الصواريخ السائلة التي تعمل بوقود الهيدروجين
محرك الوقود (مع		خسائر أنا على	ryuchem بسبب الديناميكا الحرارية العالية
وصول محرك TNA		إضافي	خصائص السماء). وفي نفس الوقت كل
زيادة في p يؤدي إلى		عدد الكيلومترات	كتلة المؤكسد التي يستهلكها محرك الصاروخ الذي يعمل بالوقود السائل، s
تشغيل مولد الغاز على ارتفاع منخفض			نسبة كبيرة من الوقود السائبة
أعد تشغيل التوربين ثم احرقه			الذي يتم ضخه في مجرى الريجين
الغرفة مع بقية الوقود الذي			التبريد الفعال للغرفة.
يلغي الخسائر أنا ذ. المتانة غير مبردة			مخطط مع حرق المؤكسد هكتار
مسار التوربينات محدود بـ			لـ (الشكل 7.1.3 و7.1.4) يسمح لك بتنفيذ p to
درجة حرارة المولد	حجم الغاز		عند مستوى حوالي 30 ميجا باسكال. للمزيد
850 كلفن مع المؤكسد الزائد و 1300 كلفن -			زيادة كبيرة في p k ضرورية هكتار
مع الوقود الزائد. هذا الظرف			تطهير جميع أنواع الوقود قبل الاحتراق اللاحق
جنبا إلى جنب مع انخفاض الوزن الجزيئي			الكاميرا، والتي سوف تتطلب استخدام اثنين من GGs:
الحد من الغاز،		محدد سلفا	الأكسدة والاختزال (مخطط
زيادة أدائها وطاقتها			"غاز - غاز")، وبالتالي، توربينان في
فائدة وراثية لمحركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل دون دوجي			نظام إمداد محرك الصاروخ السائل. على المستوى الحديث
جانيا. ومع ذلك، في محرك صاروخي يعمل بالوقود السائل مع احتراق لاحق، أين			التكنولوجيا هي الأداة الرئيسية للتنمية

أرز. 7.1.3. رسم تخطيطي لمحرك الصاروخ الذي يعمل بالوقود السائل RD 253:

1 - خط أنابيب الغاز. 2 - زز؛ 3، 4، 14 - صمامات بيروفية مغلقة؛ 5 - منظم الجر الكهربائي. 6 - توربينات TNA؛ 7 - مضخة معززة نفاثة. 8، 10 - صمامات فصل الغشاء الحراري؛ 9 - مضخة الأكسدة اللولبية بالطرد المركزي. 11، 12 - مضخة وقود لولبية ذات طرد مركزي على مرحلتين؛ 13 - خنق SOB بمحرك كهربائي. 15- الكاميرا. لا يظهر ضغط الخزان واستخراج الوقود إلى جهاز التوجيه (الاستهلاك الإجمالي: المؤكسد - 2.13 كجم/ثانية، الوقود 1.51 كجم/ثانية)

أرز. 7.1.4. رسم تخطيطي لمحرك الصاروخ الذي يعمل بالوقود السائل RD 120:

1 - منظم الجر الكهربائي؛ 2 - مضخة وقود لولبية (على مرحلتين) ؛ 3 - خنق SOB بمحرك كهربائي؛ 4 - صمام الوقود الرئيسي (بدء التشغيل) ؛ 5 - مضخة مؤكسد الطرد المركزي اوجير. 6 - صمام حزام تبريد ستارة الغرفة؛ 7 - الكاميرا. 8 - توربينات المضخة الرئيسية. 9 - زز؛ 10 - صمام إغلاق الوقود. 11 - صمام المؤكسد الرئيسي (بدء التشغيل والإيقاف) ؛ 12 - مبادل حراري هيليوم لضغط الخزان؛ 13 - معزز TNA للمؤكسد. 14 - صمام الاختيار. 15- مضخة الوقود المعززة . خطوط التحكم بالهليوم غير معروضة

الصمامات ونظام التشغيل (بما في ذلك الحاوية ذات التركيبة الحارقة)

إن المحرك الذي يعمل بالوقود السائل والذي يؤثر على الكمال الفني للتصميم المصمم هو (بالنسبة للوقود المختار) المعلمة pk، مع زيادة تزيد فيها Iу ويتم تقليل أبعاد الغرفة ومحرك الدفع السائل بأكمله. ومع ذلك، يصاحب ذلك زيادة في قوة المضخة وزيادة الصعوبات

إنشاء محركات صاروخية تعمل بالوقود السائل.

7.1.2.

تجميع الوحدات. يتضمن محرك الدفع السائل (الشكل 7.1.5-7.1.8)، بالإضافة إلى الحجرة، مضخة وقود ومولد غاز، وكذلك خطوط أنابيب سائلة وغازية، وأجهزة وأنظمة إطلاق؛ وحدات التشغيل الآلي مع محركات كهربائية وأنظمة وأجهزة تعمل بالهواء المضغوط والحراري والهيدروليكي

إدارة عمليات LRE؛ وحدات نظام الحماية في حالات الطوارئ؛ أجهزة استشعار نظام القياس عن بعد؛ جذوع الكابلات الكهربائية لتزويد الإشارات إلى وحدات التشغيل الآلي واستقبال الإشارات من أجهزة استشعار القياس عن بعد؛ الأغطية والشاشات التي تضمن درجة الحرارة المناسبة في حجرة المحرك لمركبة الإطلاق وتمنع ارتفاع درجة الحرارة أو التبريد الزائد للعناصر الفردية؛ وحدات ضغط الخزان (المبادلات الحرارية، الخلاطات، إلخ)؛ في كثير من الأحيان - توجيه محركات الصواريخ والغرف والفوهات التي تعمل بالوقود السائل بأنظمة تضمن تشغيلها. يمكن أن تكون محركات الصواريخ السائلة أحادية أو متعددة الغرف، مع عدة غرف تعمل بمضخة واحدة. في المراحل الأولى من مركبة الإطلاق، غالبًا ما يتم استخدام محركات الدفع السائل - من مجموعة من كتل المحرك (الوحدات) المتماثلة المتصلة بواسطة مشترك

مخطط التثبيت الإنشائي لـ LPRE

أرز. 7.1.5. محرك RD 216 بقوة دفع أرضية تبلغ 151 طنًا يستخدم وقود حمض النيتريك - ثنائي ميثيل هيدرازين غير المتماثل (UDMH)

أرز. 7.1.6. المحرك RD 253 بقوة دفع 150 طنًا على الأرض باستخدام وقود رباعي أكسيد النيتروجين - ثنائي ميثيل هيدرازين غير المتماثل (UDMH)

أرز. 7.1.7. محرك RD 120 مع دفع فراغي	أرز. 7.1.8. محرك RD 170 بقوة دفع على الأرض
90 طن وقود أكسجين – كيروسين	740 طن وقود أكسجين – كيروسين	بشكل ضئيل،		بفضل	لماذا الدوارة
محرك الصواريخ السائل لينيا.		أصبحت الكاميرات تستخدم على نطاق واسع، لا
	عادةً ما توفر المحركات التي تعمل بالوقود السائل الطاقة	رغم الحاجة إلى منحرفات
إطار لنقل التوجه إلى مركبة الإطلاق. أنت		المحركات الهيدروليكية ومحركات الصواريخ الميكانيكية المعقدة
مملوءة على شكل مكاني ملحوم		nic المعوضات المتغيرة المتبادلة
دعامات، الإطار متصل بالحجر من أحد طرفيه		استبدال الأجزاء		تصاميم المعوض
إعادة، والآخر متصل بالإطار LV.		يتضمن	نسبياً		فُولاَذ
الإطار مع صورة الكاميرا (الكاميرات).		أو منفاخ النيكل،
لديهم هيكل السلطة الذي يبنون عليه		والتي يمكن أن تستوعب الكاردان،
محرك الصاروخ يتعطل. في هيكل الطاقة لمحرك صاروخي يعمل بالوقود السائل		تلقي القوى المحورية من الداخل
يشمل الحرق اللاحق أيضًا مبيت التوربين		الضغط والسماح بالحركات الزاوية
نيويورك مع GG وخط أنابيب الغاز، جنبا إلى جنب مع كامي		عقدة نيا. لتفريغ وصلة التمدد
سرب في قطعة واحدة ملحومة. عندما تستخدم		أثناء الحركات المحورية والزاوية
أبحاث المحركات الصاروخية التي تعمل بالوقود السائل لغرض التحكم في الطيران بين		سترالي	منفاخ (الشكل 7.1.9) محيط
الكاميرا والإطار مكان إضافي		تم تشكيل غرفة هيدروليكية بالإضافة إلى ذلك
وحدة نيويورك - تعليق مفصلي		منفاخ الخيط. منفاخ مقطوع
عادة ما تعلق على رأس الكاميرا. محرك		يقوم pensator بتعويض التشوهات الزاوية التي تصل إلى
قد لا يتم تضمين هذا الإطار في التكوين		/ 8 عند درجات حرارة سوائل العمل حتى 1020 ك
محرك صاروخي سائل - يعتمد على ارتباطه بالإطار		وضغط يصل إلى 30 ميجا باسكال بسبب تركيب دي
utu LV قبل تثبيت محرك الصاروخ.		يوفر فليكتور الحد الأدنى من الدليل
	يوفر gimbal من	المقاومة النسبية جنبا إلى جنب مع كام
ميل الكاميرا في حدود ما يصل إلى / 10 من ولكن		يمكن أن ينحرف السرب والوحدات الأخرى
موقف مينال. وفي نفس الوقت الطول		ترتبط محركات الصواريخ السائلة بشكل صارم بالغرفة. هذا
يتناقص هذا المكون من ناقل الدفع		يبسط تصميم محركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل، ولكنه يعقدها

أرز. 7.1.9. يعوض معوض المنفاخ التشوهات الزاوية التي تصل إلى 8 عند درجة حرارة سائل العمل تصل إلى 1020 كلفن وضغط يصل إلى 30 ميجا باسكال

مخطط التثبيت الإنشائي لـ LPRE

يعالج مهمة إنشاء محركات أقراص قوية وعالية السرعة ذات حجم ووزن مقبولين (يتم تطوير محركات الأقراص بواسطة منظمات متخصصة ويتم تثبيتها عادةً أثناء تجميع مركبة الإطلاق).

الهدف الرئيسي عند تجميع محرك صاروخي يعمل بالوقود السائل هو تحقيق الحد الأدنى من الأبعاد والوزن لمحرك الصاروخ الذي يعمل بالوقود السائل مع ضمان قابلية التصنيع العالية للتصميم وسهولة تجميع الإنتاج والقدرة على معالجة تجاويف العمل بعد التحكم والاختبارات التكنولوجية، إلخ. يتم تحقيق هذا الهدف، أولا وقبل كل شيء، من خلال وضع الوحدات الكثيفة. تحتوي محركات الصواريخ الحديثة على فوهات نفاثة أحجام كبيرة(غالبًا ما يتم تحديد أبعاد المحرك بأكمله)، ويُنصح باستخدام المساحة الحرة حول الحجرة لاستيعاب الوحدات المختلفة. توجد مضخة الوقود في منطقة غرفة الاحتراق - عادةً على طول محورها أو (بالنسبة لمحرك يعمل بالوقود السائل متعدد الغرف) في الفراغ بين الغرف. يتم تثبيت LRE في محرك صاروخي يعمل بالوقود السائل مع احتراق لاحق مع التوربين لأعلى لتقصير خط الغاز لتزويد غاز العادم إلى رأس الخلط للغرفة: الانخفاض الناتج في الكتلة والمقاومة الهيدروليكية لخط الغاز بشكل ملحوظ يؤثر على وزن محرك الصاروخ الذي يعمل بالوقود السائل وضغط المضخة المطلوب. يتم توصيل GG بمدخل التوربين عبر أنبوب قصير. تم تجهيز مداخل المضخة بحواف تثبيت، مما يجعلها أقرب إلى خزانات مكونات الوقود المقابلة.

تجميع محرك الصاروخ. عند تجميع محرك صاروخي يعمل بالوقود السائل، يتم أخذ الجوانب المختلفة لعملية التجميع التكنولوجي بعين الاعتبار. ومن أجل تسريعه وخفض التكلفة، تم تقسيم تصميم محرك صاروخي يعمل بالوقود السائل عالي الدفع إلى كتل كبيرة منفصلة، يتم تجميعها بالتوازي في ورش عمل مختلفة ودمجها في ورشة التجميع العامة. على سبيل المثال، RD 170 لديه سبع كتل. تشكل قناة الغاز مع إطار المحرك وعبور المعلقات المفصلية للغرف كتلة أساسية ذات قوة عالية وصلابة عالية وأسطح تركيب دقيقة يتم ربط الكتل المتبقية بها. يستخدم اللحام على نطاق واسع في تصميم المحركات التي تعمل بالوقود السائل، مما يجعل من الممكن أيضًا تقليل وزن المحرك بشكل كبير. العناصر الفرديةيمكن دمجها في كتل ملحومة (مجموعات فرعية) - مع الحفاظ على إمكانية وجود حواجز بعد اختبارات منضدة الحريق لمحركات الوقود السائل (والتي تعتبر ضرورية لاختبار جديد

الحجم ويتم توفيرها لمراقبة جودة المحركات الموردة).

أحد شروط الموثوقية العالية لمحركات الدفع السائل هو ضمان إحكام التوصيلات القابلة للفصل. لإغلاقها في خطوط مكونات الوقود عالية الغليان، يتم استخدام حشوات مطاطية رخيصة نسبيًا - مصنوعة من المطاط والبلاستيك الخاص. يتم ضمان ضيق خطوط المكونات المبردة والغاز الساخن عن طريق الأختام المعدنية المرنة ذات التكوينات المختلفة للضغط المحوري والقطري. وهي تعمل عادةً في المنطقة المرنة، مما يقلل من حجم ووزن الوصلة.

بالنسبة للتوصيلات الكبيرة الحجم والمحملة للغاية ذات الشفاه خفيفة الوزن ذات الصلابة المنخفضة نسبيًا، تم تطوير أختام معدنية مرنة خاصة (الشكل 7.1.10)، والتي تستخدم تأثير الختم الذاتي، والذي يزداد مع زيادة الضغط في وسط العمل. علاوة على ذلك، يتم ضمان الإحكام حتى عندما تتباعد الحواف في منطقة الختم، بشرط الحفاظ على كثافة الوصلة في منطقة التثبيت. يتطلب تشديد هذه الوصلات جهدًا أقل بكثير من الوصلات ذات الحشيات القابلة للتشوه من الناحية البلاستيكية. بالإضافة إلى ذلك، تظل السدادات المرنة قابلة للعمل تحت أحمال الدورة العالية دون إعادة ربطها، مما يزيد بشكل كبير من موثوقية محرك الصاروخ الذي يعمل بالوقود السائل. الأختام المتقدمة لمجموعة المحترفين

× بأقطار 30...700 ملم ودرجات حرارة التشغيل من 253 إلى 800 درجة مئوية وضغوط تصل إلى ميجا باسكال. تستخدم هذه الأختام، المصنوعة من الفولاذ والسبائك عالية القوة، طبقات مانعة للتسرب (النحاس والفضة والبلاستيك الفلوري والبلاستيك الفلوري المعدني) التي توفر أيضًا مقاومة للتآكل

سلامة العظام والحرائق.

وفي التوصيلات الحرجة بشكل خاص، يتم استخدام أختام حاجز مزدوج أكثر تعقيدًا وباهظة الثمن (الشكل 7.1.11). وتتميز بزيادة الموثوقية التي يتم تحقيقها من خلال تكرار أسطح الختم مع إمكانية التشخيص المنفصل لحواجز الختم (مع أو بدون الضغط على تجويف العمل). وهذا يجعل من الممكن التحكم في ضيق التوصيلات طوال فترة تخزين وتشغيل محرك الصاروخ. في كثير من الحالات، يُنصح بإجراء اتصالات

أرز. 7.1.10. أقسام الأختام المعدنية المرنة:

للاتصالات المسطحة. ب - كروية

اتصالات (عالية التحميل، كبيرة الحجم) مع أسطح تزاوج كروية تشكل وصلة كروية "ثابتة"، والتي توفر تعويضًا لبدء التشغيل أثناء التصنيع وتقليل ضغوط التثبيت في خطوط الأنابيب أثناء التجميع. هذا، بالإضافة إلى زيادة الموثوقية، يجعل من الممكن استخدام عدد أقل من المعوضات المعقدة والضخمة. إن وضع أختام حاجز مزدوج بين الأسطح الكروية، حيث يعمل الحاجز الثاني أيضًا كحلقة فاصلة، يمنع تلف الأسطح المانعة للتسرب ويضمن إمكانية إعادة الاستخدام المتكرر للوحدات دون تعديل الحواف.

في خطوط الأنابيب ذات القطر الصغير، يُنصح باستخدام وصلات تركيب غير حشية بمفصلة "ثابتة" تحتوي على عنصر مرن

منة. يمكن لمثل هذه الوصلات البسيطة أن تتحمل أحمال الدورة العالية دون إعادة ربط الخيوط.

أثناء عملية تجميع المحركات التي تعمل بالوقود السائل، تكون الأخطاء في الموضع النسبي لوحدات التزاوج أمرًا لا مفر منه، وبالتالي يتم توفير معوضات الأبعاد الميكانيكية في التصميم. للتعويض عن التشوهات الزاوية والخطية أثناء التشوهات واختلال خطوط الأنابيب، يتم استخدام الخراطيم على نطاق واسع. بقطر يصل إلى 25 ملم، يمكن تصنيعها من البلاستيك الفلوري، وبقطر يصل إلى 60 ملم، يمكن تصنيعها من أنابيب مطاطية محاطة بضفيرة معدنية مفردة أو متعددة الطبقات. في خراطيم الضغط العالي ذات القطر الأكبر، بدلاً من الأنابيب المشار إليها، يتم تركيب منفاخ معدني (مفرد ومتعدد الطبقات، غير ملحوم وملحوم) مع تمويجات حلقية، معززة من الخارج بمعدن متوسط

من بين الإنجازات التقنية للبشرية، تحتل محركات الصواريخ مكانا خاصا. إن الأجهزة التي يصنعها العقل البشري ويديه ليست فقط قمة التقدم العلمي والتكنولوجي. وبفضل هذه الآلات الأكثر تعقيدا، تمكنت البشرية من الهروب من أحضان كوكبنا ودخول الفضاء الواسع.

اليوم، يمتلك الناس أقوى محركات الصواريخ في العالم، القادرة على تطوير قوة دفع تصل إلى مئات الأطنان. بدأ سباق الصواريخ منذ آلاف السنين عندما... الصين القديمةتمكن الحرفيون من إنشاء أول شحنة من البارود للألعاب النارية. سوف تمر فترة طويلة من الوقت قبل إنشاء أول محرك نفاث بالمعنى الحقيقي للكلمة.

بعد إلقاء البارود جانبًا وتلقي الدفع النفاث باستخدام الوقود السائل، انتقل الإنسان إلى بناء الطائرات النفاثة وحصل على الفرصة لإنشاء نماذج أكثر قوة لتكنولوجيا الصواريخ.

خطوات الإنسان الأولى في عالم تكنولوجيا الصواريخ

لقد كانت الإنسانية على دراية بالدفع النفاث لفترة طويلة. حتى أن اليونانيين القدماء حاولوا استخدام الأجهزة الميكانيكية التي تعمل بالهواء المضغوط. في وقت لاحق، بدأت الأجهزة والآليات في الظهور، والتي قامت بالطيران بسبب احتراق شحنة المسحوق. كانت الصواريخ البدائية الأولى التي تم إنشاؤها في الصين ثم ظهرت في أوروبا الغربية بعيدة عن الكمال. ومع ذلك، في تلك السنوات الأولى، بدأت نظرية محرك الصاروخ في اتخاذ شكلها الأول. حاول المخترعون والعلماء إيجاد تفسير للعمليات التي نشأت أثناء احتراق البارود، مما يضمن الطيران السريع للجسم المادي المادي. أصبح الدفع النفاث مهتمًا بالناس أكثر فأكثر، وفتح آفاقًا جديدة في تطوير التكنولوجيا.

أعطت قصة اختراع البارود زخما جديدا لتطوير تكنولوجيا الصواريخ. تم تشكيل الأفكار الأولى حول ماهية دفع المحرك النفاث في عملية التجارب والتجارب طويلة المدى. تم تنفيذ العمل والبحث باستخدام المسحوق الأسود. اتضح أن عملية حرق البارود تسبب عدد كبيرالغازات التي لديها إمكانات عمل هائلة. أعطت الأسلحة النارية للعلماء فكرة استخدام طاقة الغازات المسحوقة بشكل أكثر كفاءة.

لم يكن من الممكن استخدام وقود آخر لإنشاء الدفع النفاث بسبب عيوب القاعدة التقنية. كان محرك الصواريخ المسحوق هو أول جهاز يعمل بالوقود الصلب، وهو النموذج الأولي لمحركات الصواريخ الحديثة التي تخدم الناس.

حتى بداية القرن العشرين، كانت تكنولوجيا الصواريخ في حالة بدائية، تعتمد على أكثر الأفكار بدائية حول الدفع النفاث. فقط في نهاية القرن التاسع عشر، جرت المحاولات الأولى لشرح العمليات التي ساهمت في ظهور الدفع النفاث من وجهة نظر علمية. اتضح أنه مع زيادة الشحن، زادت قوة الجر، والتي كانت العامل الرئيسي في تشغيل المحرك. أوضحت هذه العلاقة كيفية عمل المحرك الصاروخي وأي اتجاه يجب أن يسلكه لتحقيق كفاءة أكبر من الجهاز المطلق.

البطولة في هذا المجال تعود للعلماء الروس. حاول نيكولاي تيخوميروف بالفعل في عام 1894 أن يشرح رياضيًا نظرية الدفع النفاث وإنشاء نموذج رياضي لمحرك صاروخي (نفاث). قدم العالم البارز في القرن العشرين كونستانتين تسيولكوفسكي مساهمة كبيرة في تطوير تكنولوجيا الصواريخ. وكانت نتيجة عمله أسس نظرية المحركات الصاروخية، والتي استخدمها فيما بعد أي مصمم لمحركات الصواريخ. تم تنفيذ جميع التطورات اللاحقة وإنشاء تكنولوجيا الصواريخ باستخدام الجزء النظري الذي أنشأه العلماء الروس.

كان تسيولكوفسكي، المنغمس في نظرية الرحلات الفضائية، أول من عبر عن فكرة استخدام المكونات السائلة - الهيدروجين والأكسجين - بدلاً من الوقود الصلب. وبمدخلاته ظهر المحرك النفاث السائل، وهو اليوم أكثر أنواع المحركات كفاءة وكفاءة. جميع التطورات اللاحقة للنماذج الرئيسية لمحركات الصواريخ التي تم استخدامها عند إطلاق الصواريخ، في معظمها، تعمل بالوقود السائل، حيث يمكن أن يكون الأكسجين هو العامل المؤكسد، وتم استخدام الآخرين العناصر الكيميائية.

أنواع المحركات الصاروخية: التصميم والرسم التخطيطي والجهاز

بالنظر إلى مخطط محرك الصاروخ والمنتجات الصناعية النهائية، فمن الصعب أن نطلق على هذا قمة العبقرية التقنية. حتى هذا الجهاز المثالي مثل محرك الصاروخ الروسي RD-180 يبدو للوهلة الأولى مبتذلاً للغاية. ومع ذلك، فإن الشيء الرئيسي في هذا الجهاز هو التكنولوجيا المستخدمة والمعلمات التي تتمتع بها هذه المعجزة التكنولوجية. جوهر محرك الصاروخ هو محرك نفاث تقليدي، حيث يتم إنشاء سائل العمل، بسبب احتراق الوقود، الذي يوفر قوة الجر اللازمة. والفرق الوحيد هو نوع الوقود والظروف التي يتم فيها حرق الوقود وتكوين سائل العمل. لكي يتمكن المحرك من تطوير أقصى قوة دفع في الثواني الأولى من تشغيله، يلزم وجود الكثير من الوقود.

في المحركات النفاثة، يتم احتراق مكونات الوقود بمشاركة الهواء الجوي. يعد المحرك النفاث التضاغطي العمود الفقري الرئيسي اليوم، حيث يحترق كيروسين الطيران في غرفة الاحتراق مع الأكسجين، مما يشكل تيارًا نفاثًا قويًا من الغازات عند الإخراج. محرك الصاروخ تماما نظام الحكم الذاتيحيث يتم إنشاء الدفع النفاث عن طريق احتراق الوقود الصلب أو السائل دون مشاركة الأكسجين الجوي. على سبيل المثال، يعمل محرك الصاروخ السائل بالوقود، حيث يكون المؤكسد أحد العناصر الكيميائية التي تزود غرفة الاحتراق. تعمل الصواريخ التي تعمل بالوقود الصلب بالوقود الصلب الموجود في حاوية واحدة. عندما تحترق، يتم إطلاق كمية هائلة من الطاقة، والتي تخرج من غرفة الاحتراق تحت ضغط مرتفع.

قبل البدء بالعمل تكون كتلة الوقود 90% من كتلة محرك الصاروخ. مع استهلاك الوقود، ينخفض وزنه الأولي. وبناءً على ذلك، يزداد دفع محرك الصاروخ، مما يضمن تنفيذ العمل المفيد في نقل الحمولة.

إن عمليات الاحتراق التي تحدث داخل غرفة الاحتراق للمحرك الصاروخي دون مشاركة الهواء تجعل من استخدام المحركات الصاروخية أجهزة مثالية للرحلات الجوية إلى ارتفاعات عالية وإلى الفضاء الخارجي. من بين جميع المحركات الصاروخية التي يعمل بها الصاروخ الحديث يجب التمييز بين الأنواع التالية:

محركات الصواريخ الصلبة (TRE)؛
سائل (LPRE) ؛
محركات الصواريخ الكيميائية (CRE)؛
محرك صاروخي أيوني
محرك صاروخي كهربائي
محرك صاروخي هجين (HRE).

وهناك نوع منفصل يشمل المحرك الصاروخي التفجيري (النبضي)، والذي يتم تركيبه بشكل أساسي على المركبات الفضائية التي تسافر في الفضاء الخارجي.

اعتمادًا على التشغيل والقدرات التقنية، تنقسم الأجهزة إلى محركات إطلاق الصواريخ ومحركات التوجيه. النوع الأول يضم أقوى المحركات الصاروخية، والتي تتمتع بقوة دفع هائلة وقادرة على التغلب على قوة الجاذبية. أشهر ممثلي هذا النوع هم المحرك السائل السوفيتي RD-170/171، الذي يطور قوة دفع تبلغ 700 طن أثناء إطلاق الصاروخ. تبلغ قيمة الضغط الناتج في غرفة الاحتراق 250 كجم / سم 2. تم إنشاء هذا النوع من المحركات لمركبة الإطلاق Energia. يتم استخدام خليط من الكيروسين والأكسجين كوقود لتشغيل المنشأة.

وتبين أن التكنولوجيا السوفيتية أقوى من جهاز F-1 الأمريكي الشهير الذي يضمن تحليق صواريخ برنامج أبولو الأمريكي القمري.

يمكن استخدام محركات الصواريخ أو محركات الدفع كأنظمة دفع للمرحلتين الأولى والثانية. إنها توفر السرعة المحددة والطيران المستقر للصاروخ على طول مسار معين ويمكن تمثيلها بجميع أنواع محركات الصواريخ الموجودة اليوم. النوع الأخير - محركات التوجيه - يستخدم للمناورة بتكنولوجيا الصواريخ أثناء رحلة بحرية في الغلاف الجوي وأثناء ضبط المركبة الفضائية في الفضاء.

واليوم، لا يملك سوى عدد قليل من الدول القدرات التقنية لتصنيع محركات الصواريخ المستدامة قوة عاليةقادرة على إطلاق كميات كبيرة من البضائع إلى الفضاء. يتم إنتاج هذه الأجهزة في روسيا والولايات المتحدة وأوكرانيا ودول الاتحاد الأوروبي. يعد محرك الصاروخ الروسي RD-180 والمحركات الأوكرانية LRE 120 وLRE 170 اليوم أنظمة الدفع الرئيسية لتكنولوجيا الصواريخ المستخدمة لتطوير برامج الفضاء. اليوم، تم تجهيز مركبات الإطلاق الأمريكية Saturn وAntares بمحركات صاروخية روسية.

المحركات الأكثر شيوعًا التي تعمل بها التكنولوجيا الحديثة اليوم هي المحركات الصاروخية التي تعمل بالوقود الصلب والمحركات الصاروخية السائلة. النوع الأول هو الأسهل في الاستخدام. النوع الثاني - المحركات الصاروخية السائلة هي أجهزة قوية ومعقدة ذات دورة مغلقة تكون مكونات الوقود الرئيسية فيها عناصر كيميائية. يشتمل هذان النوعان من أنظمة الدفع على محركات صاروخية كيميائية، والتي تختلف فقط في الحالة الإجمالية لمكونات الوقود. ومع ذلك، فإن تشغيل هذا النوع من المعدات يحدث في الظروف القاسية، مع الالتزام بإجراءات أمنية مشددة. الوقود الرئيسي لهذا النوع من المحركات هو الهيدروجين والكربون، اللذين يتفاعلان مع الأكسجين الذي يعمل كمؤكسد.

تستخدم المحركات النفاثة الكيميائية الكيروسين والكحول والمواد الأخرى القابلة للاشتعال كمكونات للوقود. العامل المؤكسد لمثل هذا الخليط هو الفلور أو الكلور أو الأكسجين. كتلة الوقود المستخدمة في تشغيل المحركات الكيميائية شديدة السمية وخطيرة على البشر.

على عكس نظيراتها من الوقود الصلب، التي تكون دورة تشغيلها سريعة جدًا ولا يمكن التحكم فيها، تسمح لك محركات الوقود السائل بتنظيم عملها. يقع المؤكسد في حاوية منفصلة ويتم توفيره لغرفة الاحتراق بكميات محدودة، حيث، إلى جانب المكونات الأخرى، يتم تشكيل سائل العمل، الذي يخرج من خلال الفوهة، مما يخلق قوة دفع. لا تسمح هذه الميزة في أنظمة الدفع بتنظيم دفع المحرك فحسب، بل تسمح أيضًا بمراقبة سرعة طيران الصاروخ وفقًا لذلك. أفضل محرك صاروخي يستخدم اليوم لإطلاق الصواريخ الفضائية هو محرك RD-180 الروسي. يتميز هذا الجهاز بخصائص تقنية عالية واقتصادي، مما يجعل تشغيله فعالاً من حيث التكلفة.

يتمتع كلا النوعين من المحركات بمزايا وعيوب، والتي يقابلها نطاق استخدامها والتحديات التقنية التي تواجه مبدعي تكنولوجيا الصواريخ. الأحدث في مجموعة من المحركات الكيميائية هو محرك صاروخ الميثان المبرد من SpaceX Raptor، والذي تم إنشاؤه لصاروخ قادر على السفر بين الكواكب.

الأنواع الحديثة من المحركات الصاروخية

السمة التشغيلية الرئيسية لمحركات الصواريخ هي الدافع المحدد. يتم تحديد هذه القيمة من خلال نسبة الدفع المتولد إلى كمية الوقود المستهلك لكل وحدة زمنية. ومن خلال هذه المعلمة يتم تحديد فعالية تكنولوجيا الصواريخ وجدواها الاقتصادية اليوم. تهدف التقنيات الحديثة إلى تحقيق قيم عالية لهذه المعلمة من أجل الحصول على دفعة محددة عالية. قد يكون من أجل تحقيق حركة سريعة ولا نهاية لها للمركبة الفضائية، سيكون من الضروري استخدام أنواع أخرى من الوقود.

وصلت محركات الصواريخ الكيميائية، سواء التي تعمل بالوقود الصلب أو الوقود السائل، إلى ذروة تطورها. على الرغم من أن هذه الأنواع من المحركات هي المحرك الرئيسي للصواريخ الباليستية والصواريخ الفضائية، إلا أن تحسينها لاحقًا يمثل مشكلة. واليوم يجري العمل على استخدام مصادر الطاقة الأخرى.

ومن بين المجالات ذات الأولوية، يمكن تحديد مجالين:

محركات الصواريخ النووية (الأيونية)؛
محركات الصواريخ الكهربائية (نبض).

يبدو أن كلا النوعين من الأولويات في مجال بناء المركبات الفضائية. وعلى الرغم من العيوب التي تعاني منها النماذج الأولية لأنظمة الدفع هذه اليوم، فإن إطلاقها إلى الفضاء سيكون أرخص بكثير وأكثر كفاءة.

وعلى عكس المحركات الكيميائية التي دخلت بها البشرية عصر الفضاء، توفر المحركات النووية الدفع اللازم ليس من خلال احتراق السوائل أو المواد. الوقود الصلب. سائل العمل هو الهيدروجين أو الأمونيا الذي يتم تسخينه إلى الحالة الغازية. الغازات التي يتم تسخينها عن طريق ملامسة الوقود النووي تترك غرفة الاحتراق تحت ضغط مرتفع. الدافع المحدد لهذه الأنواع من المحركات مرتفع جدًا. وتسمى هذه المنشآت أيضًا بالنووية والنظائر. تم تصنيف قوتهم بدرجة عالية جدًا. يعتبر تشغيل محرك الدفع النووي منذ إطلاقه على الأرض مستحيلاً بسبب ارتفاع خطر التلوث الإشعاعي في المنطقة و موظفي الخدمةإطلاق مجمع. لا يمكن استخدام هذه المحركات إلا أثناء رحلة بحرية في الفضاء.

يُعتقد أن إمكانات محركات الصواريخ النووية عالية جدًا، لكن الافتقار إلى طرق فعالة للتحكم في التفاعل النووي الحراري يجعل استخدامها في ظل الظروف الحالية مشكلة وخطيرة للغاية.

النوع التالي هو المحركات الكهربائيةمحركات الدفع الكهربائية تجريبية من البداية إلى النهاية. يتم النظر في أربعة أنواع من نظام الدفع هذا في وقت واحد: الكهرومغناطيسي والكهروستاتيكي والكهروحراري والنبضي. من أكثر الأجهزة أهمية في هذه المجموعة هي الأجهزة الكهروستاتيكية، والتي تسمى أيضًا بالأيونية أو الغروية. في هذا التثبيت، يتم تسخين سائل العمل (عادة غاز خامل) بواسطة مجال كهربائي إلى حالة البلازما. تتمتع محركات الصواريخ الأيونية بأعلى دفعة محددة بين جميع المحركات الأخرى، ولكن من السابق لأوانه الحديث عن التنفيذ العملي للمشروع.

وعلى الرغم من مؤشرات الزخم العالية، إلا أن هذا التطور له عيوب كبيرة. يتطلب المحرك مصادر ثابتة للكهرباء ليعمل، وهو قادر على توفير إمدادات متواصلة من الكهرباء بكميات كبيرة. وبناء على ذلك، لا يمكن أن يتمتع مثل هذا المحرك بقوة دفع عالية، مما يقلل من جهود المصممين لإنشاء مركبة فضائية فعالة واقتصادية إلى نتائج سيئة.

إن المحرك الصاروخي الذي تمتلكه البشرية اليوم قد أتاح للبشرية الوصول إلى الفضاء وجعل من الممكن استكشاف الفضاء على مسافات طويلة. إلا أن الحدود التقنية التي وصلت إليها الأجهزة المستخدمة تخلق متطلبات تكثيف العمل في اتجاهات أخرى. ربما في المستقبل المنظور، ستجوب السفن المزودة بمحطات الطاقة النووية الفضاء، أو سنغوص في عالم محركات الصواريخ البلازما التي تطير بسرعات قريبة من سرعة الضوء.

محرك الصاروخ السائل هو محرك وقوده الغازات المسالةوالسوائل الكيميائية. اعتمادًا على عدد المكونات، تنقسم محركات الصواريخ السائلة إلى محركات مكونة من مكون واحد أو مكونين أو ثلاثة مكونات.

تاريخ موجز للتنمية

لأول مرة، اقترح K.E استخدام الهيدروجين المسال والأكسجين كوقود للصواريخ. تسيولكوفسكي في عام 1903. تم إنشاء النموذج الأولي الأول لمحرك صاروخي يعمل بالوقود السائل على يد الأمريكي روبرت هوارد في عام 1926. وفي وقت لاحق، تم تنفيذ تطورات مماثلة في الاتحاد السوفييتي والولايات المتحدة الأمريكية وألمانيا. تم تحقيق أعظم النجاحات من قبل العلماء الألمان: ثيل، والتر، فون براون. خلال الحرب العالمية الثانية قاموا بإنشاء خط كامل من محركات الصواريخ للأغراض العسكرية. هناك رأي مفاده أنه لو أن الرايخ قد أنشأ V-2 في وقت سابق، لكانوا قد فازوا في الحرب. وفي وقت لاحق، أصبحت الحرب الباردة وسباق التسلح حافزًا لتسريع تطوير محركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل لاستخدامها في برنامج الفضاء. بمساعدة RD-108، تم إطلاق أول أقمار صناعية للأرض في المدار.

اليوم، تُستخدم المحركات الصاروخية التي تعمل بالوقود السائل في البرامج الفضائية والأسلحة الصاروخية الثقيلة.

نطاق التطبيق

كما ذكرنا سابقًا، تُستخدم المحركات الصاروخية التي تعمل بالوقود السائل بشكل أساسي كمحركات للمركبات الفضائية ومركبات الإطلاق. المزايا الرئيسية لمحركات الصواريخ السائلة هي:

أعلى دفعة محددة في الفصل؛
توفر القدرة على التوقف الكامل وإعادة التشغيل مع التحكم في الجر زيادة في القدرة على المناورة؛
وزن حجرة الوقود أقل بكثير مقارنة بمحركات الوقود الصلب.

ومن عيوب محركات الصواريخ السائلة:

جهاز أكثر تعقيدا وتكلفة عالية.
زيادة المتطلبات للنقل الآمن؛
في حالة انعدام الوزن، من الضروري استخدام محركات إضافية لتسوية الوقود.

ومع ذلك، فإن العيب الرئيسي لمحركات الدفع السائل هو الحد من قدرات الطاقة للوقود، مما يحد من استكشاف الفضاء بمساعدتها على مسافة كوكب الزهرة والمريخ.

الجهاز ومبدأ التشغيل

مبدأ تشغيل المحرك الصاروخي الذي يعمل بالوقود السائل هو نفسه، ولكن يتم تحقيقه باستخدام دوائر مختلفة للأجهزة. باستخدام المضخات، يتم إمداد الوقود والمؤكسد من خزانات مختلفة إلى رأس الفوهة، ثم يتم ضخهما إلى غرفة الاحتراق وخلطهما. بعد الاحتراق تحت الضغط، تتحول الطاقة الداخلية للوقود إلى طاقة حركية وتتدفق عبر الفوهة، مما يؤدي إلى توليد قوة دفع نفاث.

يتكون نظام الوقود من خزانات الوقود وخطوط الأنابيب والمضخات المزودة بتوربين لضخ الوقود من الخزان إلى خط الأنابيب وصمام التحكم.

يؤدي ضخ إمدادات الوقود إلى خلق ضغط مرتفع في الغرفة، ونتيجة لذلك، توسع أكبر في سائل العمل، والذي يتم من خلاله تحقيق الحد الأقصى لقيمة النبض المحدد.

رأس الحاقن - كتلة من الحاقنات لحقن مكونات الوقود في غرفة الاحتراق. الشرط الرئيسي للحاقن هو الخلط عالي الجودة وسرعة إمداد الوقود إلى غرفة الاحتراق.

نظام التبريد

على الرغم من أن حصة نقل الحرارة من الهيكل أثناء عملية الاحتراق غير مهمة، إلا أن مشكلة التبريد مهمة بسبب ارتفاع درجة حرارة الاحتراق (> 3000 كلفن) وتهدد بالتدمير الحراري للمحرك. هناك عدة أنواع من تبريد جدار الغرفة:

يعتمد التبريد المتجدد على إنشاء تجويف في جدران الغرفة يمر من خلاله الوقود بدون مؤكسد، ويبرد جدار الحجرة، ويتم إرجاع الحرارة مع المبرد (الوقود) إلى الغرفة.

طبقة الجدار عبارة عن طبقة من الغاز تنشأ من أبخرة الوقود القريبة من جدران الغرفة. يتم تحقيق هذا التأثير عن طريق تركيب فوهات حول محيط الرأس توفر الوقود فقط. وبالتالي، فإن الخليط القابل للاحتراق يفتقر إلى عامل مؤكسد، ولا يحدث الاحتراق عند الجدار بشكل مكثف كما هو الحال في وسط الغرفة. تعمل درجة حرارة طبقة الجدار على عزل درجات الحرارة المرتفعة في وسط الغرفة عن جدران غرفة الاحتراق.

يتم تنفيذ الطريقة الاستئصالية لتبريد محرك الصاروخ السائل من خلال وضع طبقة خاصة واقية من الحرارة على جدران الحجرة والفوهات. التغطية عند درجات حرارة عاليةتتحول من الحالة الصلبة إلى الحالة الغازية، وتمتص نسبة كبيرة من الحرارة. تم استخدام هذه الطريقة لتبريد محرك الصاروخ السائل في برنامج أبولو القمري.

يعد إطلاق محرك صاروخي يعمل بالوقود السائل عملية مهمة للغاية من حيث خطر الانفجار في حالة الفشل في تنفيذه. هناك مكونات ذاتية الإشعال لا توجد بها أي صعوبات، ولكن عند استخدام بادئ خارجي للإشعال، فمن الضروري التنسيق التام لإمداداتها مع مكونات الوقود. إن تراكم الوقود غير المحترق في الغرفة له قوة انفجارية مدمرة ويعد بعواقب وخيمة.

يتم إطلاق المحركات الصاروخية الكبيرة التي تعمل بالوقود السائل على عدة مراحل، يتبعها الوصول إلى الطاقة القصوى، بينما يتم إطلاق المحركات الصغيرة مع الوصول الفوري إلى الطاقة بنسبة مائة بالمائة.

يتميز نظام التحكم الآلي للمحركات الصاروخية التي تعمل بالوقود السائل بالتشغيل الآمن للمحرك والدخول إلى الوضع الرئيسي، والتحكم في التشغيل المستقر، وتعديل الدفع وفقًا لخطة الطيران، وضبط المواد الاستهلاكية، والإيقاف عند الوصول إلى مستوى معين. مسار. ونظراً لعوامل لا يمكن حسابها، فإن محرك الصاروخ الذي يعمل بالوقود السائل مزود بإمدادات مضمونة من الوقود حتى يتمكن الصاروخ من الدخول إلى مدار معين في حالة حدوث انحرافات في البرنامج.

تعد مكونات الوقود واختيارها أثناء عملية التصميم أمرًا بالغ الأهمية لتصميم محرك صاروخي يعمل بالوقود السائل. وعلى هذا الأساس يتم تحديد شروط التخزين والنقل وتكنولوجيا الإنتاج. إن أهم مؤشر على مجموعة المكونات هو الدافع المحدد الذي يعتمد عليه توزيع النسبة المئوية للوقود وكتلة البضائع. يتم حساب أبعاد وكتلة الصاروخ باستخدام صيغة تسيولكوفسكي. بالإضافة إلى الدافع المحدد، تؤثر الكثافة على حجم الخزانات التي تحتوي على مكونات الوقود، ويمكن أن تحد نقطة الغليان من ظروف تشغيل الصواريخ، كما أن العدوانية الكيميائية هي سمة من سمات جميع المؤكسدات، وإذا لم يتم تشغيل الخزانات وفقًا للقواعد، فيمكن أن تسبب حريقًا في الخزان، فإن سمية بعض مركبات الوقود يمكن أن تسبب أضرارًا جسيمة للجو والبيئة. ولذلك، على الرغم من أن الفلور عامل مؤكسد أفضل من الأكسجين، إلا أنه لا يستخدم بسبب سميته.

تستخدم المحركات الصاروخية السائلة ذات المكون الواحد السائل كوقود، والذي يتفكك عند تفاعله مع المحفز مع إطلاق الغاز الساخن. الميزة الرئيسية لمحركات الصواريخ أحادية الدفع هي بساطة تصميمها، وعلى الرغم من أن الدفع النوعي لهذه المحركات صغير، إلا أنها مثالية كمحركات منخفضة الدفع لتوجيه المركبات الفضائية واستقرارها. تستخدم هذه المحركات نظام إمداد وقود الإزاحة، ونظرًا لانخفاض درجة حرارة العملية، لا تحتاج إلى نظام تبريد. تشمل المحركات أحادية المكون أيضًا المحركات النفاثة الغازية، والتي تستخدم في الظروف التي لا يُسمح فيها بالانبعاثات الحرارية والكيميائية.

في أوائل السبعينيات، كانت الولايات المتحدة الأمريكية والاتحاد السوفييتي يطوران محركات صاروخية سائلة ثلاثية المكونات تستخدم وقود الهيدروجين والهيدروكربون كوقود. بهذه الطريقة سيعمل المحرك بالكيروسين والأكسجين عند بدء التشغيل ويتحول إلى الهيدروجين السائل والأكسجين على ارتفاعات عالية. مثال على محرك الدفع السائل ثلاثي المكونات في روسيا هو RD-701.

تم استخدام التحكم في الصواريخ لأول مرة في صواريخ V-2 باستخدام الدفات الجرافيتية الديناميكية الغازية، ولكن هذا أدى إلى تقليل دفع المحرك، وتستخدم الصواريخ الحديثة كاميرات دوارة متصلة بالجسم بمفصلات، مما يخلق القدرة على المناورة في طائرة واحدة أو طائرتين. بالإضافة إلى الكاميرات الدوارة، يتم أيضًا استخدام محركات التحكم، والتي يتم تثبيتها بفوهات في الاتجاه المعاكس ويتم تشغيلها عندما يكون من الضروري التحكم في الجهاز في الفضاء.

المحرك الصاروخي الذي يعمل بالوقود السائل ذو الدورة المغلقة هو محرك يتم فيه تحويل أحد المكونات إلى غاز عند حرقه عند درجة حرارة منخفضة مع جزء صغير من المكون الآخر الذي يعمل بمثابة السائل العامل للتوربين، ثم يتم تحويله إلى غاز يتم تغذيته إلى غرفة الاحتراق، حيث يحترق مع باقي مكونات الوقود ويولد قوة دفع نفاث. العيب الرئيسي لهذا المخطط هو تعقيد التصميم، ولكن في نفس الوقت يزيد الدافع المحدد.

احتمال زيادة قوة محركات الصواريخ السائلة

في المدرسة الروسية لمبدعي محركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل، والتي كان زعيمها لفترة طويلة الأكاديمي غلوشكو، فإنهم يسعون جاهدين لتحقيق أقصى استفادة من طاقة الوقود، ونتيجة لذلك، أقصى دفعة محددة ممكنة. نظرًا لأنه لا يمكن الحصول على أقصى دفعة محددة إلا من خلال زيادة تمدد منتجات الاحتراق في الفوهة، يتم تنفيذ جميع التطورات بحثًا عن خليط الوقود المثالي.

1) دراسة الرسم التخطيطي ومبدأ التشغيل لمحرك صاروخي يعمل بالوقود السائل (LPRE).

2) تحديد التغيرات في معلمات سائل العمل على طول مسار غرفة محرك الصاروخ الذي يعمل بالوقود السائل.

معلومات عامة عن LPRE

2.1. تكوين محرك الصاروخ

المحرك النفاث هو جهاز تقني يخلق قوة دفع نتيجة لتدفق سائل العمل منه. توفر المحركات النفاثة التسارع للمركبات المتحركة بمختلف أنواعها.

المحرك الصاروخي هو محرك نفاث يستخدم فقط المواد ومصادر الطاقة المتوفرة على متن مركبة متحركة.

المحرك الصاروخي السائل (LPRE) هو محرك صاروخي يستخدم الوقود (المصدر الأساسي للطاقة وسائل التشغيل) في حالة تجميعية سائلة للتشغيل.

إل آر إي في حالة عامةيتكون من:

2- وحدات المضخة التوربينية (TNA)؛

3- مولدات الغاز.

4- خطوط الأنابيب.

5- وحدات الأتمتة.

6- الأجهزة المساعدة

يشكل واحد أو أكثر من المحركات التي تعمل بالوقود السائل، جنبًا إلى جنب مع النظام الهوائي الهيدروليكي (PGS) لتزويد غرف المحرك والوحدات المساعدة لمرحلة الصاروخ بالوقود، نظام دفع صاروخي يعمل بالوقود السائل (LPRE).

وقود الصواريخ السائل (LRF) هو مادة أو عدة مواد (مؤكسد، وقود) قادرة على تكوين منتجات احتراق (تحلل) ذات درجة حرارة عالية نتيجة للتفاعلات الكيميائية الطاردة للحرارة. هذه المنتجات هي سائل العمل للمحرك.

تتكون كل غرفة من غرف LRE من غرفة احتراق وفوهة. في غرفة محرك الوقود السائل، يتم تحويل الطاقة الكيميائية الأولية للوقود السائل إلى الطاقة الحركية النهائية لسائل العمل الغازي، ونتيجة لذلك يتم إنشاء القوة التفاعلية للغرفة.

تتكون وحدة المضخة التوربينية المنفصلة لمحرك صاروخي يعمل بالوقود السائل من مضخات وتوربينات تدفعها. يضمن TNA توريد مكونات الوقود السائل إلى غرف ومولدات الغاز الخاصة بالمحرك الصاروخي الذي يعمل بالوقود السائل.

مولد الغاز لمحرك الصاروخ الذي يعمل بالوقود السائل هو وحدة يتم فيها تحويل الوقود الرئيسي أو المساعد إلى منتجات توليد الغاز المستخدمة كمائع عمل للتوربينات وسوائل العمل لنظام الضغط للخزانات التي تحتوي على مكونات محرك صاروخي سائل.

نظام أتمتة LRE عبارة عن مجموعة من الأجهزة (الصمامات والمنظمين وأجهزة الاستشعار وما إلى ذلك) من أنواع مختلفة: الكهربائية والميكانيكية والهيدروليكية والهوائية والألعاب النارية وما إلى ذلك. توفر وحدات الأتمتة بدء التشغيل والتحكم والتنظيم وإيقاف تشغيل LRE.

معلمات LRE

معلمات الجر الرئيسية لمحرك الصاروخ هي:

القوة التفاعلية للمحرك الصاروخي - R - هي محصلة القوى الغازية والهيدروديناميكية المؤثرة على الأسطح الداخلية للمحرك الصاروخي عندما تتدفق المادة منه؛

دفع محرك الصاروخ -R - محصلة قوة رد الفعل لمحرك الصاروخ (R) وجميع قوى الضغط بيئةوالتي تعمل على الأسطح الخارجية للمحرك باستثناء قوى السحب الديناميكية الهوائية الخارجية؛

دفعة الدفع لـ LRE - I - جزء لا يتجزأ من دفع LRE خلال وقت التشغيل؛

دفعة دفع محددة لمحرك صاروخي يعمل بالوقود السائل - I y - نسبة الدفع (P) إلى استهلاك الوقود الشامل () لمحرك صاروخي يعمل بالوقود السائل.

المعلمات الرئيسية التي تميز العمليات التي تحدث في غرفة محرك الصاروخ السائل هي الضغط (p) ودرجة الحرارة (T) ومعدل التدفق (W) لمنتجات الاحتراق (التحلل) لوقود الصواريخ السائل. في هذه الحالة، يتم تسليط الضوء بشكل خاص على قيم المعلمات عند مدخل الفوهة (مؤشر القسم "ج")، وكذلك في الأقسام الحرجة ("*") والمخرج ("أ") من الفوهة .

يتم حساب قيم المعلمات في أقسام مختلفة من مسار فوهة محرك الصاروخ الذي يعمل بالوقود السائل وتحديد معلمات الجر للمحرك باستخدام معادلات الديناميكا الحرارية المقابلة. تمت مناقشة الطريقة التقريبية لمثل هذه الحسابات في القسم 4 من هذا الدليل.

رسم تخطيطي ومبدأ تشغيل RD-214 LPRE

3.1. الخصائص العامة للمحرك الصاروخي السائل RD-214

تم استخدام المحرك الصاروخي السائل RD-214 في الممارسة المحلية منذ عام 1957. منذ عام 1962، تم تثبيته على المرحلة الأولى من مركبات الإطلاق متعددة المراحل Cosmos، والتي تم من خلالها إطلاق العديد من الأقمار الصناعية من سلسلة Cosmos وInterkomos إلى مدارات أرضية منخفضة.

يحتوي المحرك الصاروخي الذي يعمل بالوقود السائل RD-214 على نظام إمداد الوقود بالمضخة. يعمل المحرك باستخدام مؤكسد حمض النيتريك عالي الغليان (محلول أكاسيد النيتروجين في حمض النيتريك) والوقود الهيدروكربوني (منتجات معالجة الكيروسين). يتم استخدام مكون خاص لمولد الغاز - بيروكسيد الهيدروجين السائل.

معلمات المحرك الرئيسية لها المعاني التالية:

التوجه في الفراغ P p = 726 كيلو نيوتن؛

دفعة دفع محددة في الفراغ I pack = 2590 N×s/kg؛

ضغط الغاز في غرفة الاحتراق p k = 4.4 ميجا باسكال؛

نسبة تمدد الغاز في الفوهة e=64

يتكون المحرك الصاروخي السائل "RD-214" (الشكل 1) من:

أربع كاميرات (البند 6)؛

وحدة مضخة توربينية واحدة (TPU) (البنود 1، 2، 3، 4)؛

مولد الغاز (البند 5)؛

خطوط الأنابيب

وحدات التشغيل الآلي (البندان 7، 8)

يتكون المحرك THA من مضخة مؤكسد (البند 2)، ومضخة وقود (البند 3)، ومضخة بيروكسيد الهيدروجين (البند 4)، وتوربين (البند 1). ترتبط الدوارات (الأجزاء الدوارة) للمضخات والتوربينات بعمود واحد.

يتم دمج الوحدات والمكونات التي تزود المكونات بغرفة المحرك ومولد الغاز والتوربين في ثلاثة خطوط أنظمة منفصلة:

نظام إمداد المؤكسد

نظام تزويد الوقود

نظام توليد البخار والغاز بيروكسيد الهيدروجين.

الشكل 1. مخطط محرك الصاروخ السائل

1 - التوربينات. 2 – مضخة المؤكسد. 3 - مضخة الوقود.

4 – مضخة بيروكسيد الهيدروجين. 5- مولد الغاز (المفاعل)؛

6 - غرفة المحرك. 7، 8 – عناصر الأتمتة.

3.2. خصائص وحدات المحرك الصاروخي السائل RD-214

3.2.1. غرفة LRE

يتم توصيل غرف LRE الأربع في كتلة واحدة على طول قسمين باستخدام البراغي.

تتكون كل غرفة من غرف LRE (البند 6) من رأس خلط ومبيت. يشتمل رأس الخلط على قيعان علوية ووسطى وسفلية (نار). ويتكون بين القاع العلوي والوسطى تجويف للمؤكسد، ويتكون تجويف للوقود بين القاع الأوسط والنار. يتم توصيل كل تجاويف بالحجم الداخلي لحاوية المحرك باستخدام الفوهات المقابلة.

أثناء تشغيل المحرك الذي يعمل بالوقود السائل، يتم تزويد مكونات الوقود السائل ورشها وخلطها من خلال رأس الخلط وفوهاته.

يشتمل غلاف غرفة محرك الصاروخ السائل على جزء من غرفة الاحتراق وفوهة. فوهة محرك الصاروخ السائل أسرع من الصوت ولها جزء متقارب ومتباعد.

إن مبيت غرفة LRE مزدوج الجدران. ترتبط الجدران الداخلية (النار) والخارجية (الطاقة) للمسكن بفواصل. في الوقت نفسه، بمساعدة الفواصل، يتم تشكيل قنوات لمسار التبريد السائل للحالة بين الجدران. يستخدم الوقود كمبرد.

أثناء تشغيل المحرك، يتم توفير الوقود إلى مسار التبريد من خلال أنابيب متشعبة خاصة تقع في نهاية الفوهة. بعد المرور عبر مسار التبريد، يدخل الوقود إلى التجويف المقابل لرأس الخلط ويتم إدخاله إلى غرفة الاحتراق من خلال الفوهات. في الوقت نفسه، من خلال تجويف آخر لرأس الخلط والفوهات المقابلة، يدخل المؤكسد إلى غرفة الاحتراق.

في حجم غرفة الاحتراق، يحدث الانحلال والخلط واحتراق مكونات الوقود السائل. ونتيجة لذلك، يتم تشكيل سائل العمل الغازي ذو درجة الحرارة العالية للمحرك.

بعد ذلك، في الفوهة الأسرع من الصوت، يتم تحويل الطاقة الحرارية لسائل العمل إلى طاقة حركية لنفاثته، وفي النهاية يتم إنشاء دفع محرك الصاروخ.

3.2.2. وحدة مولد الغاز والمضخة التوربينية

مولد الغاز (الشكل 1، البند 5) هو وحدة يتم فيها تحويل بيروكسيد الهيدروجين السائل، نتيجة للتحلل الطارد للحرارة، إلى مائع عمل بخار عالي الحرارة للتوربينات.

توفر وحدة المضخة التوربينية إمدادًا بالضغط لمكونات الوقود السائل إلى غرفة المحرك ومولد الغاز.

يتكون TNA من (الشكل 1):

شنيكو مضخة الطرد المركزيمؤكسد (البند 2) ؛

مضخة وقود الطرد المركزي اللولبية (البند 3) ؛

مضخة الطرد المركزي لبيروكسيد الهيدروجين (البند 4)؛

توربينات الغاز (البند 1).

تحتوي كل مضخة وتوربين على عضو ثابت ودوار دوار. تحتوي دوارات المضخات والتوربينات على عمود مشترك يتكون من جزأين متصلين بواسطة زنبرك.

يقوم التوربين (البند 1) بتشغيل المضخات. العناصر الرئيسيةيتكون الجزء الثابت للتوربين من مبيت وجهاز فوهة، ويتكون الجزء الدوار من عمود ودفاعة ذات شفرات. أثناء التشغيل، يتم تزويد التوربين بغاز البيروكسيد من مولد الغاز. عندما يمر غاز البخار عبر جهاز الفوهة وشفرات دافعة التوربين، فإنه الطاقة الحراريةيتم تحويلها إلى طاقة ميكانيكية لدوران العجلة وعمود الدوار للتوربين. يتم جمع غاز البخار العادم في مشعب مخرج مبيت التوربين ويتم تفريغه في الغلاف الجوي من خلال فوهات النفايات الخاصة. في هذه الحالة، يتم إنشاء بعض التوجه الإضافي لمحرك الصاروخ.

مضخات المؤكسد (البند 2) والوقود (البند 3) من النوع اللولبي الطرد المركزي. العناصر الرئيسية لكل مضخة هي الغلاف والدوار. يحتوي الدوار على عمود ومسمار وعجلة طرد مركزي ذات شفرات. أثناء التشغيل، يتم توفير الطاقة الميكانيكية من التوربين إلى المضخة من خلال عمود مشترك، مما يضمن دوران دوار المضخة. نتيجة لعمل شفرات البريمة وعجلة الطرد المركزي على السائل الذي تضخه المضخات (مكون الوقود)، يتم تحويل الطاقة الميكانيكية لدوران المضخة إلى طاقة محتملة لضغط السائل، مما يضمن إمداد المكون إلى غرفة المحرك. يتم تركيب مثقاب أمام عجلة الطرد المركزي للمضخة لزيادة ضغط السائل بشكل مبدئي عند المدخل إلى القنوات البينية للمكره من أجل منع غليان السائل على البارد (التجويف) وتعطيل استمراريته. يمكن أن تؤدي انتهاكات استمرارية تدفق أحد المكونات إلى عدم استقرار عملية احتراق الوقود في غرفة المحرك، وبالتالي عدم استقرار تشغيل محرك الوقود السائل ككل.

يتم استخدام مضخة الطرد المركزي (البند 4) لتزويد مولد الغاز ببيروكسيد الهيدروجين. يؤدي معدل التدفق المنخفض نسبيًا للمكون إلى خلق ظروف التشغيل الخالي من التجويف لمضخة الطرد المركزي دون تثبيت مضخة مسبقة لولبية أمامها.

3.3. مبدأ تشغيل المحرك

يتم تشغيل المحرك والتحكم فيه وإيقافه تلقائيًا عن طريق الأوامر الكهربائية الصادرة من الصاروخ إلى عناصر الأتمتة المقابلة.

بالنسبة للإشعال الأولي لمكونات الوقود، يتم استخدام وقود بدء خاص، وهو يشتعل ذاتيًا باستخدام عامل مؤكسد. يملأ وقود البداية في البداية قسمًا صغيرًا من خط الأنابيب أمام مضخة الوقود. في لحظة إطلاق محرك الصاروخ الذي يعمل بالوقود السائل، يدخل الوقود والمؤكسد إلى الغرفة، ويحدث اشتعالهما الذاتي، وعندها فقط يبدأ إمداد الغرفة بالمكونات الرئيسية للوقود.

أثناء تشغيل المحرك، يمر المؤكسد بشكل متسلسل عبر عناصر وتجميعات الخط الرئيسي (النظام)، بما في ذلك:

صمام التقسيم

مضخة المؤكسد.

صمام المؤكسد.

رأس خلط غرفة المحرك.

يتدفق الوقود عبر خط أنابيب يتضمن:

صمامات التقسيم

مضخة الوقود

مسار التبريد والمشعب لغرفة المحرك.

خلط رئيس الغرفة.

يمر بيروكسيد الهيدروجين وغاز البخار الناتج بشكل متتابع عبر عناصر ووحدات نظام توليد البخار والغاز، ومنها:

صمام التقسيم

مضخة بيروكسيد الهيدروجين.

المخفض الهيدروليكي

مولد الغاز

جهاز فوهة التوربينات.

شفرات المكره التوربينية.

مشعب التوربينات

فوهات النفايات.

نتيجة للإمداد المستمر بمكونات الوقود بواسطة وحدة المضخة التوربينية إلى غرفة المحرك، يتم إنشاء احتراقها مع تكوين سائل عمل عالي الحرارة وتدفق سائل العمل من الغرفة، مما يؤدي إلى دفع محرك الصاروخ.

يتم ضمان تباين قيمة دفع المحرك أثناء تشغيله عن طريق تغيير معدل تدفق بيروكسيد الهيدروجين الذي يتم توفيره لمولد الغاز. في الوقت نفسه، تتغير قوة التوربينات والمضخات، وبالتالي، توريد مكونات الوقود إلى غرفة المحرك.

يتم إيقاف المحرك الذي يعمل بالوقود السائل على مرحلتين باستخدام عناصر أوتوماتيكية. من الوضع الرئيسي، يتم أولاً نقل المحرك إلى وضع التشغيل النهائي بقوة دفع أقل، وعندها فقط يتم إيقاف تشغيله تمامًا.

إجراءات العمل

4.1. نطاق وترتيب العمل

في عملية تنفيذ العمل، يتم تنفيذ الإجراءات التالية بالتتابع.

1) تتم دراسة تصميم المحرك الصاروخي الذي يعمل بالوقود السائل RD-214. يتم النظر في الغرض وتكوين محرك الصاروخ الذي يعمل بالوقود السائل، وتصميم الوحدات، ومبدأ تشغيل المحرك.

2) تم قياس المعلمات الهندسية لفوهة محرك الصاروخ الذي يعمل بالوقود السائل. تم العثور على قطر المدخل ("c")، والحرج ("*") والمخرج ("a") للفوهة (D c، D *، D a).

3) يتم حساب قيمة معلمات سائل عمل المحرك الصاروخي الذي يعمل بالوقود السائل في أقسام المدخل والحرج والمخرج لفوهة محرك الصاروخ الذي يعمل بالوقود السائل.

بناءً على نتائج الحساب، تم إنشاء رسم بياني معمم للتغيرات في درجة الحرارة (T)، والضغط (p) والسرعة (W) لسائل العمل على طول مسار الفوهة (L) للمحرك الذي يعمل بالوقود السائل.

4) يتم تحديد معلمات الجر لمحرك الصاروخ الذي يعمل بالوقود السائل وفقًا لوضع التشغيل التصميمي للفوهة ().

4.2. البيانات الأولية لحساب معلمات المحرك الصاروخي RD-214

ضغط الغاز في الغرفة (انظر الخيار)

درجة حرارة الغازات في الغرفة

ثابت الغاز

الأس متساوي الانتروب

وظيفة

من المفترض أن تتم العمليات في الغرفة دون فقدان الطاقة. في هذه الحالة، تكون معاملات فقدان الطاقة في غرفة الاحتراق والفوهة متساوية على التوالي

يتم حساب وضع تشغيل الفوهة (الفهرس " ص»).

ومن خلال القياس يتم تحديد ما يلي:

قطر القسم الحرج من الفوهة؛

قطر قسم خروج الفوهة.

4.3. تسلسل حساب معلمات محرك الصاروخ

أ)يتم تحديد المعلمات الموجودة في قسم خروج الفوهة ("أ") بالتسلسل التالي.

1) منطقة خروج الفوهة

2) منطقة القسم الحرج للفوهة

3) الدرجة الهندسية لتمدد الغاز

أكمل مهندسو الدفع في مكتب تصميم Yuzhnoye مهمة مسؤولة ومعقدة - وهي تطوير وحدة الدفع 11D410 للمركبة الفضائية القمرية.

تتكون كتلة المحرك 11D410 من المحرك الرئيسي RD858 والمحرك الاحتياطي RD859 وحلت المهام التالية: إجراء هبوط سلس على سطح القمر، والإقلاع من سطح القمر ووضع سفينة قمرية في المدار الإهليلجي لقمر قمري اصطناعي .

منذ أن تم تصور رحلة سفينة قمرية مع طاقم على متنها، تم وضع أعلى المتطلبات على موثوقية المحركات. كان لا بد من تأكيد الموثوقية من خلال عدد كبير من الاختبارات التي تحاكي ظروف التشغيل واسعة النطاق. لضمان الهبوط السلس على القمر والإقلاع من سطحه، يحتوي محرك RD858 على وضعين للدفع: وضع الاختناق الرئيسي والعميق (DG) ويوفر عمليتين للتنشيط. في الوضع الرئيسي، نطاق التحكم في الدفع هو ±9.8%، في وضع RGD – ±35%. يتطلب هذا الاختناق العميق استخدام إجراءات تصميم خاصة لضمان التشغيل المستقر لغرفة المحرك مع تبريد موثوق.

المحرك الاحتياطي RD859 أحادي الوضع مع تحكم في الدفع في نطاق ±9.8%.

تم وضع أعلى المتطلبات على موثوقية وحدات المضخة التوربينية للمحرك: على وجه الخصوص، على الأختام الميكانيكية التي تفصل بين تجاويف مضخة الأكسدة والتوربينات. كان هناك حاجة إلى قدر كبير من العمل التجريبي، ونتيجة لذلك تم اختيار زوج الاحتكاك الأكثر موثوقية وكفاءة. تبين أن التصميم كان ناجحًا، حيث كان عمر الخدمة لأجهزة TNA يقدر بآلاف الثواني.

لضمان تبريد موثوق به، يحتوي جسم الغرفة في منطقة التدفقات الحرارية العالية على أخاديد مطحونة حلزونية ذات مقطع عرضي مثالي متغير على الأجزاء ذات المظهر الجانبي المعقد.

وبلغ عدد مرات التشغيل للمحرك الواحد اثنتي عشرة مرة بدلاً من اثنتين أثناء الرحلة. يتميز المحرك الاحتياطي بقدرته على بدء التشغيل بعد تأخير مدته ثلاث ثوانٍ بين إيقاف التشغيل وإعادة التشغيل. وتمت دراسة عمليات إيقاف تشغيل المحرك وتفريغ مسارات الحجرة وإعادة تشغيله بعد توقف لمدة ثلاث ثواني بعناية للتأكد من تقارب الخصائص. كانت معلمات إعادة التشغيل أثناء الاختبار مماثلة للأولى. لم يوفر أي من المحركات الموجودة المزودة بنظام تغذية المضخة التوربينية هذه الإمكانية. بالنسبة للمحركات المزودة بنظام تغذية المضخة التوربينية الذي يوفر نطاقًا واسعًا من التحكم في الدفع، تتمتع هذه المحركات التي تعمل بالوقود السائل بقيم نبضية عالية جدًا. ويشير وزن وأبعاد كتلة المحرك إلى درجة عالية من الكمال في التصميم، حتى مع الأخذ في الاعتبار أنها تتضمن أنظمة التحكم في المحرك والتحكم في الجر. يبلغ الوزن الإجمالي للمحركات 110 كجم مع قوة دفع إجمالية قدرها 4100 كجم. للمقارنة: كتلة محرك المرحلة العليا لمركبة الإطلاق Ariane-5 بقوة دفع 2700 كجم تتجاوز 100 كجم.

كان حجم التطوير كبيرًا جدًا: 181 محرك RD858 بزمن تشغيل إجمالي 253,281 ثانية و181 محرك RD859 بزمن تشغيل إجمالي 209,463 ثانية. تم اختبار 11 كتلة محرك 11D410 لمحاكاة حالات الطوارئ.

بشكل عام، تعد كتلة المحرك التي تعمل بالوقود السائل لوحدة الهبوط على سطح القمر واحدة من أكثر المحركات موثوقية بين فئتها. تم اختبار ثلاث مجموعات من المحركات بنجاح في مدار حول الأرض كجزء من المركبة الفضائية الخاصة T-2K التي أطلقتها مركبة الإطلاق R-7.

المحركات الرئيسية

مكونات الوقود	الوزن، كجم
عامل مؤكسد – حمض النيتريك + 27% N2O4 وقود -		مصمم للمرحلة الثانية من صاروخ 8K66 (SS-7).
عامل مؤكسد – رابع أكسيد ثنائي النيتروجين وقود - ثنائي ميثيل هيدرازين غير متماثل		مصمم للفرملة والتحكم في المركبة الفضائية المدارية من خلال جميع قنوات التثبيت (مرحلة التعزيز 8K69) (SS-9-2).
عامل مؤكسد – رابع أكسيد ثنائي النيتروجين وقود - ثنائي ميثيل هيدرازين غير متماثل		مصمم للمرحلة الثانية من صاروخ 8K99 (SS-15).
عامل مؤكسد – رابع أكسيد ثنائي النيتروجين وقود - ثنائي ميثيل هيدرازين غير متماثل	123	مصمم لإنشاء قوة دفع تحكم للمرحلة الثالثة من الصاروخ 11K68 (Cyclone-3) خلال المرحلة النشطة من الرحلة على طول جميع قنوات التثبيت.
عامل مؤكسد – رابع أكسيد ثنائي النيتروجين وقود - ثنائي ميثيل هيدرازين غير متماثل	192	مصممة للمراحل الثانية من صواريخ 15A15 و15A16 (SS-17-1) و(SS-17-2).
عامل مؤكسد – رابع أكسيد ثنائي النيتروجين وقود - ثنائي ميثيل هيدرازين غير متماثل	199	تم تصميمه لإنشاء وضعين للدفع والتحكم في جميع قنوات التثبيت أثناء رحلة مرحلة إطلاق الصاروخ 15A18 (SS-18-2).
عامل مؤكسد – رابع أكسيد ثنائي النيتروجين وقود - ثنائي ميثيل هيدرازين غير متماثل	125,4	مصممة للتركيب في المقصورة الرئيسية للقاطرة الفضائية ومراحل التوسعة 15Zh44 و15Zh60 (SS-24-1) و(SS-24-2).
عامل مؤكسد – رابع أكسيد ثنائي النيتروجين وقود - ثنائي ميثيل هيدرازين غير متماثل	125	مصممة للاستخدام كجزء من مرحلة الأوج لمركبات الإطلاق Zenit وCyclone-4.
عامل مؤكسد – حمض النيتريك + وقود - ثنائي ميثيل هيدرازين غير متماثل	196	تم تصميمه للتحكم في طيران الساحبة الفضائية للمرحلة الثانية للصاروخ 15A18M (SS-18-3) على طول جميع قنوات التثبيت.

تاريخ محركات الصواريخ السائلة

كانت أول تجربة للإنشاء المستقل لمحركات الصواريخ السائلة (LPRE) في مكتب تصميم Yuzhnoye هي العمل الذي بدأ في عام 1958 على تطوير محركات التوجيه للمرحلتين الأولى والثانية من الصاروخ الباليستي العابر للقارات 8K64. كانت السمة الرئيسية لهذا الصاروخ هي الاستخدام لأول مرة مع مؤكسد AK-27 للوقود الجديد - ثنائي ميثيل هيدرازين غير المتماثل (UDMH) ، والذي أصبح الوقود الرئيسي لعدة أجيال من محركات الدفع السائل.

إن النجاح الذي تحقق في إنشاء أول محركات صاروخية تعمل بالوقود السائل جعل من الممكن البدء في عام 1960 في تطوير محرك جديد أكثر تعقيدًا ومتعدد الوظائف RD853 للمرحلة الثانية من الصاروخ 8K66.

في عام 1961، بدأ العمل على إنشاء محركات توجيه للمرحلتين الأولى والثانية من صاروخ 8K67، تعمل على زوج جديد من مكونات الوقود - رابع أكسيد النيتروجين (AT) وUDMH.

في عام 1962، بدأ تصميم واختبار المحرك الصاروخي الذي يعمل بالوقود السائل RD854 باستخدام وقود AT+UDMH دون حرق غاز المولد لنظام دفع الكبح لقسم الرأس المداري للصاروخ الباليستي العابر للقارات 8K69. عند تصميم المحرك، ولأول مرة في ممارسة بناء المحرك المحلي، تم تطوير فوهة أنبوبية لغرفة المحرك ودخلت حيز الإنتاج.

في عام 1964، بدأ العمل على إنشاء المحرك الرئيسي RD857 للمرحلة الثانية من الصاروخ المشترك 8K99، والذي تم من أجله لأول مرة تطوير مخطط للحرق اللاحق لغاز المولد المختزل في غرفة الاحتراق. كان هذا المحرك أيضًا أول محرك يتحكم في ناقل الدفع باستخدام حقن غاز المولد في الجزء الأسرع من الصوت من الفوهة.

شاركت Yuzhnoye SDO أيضًا في البرنامج القمري السوفيتي، والذي بدأ في عام 1965 تطوير وحدة الصواريخ (الكتلة E) للسفينة القمرية للمجمع 11A52. تتكون كتلة محرك المركبة الفضائية القمرية التي تم إنشاؤها في مكتب تصميم Yuzhnoye من المحرك الرئيسي RD858 والمحرك الاحتياطي RD859 وحلت المهام التالية: إجراء هبوط سلس على سطح القمر، والإقلاع من سطح القمر ووضع المركبة القمرية في الشكل الإهليلجي. مدار قمر صناعي قمري. بشكل عام، كانت كتلة المحرك التي تعمل بالوقود السائل لوحدة الهبوط على سطح القمر واحدة من أكثر المحركات موثوقية بين فئتها. تم اختبار ثلاث مجموعات من المحركات بنجاح في مدار حول الأرض كجزء من المركبة الفضائية الخاصة T-2K التي تم إطلاقها باستخدام مركبة الإطلاق Soyuz.

بدأ تصميم محرك RD861 للمرحلة الثالثة من مركبة الإطلاق Cyclone-3 في عام 1966. يتمتع هذا المحرك بخصائص كتلة طاقة عالية جدًا.

في عام 1976، أثناء إنشاء 15A18 ICBM، بدأ العمل على تطوير محرك RD864 من أربع غرف يعمل على AT وUDMH وفقًا لمخطط دون حرق غاز المولد. يوفر المحرك التشغيل في وضعين: رئيسي وخانق مع تبديل متعدد (حتى 25 مرة) من وضع إلى آخر. ولهذا المحرك تم تطوير واستخدام وحدات التحكم للنفاثات المضادة للضغط العالي، والتي تتميز بالدقة والسرعة العالية، واستخدمت لأول مرة.

تم تعديل هذا المحرك باستخدام محرك RD869 للصاروخ الباليستي العابر للقارات 15A18M، والذي يتمتع بأداء أعلى.

كانت المرحلة الجديدة لمكتب تصميم Yuzhnoye هي تطوير مركبة الإطلاق Zenit-2، والتي بدأت في عام 1977. ومن مميزات مركبة الإطلاق هذه استخدام مكونات الوقود المبردة عليها: الكيروسين والأكسجين السائل، ولأول مرة في ممارسة بناء المحرك، تقرر تصميم محرك توجيه يعتمد على مكونات الوقود هذه وفقًا للمخطط مع الاحتراق اللاحق لغاز المولد. بفضل الخبرة المتراكمة في تصميم محركات الوقود السائل وإدخال الحلول التقنية المتقدمة أثناء تصميم محرك RD-8، كان من الممكن الحصول على طاقة عالية وخصائص كتلة، وضمان موثوقية عالية وعمر خدمة طويل.

محركات التوجيه

التوجه نحو الأرض، كجم	مكونات الوقود
	عامل مؤكسد – حمض النيتريك + 27% N2O4 وقود - ثنائي ميثيل هيدرازين غير متماثل	مصمم للتحكم في المرحلة الأولى لصاروخ 8K64 (SS-7) من خلال جميع قنوات التثبيت.
4920 (في الفراغ)	عامل مؤكسد – حمض النيتريك + 27% N2O4 وقود - ثنائي ميثيل هيدرازين غير متماثل	مصمم للتحكم في المرحلة الثانية من صاروخ 8K64 (SS-7) من خلال جميع قنوات التثبيت.
	عامل مؤكسد – رابع أكسيد ثنائي النيتروجين وقود - ثنائي ميثيل هيدرازين غير متماثل	مصمم للتحكم في المرحلة الأولى من صاروخ 8K67 (SS-9-1; SS-9-2) ومركبات الإطلاق Cyclone على طول جميع قنوات التثبيت.
5530 (في الفراغ)	عامل مؤكسد – رابع أكسيد ثنائي النيتروجين وقود - ثنائي ميثيل هيدرازين غير متماثل	مصمم للتحكم في المرحلة الثانية من صاروخ 8K67 (SS-9-1; SS-9-2) ومركبات الإطلاق Cyclone على طول جميع قنوات التثبيت.
	عامل مؤكسد – رابع أكسيد ثنائي النيتروجين وقود - ثنائي ميثيل هيدرازين غير متماثل	مصممة للتحكم في طيران المرحلة الأولى للصواريخ 15A15 و 15A16 (SS-17-1) و (SS-17-2).
8000 (في الفراغ)	عامل مؤكسد – الأكسجين السائل وقود -	مصمم للتحكم في طيران المرحلة الثانية من مركبات الإطلاق Zenit على طول جميع قنوات التثبيت.