ロケットエンジン。 液体ロケットエンジン 固体ロケット：構成
セクション 7
打ち上げロケット用液体ロケットエンジン
液体ロケットエンジン
7.1.1. 概略図
推進ロケット エンジンの目的は、打ち上げロケットのステージを確実に所定の速度まで加速することです。 これらのエンジンは、推力（数百キロニュートンから数十メガニュートン）の点で他の液体推進エンジンよりも優れています。 これらは通常、1 回のスイッチオンで (打ち上げロケットの一部の上段の液体ロケットエンジンを除く)、2 ～ 10 分間動作するように設計されています。 これらのエンジン（以下、単に液体ロケットエンジン）は、酸化剤と燃料からなる 2 つのコンポーネントのクラスに属する液体ロケット燃料を使用し、ロケット推進システムの別々の燃料タンクに保管されます。
ソ連初の宇宙打上げロケットには 5 基の液体推進ロケット エンジン (RD 107 および RD 108) が装備され、総打ち上げ推力は 4 MN、燃料は液体酸素 - 灯油でした。 TPU エンジンは、濃過酸化水素の触媒分解生成物によって駆動されました。 60年代初頭以来。 LV は、高沸点燃料で動作する液体推進エンジンを使用します。高沸点燃料の両方の成分は、幅広い環境条件下では液体です。 これらには、液体推進エンジンと接触すると自己発火する酸化剤や可燃性物質が含まれており、これが信頼性の要因となります。
エンジンを始動します。 60年代半ば。 V
ソ連は、高沸点コンポーネントでアフターバーニングを行う強力な単室液体推進ロケットエンジンを開発し、米国では、酸素水素燃料を使用し、室冷却ジャケットで加熱された水素によるTHA駆動を備えた液体推進ロケットエンジンを開発しました。 1981 年以来、アフターバーニング付きの酸素水素液体推進ロケット エンジンが使用されており、ロケット ビークル (スペースシャトル) の打ち上げから地球低軌道へのペイロードの配送まで動作します。
80年代 ソ連では、酸素とケロシンを使用し推力約8MNの世界で最も強力な液体推進ロケットエンジンRD 170と、同じ燃料を使用して推力約0.9MNのRD 120が開発されました。 は
ゼニット打ち上げロケット (Sea Launch プログラム) の第 1 段と第 2 段で使用されました。 世紀の変わり目に、推力約 4 MN の酸素ケロシン エンジン RD 180 がロシアで製造され、アトラス 3 およびアトラス 5 ロケット (米国) で使用されました。
液体推進ロケット エンジンの推力はチャンバー内で生成され (図 7.1.1)、燃料の潜在化学エネルギーが反応性ガス ジェットの運動エネルギーに変換されます。 このチャンバーには、ミキシングヘッドを備えた円筒形の燃焼室 (CC) が含まれており、そこで燃料の燃焼が 5 ～ 30 MPa の圧力で起こり、生成された高温ガスを超音速 (最大速度) まで加速するためのラヴァル ジェット ノズルが備えられています。 M4)に。 この場合、ガス温度は 2 ～ 3 倍、圧力は数千倍低下する可能性があります。 チャンバー内の熱流束密度 q (チャンバーの単位表面積を単位時間当たりに通過する熱量) は数十 MW/m2 で測定されます。
米。 7.1.1. 液体ロケット エンジン チャンバーとその長さに沿ったガス流パラメーターの変化:
1 - ミキシングヘッドKS; 2 - KS ワークスペース。 3、4 - それぞれノズルの亜音速部分と超音速部分
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7.1章。 液体ロケットエンジン |
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そして節約するために |
構造的完全性 |
液体ロケット エンジンは、主に 2 つの方法に従って実行されます。 |
そのチャンバーは燃料の一部で冷却されます（通常は |
機能図: アフターバーニングなし |
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ただし可燃性）を燃やす前に（再生器） |
チャンバー内のネレーターガスとアフターバーニング。 |
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積極的な冷却スキーム）。 燃料コム |
最初のケース (図 7.1.2) では、ガスが活性化されます。 |
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コンポーネントはターボポンプによってチャンバーに供給されます |
高ドロップタービンに搭載 |
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ユニット (THA)、通常は車軸を含む |
0.15 MPa まで、その後は部門に指示 |
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遠心ポンプと軸流タービン、 |
エキゾーストパイプ、エンドセクション |
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ガス4で生成されたガスによって回転します。 |
チャンバーまたは特殊なノズル（液体ロケットエンジン内） |
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液体の一部の燃焼中のネレーター (GG) |
ロケット上段）。 気温が低いため |
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のいずれかを大幅に過剰に含む燃料 |
発生器ガスの動的パラメータ |
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コンポーネント。 |
液体燃料ロケットエンジンの比推力 I y の値について |
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米。 7.1.2. 模式図液体ロケットエンジンRD252：
1 - 2、4、5 - 遮断パイロバルブ。 3 - GG; 6 - 電気駆動のトラクションレギュレーター。 7 - 燃料成分比安定剤。 8 - 逆止弁; 9 - スタートバルブ。 10、11 - パイロメンブレン分離バルブ。 12 - 電気駆動によるタンク空化システム (TSS) のスロットル。 13 - ネジ遠心燃料ポンプ。 14 - 遠心スクリュー酸化剤ポンプ。 15 - TNA タービン。 16 - パイロスターター。 17 - 燃料遮断弁。 18 - あなた
TNAコットンノズル
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概略図 |
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カメラよりも低いことがわかります。 ポエト |
TNA ドライブは大量のガスを必要とします (最大 80%) |
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アフターバーニングのないミュースキームは、以下の場合に推奨されます。 |
p でのチャンバーを通過する流量から 15 MPa)、 |
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レベル p から 7 ～ 10 MPa、ドライブを回すと |
酸化的 GG がより頻繁に使用されます (除く) |
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3 つ以上のビンは必要ありません |
人気のある |
水素燃料液体ロケットエンジン |
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燃料エンジン（ |
損失が発生しています |
高い熱力学によるリュケム |
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TNAドライブリーチ |
さらに遠く |
空のプロパティ)。 同時に、すべての |
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pの増加により、 |
走行距離 |
液体燃料ロケット エンジンによって消費される酸化剤の質量、s |
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低空で発電機ガスをトリガーする |
燃料の大部分、バルク |
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タービンを再起動してから焼き付けます |
再生トラクトに送り込まれる |
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残りの燃料が入ったチャンバー、 |
チャンバーを効率的に冷却します。 |
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損失 I y を排除します。 非冷却時の耐久性 |
酸化ハのアフターバーニングを伴うスキーム |
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タービン経路の制限は次のとおりです。 |
for (図 7.1.3 および 7.1.4) を使用すると、p を実装できます。 |
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発電機の温度 |
ガスサイズ |
約30MPaのレベルです。 さらに詳しく |
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過剰な酸化剤を含む 850 K および 1300 K - |
p k の大幅な増加が必要です。 |
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余った燃料で。 この状況 |
アフターバーニング前のすべての燃料のz化 |
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低分子量とともに |
カメラには 2 つの GG を使用する必要があります。 |
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ガスを還元し、 |
あらかじめ決めておく |
酸化的および還元的（スキーム） |
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パフォーマンスとエネルギーの向上 |
"ガス - ガス")、したがって、2 つのタービンが |
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ドージを使用しない液体燃料ロケットエンジンの遺伝的利点 |
液体ロケットエンジン供給システム。 現代レベルでは |
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ガニヤ。 しかし、アフターバーニングのある液体推進ロケットエンジンでは、 |
テクノロジーは開発のための主要なツールです |
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米。 7.1.3. 液体推進ロケットエンジン RD 253 の概略図:
1 - ガスパイプライン; 2 - GG; 3、4、14 - 遮断パイロバルブ。 5 - 電気駆動のトラクションレギュレーター。 6 - TNA タービン。 7 - ジェットブースターポンプ。 8、10 - パイロメンブレン分離バルブ。 9 - 遠心スクリュー酸化剤ポンプ; 11、12 - 二段遠心スクリュー燃料ポンプ。 13 - 電気駆動付き SOB スロットル。 15 - カメラ。 タンク加圧ユニットとステアリングギアへの燃料抽出は示されていません（総消費量: 酸化剤 - 2.13 kg/秒、燃料 1.51 kg/秒）。
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米。 7.1.4. 液体推進ロケットエンジン RD 120 の概略図:
1 - 電気駆動のトラクションレギュレーター; 2 - (2 段) スクリュー遠心燃料ポンプ; 3 - 電気駆動による SOB スロットル。 4 - メイン (始動遮断) 燃料バルブ; 5 - オーガー遠心酸化剤ポンプ; 6 - チャンバーカーテン冷却ベルトのバルブ。 7 - カメラ。 8 - メインポンプのタービン。 9 - GG; 10 - 燃料遮断弁。 11 - 酸化装置のメイン（始動遮断）バルブ。 12 - タンク加圧用のヘリウム熱交換器。 13 - 酸化剤のブースター TNA。 14 - 逆止弁。 15 - ブースター燃料ポンプ。 ヘリウム制御線は示されていません
バルブおよび始動システム (焼夷性組成物が入った容器を含む)
設計設計の技術的完成度に影響を与える液体推進剤エンジンは、(選択された燃料の) パラメーター pk であり、増加すると Iу が増加し、チャンバーと液体推進剤エンジン全体の寸法が縮小されます。 ただし、これにはポンプ出力の増加と困難の増加が伴います。
液体燃料ロケットエンジンの開発。
7.1.2.
ユニットの組み立て。 液体推進剤エンジン (図 7.1.5 ～ 7.1.8) には、チャンバー、燃料ポンプ、ガス発生器に加えて、液体およびガスのパイプライン、発射装置およびシステムも含まれています。 電気ドライブ、空圧、パイロ、油圧システムおよびデバイスを備えた自動化ユニット
LREの運用管理。 緊急保護システムユニット。 遠隔測定システムのセンサー。 オートメーションユニットに信号を供給し、遠隔測定センサーから信号を受信するための電気ケーブル幹線。 打ち上げロケットのエンジンルーム内の適切な温度を確保し、個々の要素の過熱または過冷却を防ぐカバーとスクリーン。 タンク加圧ユニット（熱交換器、ミキサーなど）。 多くの場合、液体推進ロケットエンジン、チャンバー、ノズルを、それらの動作を保証するシステムで操縦します。 液体ロケット エンジンは、単一チャンバーまたは複数のチャンバーが 1 つのポンプで駆動されるマルチチャンバーの場合があります。 打ち上げロケットの最初の段階では、共通のブロックで接続された一連の同一のエンジン ブロック (モジュール) からなるブロック液体推進エンジンが使用されることがよくあります。
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LPRE の設置構造図 |
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米。 7.1.5. 硝酸燃料 - 非対称ジメチルヒドラジン (UDMH) を使用した地上推力 151 トンの RD 216 エンジン
米。 7.1.6. 四酸化窒素燃料 - 非対称ジメチルヒドラジン (UDMH) を使用した地上推力 150 トンのエンジン RD 253
米。 7.1.7. 真空推力を備えたRD 120エンジン |
米。 7.1.8. 地上での推力を備えたエンジン RD 170 |
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燃料酸素 - 灯油 90トン |
燃料酸素 - 灯油 740 トン |
重要ではありませんが、 |
おかげで |
なぜロータリーなのか |
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レニヤ液体ロケットエンジン。 |
カメラは広く使われるようになりましたが、 |
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通常、液体燃料エンジンは動力を提供します。 |
デフレクターが必要であるにもかかわらず |
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ロケットに推力を伝達するフレーム。 あなた |
油圧ドライブや複雑な機械式ロケットエンジンなど |
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溶接された空間の形で満たされる |
NIC相互可変補償器 |
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トラス、フレームの一端が石に取り付けられている |
部品の交換 |
補償器を設計する |
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もう 1 つは LV フレームに接続されます。 |
含まれています |
比較的 |
鋼鉄 |
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カメラ画像と一緒にフレームに入れる |
またはニッケルベローズ、 |
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彼らには権力構造があり、その上に構築される |
カルダンを収容できる、 |
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ロケットエンジンがクラッシュする。 液体燃料ロケットエンジンの動力構造に |
内部から軸力を受ける |
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アフターバーニングにはタービンハウジングも含まれます |
圧力と角運動の許容 |
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GGとガスパイプラインを備えたNY、kameとの組み合わせ |
ニヤノード。 伸縮継手をアンロードするには |
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溶接されたモノブロックに群がります。 使用時 |
軸方向および角度方向の動き中 |
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間の飛行制御を目的とした液体推進ロケットエンジンの研究 |
ストラル |
ベローズ (図 7.1.9) サラウンド |
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カメラとフレームの追加の場所 |
油圧室を追加形成 |
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NYユニット - ヒンジ付きサスペンション。 |
糸ジャバラ。 ジャバラの塊 |
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通常はカメラヘッドに取り付けます。 エンジン |
ペンセーターは、以下の角度変形を補正します。 |
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このフレームは構成に含めることはできません |
/ 8 作動流体温度最大 1020 K |
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液体ロケットエンジン - フレームへの取り付けに基づく |
圧力は30MPaまで可能です。 |
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ロケットエンジンを取り付ける前のutu LV。 |
フレクターは最小限のガイドを提供します |
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ジンバルが提供するものは、 |
相対的な抵抗。 亀と一緒に |
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カメラの傾きは最大/10以内ですが |
群れはそらされ、他のユニットも可能です |
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最低の位置。 同時に長さも |
液体ロケットエンジンはチャンバーにしっかりと接続されています。 これ |
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推力ベクトルのこの成分は減少します |
液体推進ロケットエンジンの設計は簡素化されるが、複雑になる |
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米。 7.1.9. ベローズ補償器は、最大 1020 K の作動流体温度および最大 30 MPa の圧力で最大 8 の角変形を補償します。
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LPRE の設置構造図 |
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許容可能なサイズと重量を備えた強力で高速なドライブを作成するという課題に取り組みます (ドライブは専門組織によって開発され、通常は打ち上げロケットの組み立て中に取り付けられます)。
液体推進ロケット エンジンを組み立てる際の主な目標は、設計の高い製造可能性、生産組立の容易さ、制御および技術テスト後の作業空洞の処理能力を確保しながら、液体推進ロケット エンジンの最小寸法と重量を達成することです。等 この目標は、まずユニットを高密度に配置することによって達成されます。 最新のロケット エンジンにはジェット ノズルが含まれています 大きいサイズ（多くの場合、エンジン全体の寸法を決定します）そして、さまざまなユニットを収容するためにチャンバーの周りの空きスペースを使用することをお勧めします。 燃料ポンプは燃焼室の領域に配置されます。通常はその軸に沿って、または（複数室の液体推進エンジンの場合）燃焼室間の空間に配置されます。 アフターバーニング付き液体推進ロケットエンジンの LRE は、排気ガスをチャンバーのミキシングヘッドに供給するガスラインを短くするためにタービンを上向きにして取り付けられます。その結果、ガスラインの質量と水圧抵抗が大幅に減少します。液体燃料ロケット エンジンの重量と必要なポンプ圧力に影響します。 GG は短いパイプを介してタービン入口に取り付けられます。 ポンプ入口には取り付けフランジが装備されており、対応する燃料コンポーネントのタンクに近づけられます。
ロケットエンジンの組み立て。 液体推進ロケット エンジンを組み立てる際には、技術的な組み立てプロセスのさまざまな側面が考慮されます。 速度を上げてコストを削減するために、高推力液体推進ロケットエンジンの設計は別々の大きなブロックに分割され、異なる作業場で並行して組み立てられ、一般的な組立作業場で統合されます。 たとえば、RD 170 には 7 つのブロックがあります。 モーターフレームを備えたガスダクトとチャンバーのヒンジ付きサスペンションのトラバースは、高強度、高剛性、および残りのブロックが接合される正確な取り付け面を備えたベースブロックを形成します。 溶接は液体推進エンジンの設計に広く使用されており、これによりエンジンの重量を大幅に軽減することもできます。 個々の要素液体燃料エンジンの防火台テスト（新しい設計のテストに必要）後の隔壁の可能性を維持しながら、溶接ブロック（サブアセンブリ）に組み合わせることができます。
サイズおよび供給されたエンジンの品質管理のために提供されます）。
液体推進エンジンの高い信頼性の条件の 1 つは、取り外し可能な接続の気密性を確保することです。 高沸点燃料コンポーネントのライン内でそれらをシールするには、主に特殊なゴムやプラスチックで作られた比較的安価なエラストマーガスケットが使用されます。 極低温コンポーネントと高温ガスのラインの気密性は、軸方向および半径方向の圧縮のさまざまな構成の弾性金属シールによって確保されます。 これらは通常、弾塑性領域で動作するため、接続のサイズと重量が軽減されます。
比較的剛性の低い軽量フランジを備えた大型で高荷重の接続用に、作動媒体の圧力の増加に伴って増大するセルフシール効果を利用した特殊な弾性金属シールが開発されました（図 7.1.10）。 さらに、締結領域の接合密度が維持されていれば、シール領域でフランジが広がる場合でも気密性が確保されます。 このような接続を締めるのは、塑性変形可能なガスケットを使用した接続よりもはるかに少ない労力で済みます。 さらに、弾性シールは高サイクル負荷下でも締め直すことなく動作し続けるため、液体推進ロケット エンジンの信頼性が大幅に向上します。 プロレンジ向けに開発されたシール
x 直径 30 ～ 700 mm、動作温度 253 ～ 800 C、圧力最大 MPa。 これらのシールは高張力鋼と合金で作られており、耐食性も備えたシーリング コーティング (銅、銀、フッ素樹脂、金属フッ素樹脂) を使用しています。
骨と火の安全。
特に重要な接続では、より複雑で高価な二重バリアシールが使用されます (図 7.1.11)。 これらは、シール面を複製することと、シールバリアの個別の診断の可能性（作業キャビティに圧力を加えた場合と加えない場合）を組み合わせることで達成される信頼性の向上によって区別されます。 これにより、ロケットエンジンの保管および動作の全期間を通じて接続の気密性を制御することが可能になります。 多くの場合、接続を確立することをお勧めします
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米。 7.1.10。 弾性金属シールのセクション:
フラット接続の場合。 b - 球面の場合
「静的」ボールジョイントを形成する球面合わせ面を備えた接続（高荷重、大型）。これにより、製造中の始動を補償し、組み立て中のパイプラインの取り付け応力が軽減されます。 これにより、信頼性が向上するとともに、より少数の複雑で大規模な補償器の使用が可能になります。 球面の間に二重バリアシールを配置し、2 番目のバリアが分離リングとしても機能することで、シール面の損傷を防ぎ、フランジを変更することなくユニットを繰り返し再利用できるようにします。
小径パイプラインでは、弾性要素を含む「静的」ヒンジを備えたガスケットなしの継手接続を使用することをお勧めします。
メント。 このようなシンプルな接続は、ネジを締め直すことなく高サイクルの負荷に耐えることができます。
液体推進ロケット エンジンの組み立てプロセスでは、嵌合ユニットの相対位置の誤差が避けられないため、機械的な寸法補正装置が設計に組み込まれています。 パイプラインの歪みや位置ずれ時の角度や直線の変形を補償するために、ホースが広く使用されています。 直径 25 mm まではフッ素樹脂で作ることができ、直径 60 mm までは単層または多層の金属編組で囲まれたゴムチューブで作ることができます。 より大きな直径の高圧ホースでは、指定されたチューブの代わりに、環状波形を備えた金属ベローズ（単層および多層、シームレスおよび溶接）が取り付けられ、外側が中間金属で補強されています。
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人類の技術的成果の中で、ロケットエンジンは特別な位置を占めています。 人間の心と手によって生み出された装置は、科学技術の進歩の頂点であるだけではありません。 これらの最も複雑な機械のおかげで、人類は地球の抱擁から逃れ、広大な宇宙に進出することができました。
今日、人々は数百トンもの推力を生み出すことができる世界で最も強力なロケット エンジンを自由に利用できます。 ロケットレースは数千年前に始まりました... 古代中国職人たちは花火用の最初の火薬を作成することに成功しました。 本当の意味での最初のジェットエンジンが誕生するまでには、膨大な時間がかかるだろう。
火薬を捨て、液体燃料を使ったジェット推進力を得た人類は、ジェット航空機の製造に移り、ロケット技術のより強力なモデルを作成する機会を得ました。
人類がロケット技術の世界に第一歩を踏み出す
人類はかなり長い間ジェット推進に慣れてきました。 古代ギリシャ人でさえ、圧縮空気によって駆動される機械装置を使用しようとしました。 その後、火薬の燃焼によって飛行する装置や機構が登場し始めました。 中国で作られ、その後西ヨーロッパに登場した最初の原始的なミサイルは完璧とは程遠いものでした。 しかし、すでに初期の段階で、ロケット エンジンの理論は最初の形をとり始めていました。 発明家や科学者は、火薬の燃焼中に発生し、物理的物質体の迅速な飛行を保証するプロセスの説明を見つけようとしました。 ジェット推進は人々の関心をますます高め、技術開発に新たな地平を切り開きました。
火薬の発明の物語は、ロケット技術の発展に新たな刺激を与えました。 ジェットエンジンの推力とは何かについての最初のアイデアは、長期にわたる実験と実験の過程で形成されました。 黒色火薬を使用して作業や研究が行われました。 火薬を燃やす過程で原因が判明した 多数の膨大な潜在能力を秘めたガス。 銃器は科学者に粉末ガスのエネルギーをより効率的に利用するというアイデアを与えました。
技術基盤が不完全だったため、他の燃料を使用してジェット推進を生み出すことはできませんでした。 それは、最初の固体推進剤装置となった粉末ロケット エンジンであり、人々に役立つ現代のロケット エンジンの原型となりました。
20 世紀初頭まで、ロケット技術はジェット推進に関する最も原始的な考え方に基づいた原始的な状態にありました。 ジェット推進の出現に寄与するプロセスを科学的な観点から説明する最初の試みがなされたのは、19 世紀の終わりになってからでした。 チャージが増加するにつれて牽引力が増加し、それがエンジンの走行の主な要因であることが判明しました。 この関係は、ロケット エンジンがどのように機能するか、そして打ち上げられた装置からより高い効率を達成するためにどの方向に進むべきかを説明しました。
この分野のチャンピオンはロシアの科学者に属します。 ニコライ・チホミロフはすでに 1894 年にジェット推進の理論を数学的に説明し、ロケット (ジェット) エンジンの数学的モデルを作成しようとしました。 20世紀の傑出した科学者、コンスタンチン・ツィオルコフスキーは、ロケット技術の発展に多大な貢献をしました。 彼の研究の結果は、ロケット エンジンの理論の基礎となり、その後、あらゆるロケット エンジン設計者によって使用されました。 その後のすべての開発とロケット技術の創造は、ロシアの科学者によって作成された理論部分を使用して実行されました。
宇宙飛行の理論に夢中になったツィオルコフスキーは、固体燃料の代わりに液体成分（水素と酸素）を使用するというアイデアを最初に表明した。 彼の意見により、今日最も効率的で効率的なタイプのエンジンである液体ジェットエンジンが登場しました。 ロケットの打ち上げ時に使用されたロケットエンジンのその後のすべてのモデルの開発は、大部分が液体燃料で動作し、酸素が酸化剤になる可能性があり、他のものは使用されました。 化学元素.
ロケットエンジンの種類: 設計、図、装置
ロケットエンジンの設計や工業完成品を見ると、これが技術的天才の頂点とは言い難い。 ロシアのRD-180ロケットエンジンのような完璧な装置でさえ、一見したところ非常に平凡に見える。 ただし、このデバイスの主なものは、使用されているテクノロジーと、この奇跡のテクノロジーが持つパラメーターです。 ロケット エンジンの本質は従来のジェット エンジンであり、燃料の燃焼により必要な牽引力を提供する作動流体が生成されます。 唯一の違いは、燃料の種類と、燃料が燃焼して作動流体が形成される条件です。 エンジンが動作開始から最初の数秒で最大の推力を発揮するには、大量の燃料が必要です。
ジェットエンジンでは、燃料成分の燃焼は大気の関与により行われます。 ラムジェット エンジンは今日の主力エンジンであり、燃焼室内で航空灯油が酸素とともに燃焼し、出力部で強力なガスのジェット流を形成します。 ロケットエンジンは完全に 自律システムここでは、大気中の酸素を介さずに固体または液体燃料の燃焼によってジェット推力が生成されます。 たとえば、液体ロケット エンジンは燃料で動作します。酸化剤は燃焼室に供給される化学元素の 1 つです。 固体推進剤ロケットは、1 つの容器に入った固体燃料で動作します。 燃焼すると、高圧下で燃焼室から大量のエネルギーが放出されます。
作業開始前の燃料の質量はロケットエンジンの質量の90％です。 燃料が消費されると、その初期重量は減少します。 したがって、ロケットエンジンの推力が増加し、荷重を伝達する際に有効な仕事が確実に行われるようになります。
ロケット エンジンの燃焼室内では空気が関与せずに燃焼プロセスが発生するため、ロケット エンジンは高高度や宇宙空間への飛行に理想的な装置となります。 現代のロケット工学で使用されるすべてのロケット エンジンの中で、次のタイプを区別する必要があります。
- 固体ロケットエンジン（TRE）。
- 液体 (LPRE);
- 化学ロケットエンジン（CRE）。
- イオンロケットエンジン。
- 電気ロケットモーター。
- ハイブリッドロケットエンジン（HRE）。
セパレートタイプには爆発ロケットエンジン（パルス）があり、主に宇宙空間を走行する宇宙船に搭載されています。
操作と技術的能力に応じて、装置は打ち上げロケットエンジンと操縦エンジンに分けられます。 最初のタイプには、巨大な推力を持ち、重力に打ち勝つことができる最も強力なロケット エンジンが含まれます。 このタイプの最も有名な代表はソビエトの液体エンジン RD-170/171 で、ロケット発射時に 700 tf の推力を発生します。 燃焼室内で発生する圧力は250kgf/cm2という膨大な値になります。 このタイプのエンジンは、エネルギア打ち上げロケット用に作成されました。 灯油と酸素の混合物が、設備を動作させるための燃料として使用されます。
ソビエトの技術は、アメリカのアポロ月計画のロケットの飛行を保証した、有名なアメリカの F-1 装置よりも強力であることが判明しました。
第 1 段および第 2 段の推進システムとして、始動用ロケット エンジンまたは推進エンジンを使用できます。 これらは、ロケットに所定の軌道に沿った所定の速度と安定した飛行を提供し、今日存在するすべての種類のロケット エンジンで表すことができます。 最後のタイプのステアリングモーターは、大気圏での巡航飛行中と宇宙での宇宙船の調整中の両方でロケット技術を操縦するために使用されます。
現在、サステナーロケットエンジンを製造する技術力を備えている州はわずかです。 ハイパワー、大量の貨物を宇宙に打ち上げることができます。 このようなデバイスは、ロシア、米国、ウクライナ、および欧州連合諸国で製造されています。 ロシアのロケット エンジン RD-180、ウクライナのエンジン LRE 120 および LRE 170 は、現在、宇宙計画の開発に使用されるロケット技術の主要な推進システムです。 現在、米国のサターンロケットとアンタレスロケットにはロシア製のロケットエンジンが搭載されている。
現在、最新の技術が使用されている最も一般的なエンジンは、固体推進剤エンジンと液体ロケット エンジンです。 最初のタイプが最も使いやすいです。 2 番目のタイプの液体ロケット エンジンは、主な燃料成分が化学元素である強力かつ複雑な閉サイクル装置です。 これら 2 種類の推進システムには化学ロケット エンジンが含まれますが、燃料成分の集合状態が異なるだけです。 ただし、このタイプの機器の操作は次のとおりです。 極限状態、高度なセキュリティ対策に準拠しています。 このタイプのエンジンの主燃料は水素と炭素であり、これらは酸素と相互作用し、酸化剤として機能します。
ケミカルジェットエンジンは燃料成分として灯油やアルコールなどの可燃性物質を使用します。 このような混合物の酸化剤はフッ素、塩素、酸素です。 化学エンジンを作動させるための燃料は非常に有毒で、人間にとって危険です。
動作サイクルが速すぎて制御できない固体燃料エンジンとは異なり、液体燃料エンジンでは動作を調整できます。 酸化剤は別の容器に入れられ、限られた量で燃焼室に供給され、そこで他の成分とともに作動流体が形成され、ノズルから出て推力を生み出します。 推進システムのこの機能により、エンジンの推力を調整できるだけでなく、それに応じてロケットの飛行速度を監視することもできます。 現在、宇宙ロケットの打ち上げに使用されている最高のロケット エンジンは、ロシアの RD-180 です。 この装置は高い技術的特性を備えており、経済的であるため、運用のコスト効率が高くなります。
どちらのタイプのエンジンにも長所と短所がありますが、その使用範囲とロケット技術の開発者が直面する技術的課題によって相殺されます。 化学エンジンの最新製品は、SpaceX の極低温メタン ロケット エンジンであるラプターであり、惑星間移動が可能なロケット用に製造されています。
最新型のロケットエンジン
ロケット エンジンの主な動作特性は比推力です。 この値は、単位時間当たりに消費される燃料量に対する発生推力の比率で決まります。 今日、ロケット技術の有効性とその経済的実現可能性はこのパラメータによって決まります。 最新の技術は、高い比推力を得るために、このパラメータの高い値を達成することを目的としています。 宇宙船の高速かつ無限の移動を実現するには、他の種類の燃料を使用する必要があるかもしれません。
固体推進剤と液体推進剤の両方の化学ロケット エンジンは、開発のピークに達しています。 これらのタイプのエンジンは弾道ロケットや宇宙ロケットの主力エンジンであるにもかかわらず、その後の改良には問題があります。 現在、他のエネルギー源を利用する取り組みが進められています。
優先分野の中には、次の 2 つが挙げられます。
- 核ロケットエンジン（イオン）。
- 電気ロケットエンジン（パルス）。
どちらのタイプも宇宙船製造の分野では優先事項のようです。 これらの推進システムの最初のプロトタイプには今日の欠点があるにもかかわらず、宇宙への打ち上げははるかに安価で効率的になるでしょう。
人類が宇宙時代に突入した化学エンジンとは異なり、原子力エンジンは液体や液体の燃焼を介さずに必要な推進力を提供します。 固形燃料。 作動流体は、気体状態に加熱された水素またはアンモニアです。 核燃料との接触によって加熱されたガスは、高圧下で燃焼室から出ます。 このタイプのエンジンの比推力は非常に高くなります。 このような施設は、原子力および同位体とも呼ばれます。 その実力はかなり高く評価されている。 地球上での打ち上げから原子力推進エンジンの運転は、その地域の放射能汚染のリスクが高いため不可能と考えられています。 サービス担当者ローンチコンプレックス。 このようなエンジンは宇宙での巡航飛行中にのみ使用できます。
核ロケットエンジンの可能性は非常に高いと考えられていますが、熱核反応を制御する効果的な方法がないため、現状での使用は非常に問題があり危険です。
次のタイプは、 電気モーター電気推進エンジンは最初から最後まで実験的なものです。 この推進システムは、電磁式、静電式、電熱式、パルス式の 4 種類が同時に考慮されます。 このグループの最大の関心は、イオンまたはコロイドとも呼ばれる静電デバイスに代表されます。 この装置では、作動流体 (通常は不活性ガス) が電場によって加熱されてプラズマ状態になります。 イオンロケットエンジンは他のロケットエンジンの中で最も高い比推力を持っていますが、プロジェクトの実用化について話すのは時期尚早です。
高い勢いを示す指標にもかかわらず、この展開には重大な欠点があります。 エンジンの動作には、途切れることなく大量の電力を供給できる常時電源が必要です。 したがって、そのようなエンジンは高い推力を得ることができず、効率的かつ経済的な宇宙船を作成するための設計者の努力が減り、悪い結果が生じる。
今日人類が備えているロケットエンジンは、人類に宇宙へのアクセスを提供し、長距離の宇宙探査を可能にしました。 しかし、使用されているデバイスが技術的な限界に達しているため、他の方向への取り組みを強化するための前提条件が生じています。 おそらく近い将来、原子力発電所を搭載した船が宇宙を航行するか、あるいは光速に近い速度で飛行するプラズマロケットエンジンの世界に突入することになるでしょう。
液体ロケットエンジンは、その燃料が次のとおりであるエンジンです。 液化ガスそして化学液体。 液体ロケットエンジンは、構成部品の数に応じて、1 構成要素、2 構成要素、3 構成要素のものに分けられます。
開発の簡単な歴史
ロケットの燃料として液化水素と酸素を使用することが初めて K.E. によって提案されました。 1903年のツィオルコフスキー。 液体燃料ロケット エンジンの最初の試作品は、1926 年にアメリカ人のロバート ハワードによって作成されました。 その後、ソ連、米国、ドイツでも同様の開発が行われた。 最大の成功はドイツの科学者、ティール、ウォルター、フォン・ブラウンによって達成されました。 第二次世界大戦中、彼らは軍事目的のために一連のロケットエンジンを開発しました。 もし帝国がもっと早くにV-2を作っていたら戦争に勝っていただろうという意見がある。 その後、冷戦と軍拡競争が、宇宙計画で使用する液体推進ロケット エンジンの開発を加速するきっかけとなりました。 RD-108 の助けを借りて、最初の人工地球衛星が軌道上に打ち上げられました。
現在、液体推進ロケット エンジンは宇宙計画や重ミサイル兵器に使用されています。
適用範囲
前述したように、液体推進ロケットエンジンは主に宇宙船や打上げロケットのエンジンとして使用されています。 液体推進エンジンの主な利点は次のとおりです。
- クラス最高の比推力。
- 完全停止および再始動を実行する機能とトラクション コントロールの組み合わせにより、操縦性が向上します。
- 固体燃料エンジンと比較して燃料コンパートメントの重量が大幅に軽減されます。
液体ロケットエンジンの欠点には次のようなものがあります。
- 装置がより複雑になり、コストが高くなります。
- 安全な輸送に対する要件の増加。
- 無重力状態では、燃料を沈降させるために追加のエンジンを使用する必要があります。
しかし、液体推進エンジンの主な欠点は、燃料のエネルギー能力の限界であり、そのため、液体推進エンジンを利用した宇宙探査は金星や火星までの距離に制限されてしまいます。
装置と動作原理
液体燃料ロケット エンジンの動作原理は同じですが、異なる装置回路を使用して実現されます。 ポンプを使用して、燃料と酸化剤が別のタンクからノズルヘッドに供給され、燃焼室に注入されて混合されます。 圧力下で燃焼した後、燃料の内部エネルギーが運動エネルギーに変わり、ノズルから流出し、ジェット推力を生み出します。
燃料システムは、燃料タンク、パイプライン、燃料をタンクからパイプラインに圧送するタービンと制御バルブを備えたポンプで構成されます。
ポンプによる燃料供給によりチャンバー内に高圧が発生し、その結果、作動流体がより大きく膨張し、比推力の最大値が達成されます。
インジェクターヘッド - 燃料成分を燃焼室に噴射するためのインジェクターのブロック。 インジェクターの主な要件は、高品質の混合と燃焼室への燃料供給の速度です。
冷却システム
燃焼プロセス中の構造からの熱伝達の割合は重要ではありませんが、燃焼温度が高いため (>3000 K)、冷却の問題が関連しており、エンジンの熱破壊の恐れがあります。 チャンバー壁の冷却にはいくつかのタイプがあります。
再生冷却は、酸化剤を使用せずに燃料が通過するチャンバーの壁に空洞を作り、チャンバーの壁を冷却し、熱が冷却剤 (燃料) とともにチャンバーに戻されることに基づいています。
壁層は、チャンバーの壁近くの燃料蒸気から生成されるガスの層です。 この効果は、ヘッドの周囲に燃料のみを供給するノズルを設置することで実現されます。 したがって、可燃性混合物には酸化剤が含まれておらず、壁での燃焼はチャンバーの中心ほど激しく発生しません。 壁層の温度は、燃焼室の中心の高温を燃焼室の壁から遮断します。
液体ロケットエンジンを冷却するアブレーション法は、チャンバーとノズルの壁に特殊な熱保護コーティングを施すことによって実行されます。 取材範囲 高温固体から気体状態に変化し、大部分の熱を吸収します。 液体ロケット エンジンを冷却するこの方法は、アポロ月面計画で使用されました。
液体推進ロケットエンジンの打ち上げは、実装に失敗した場合の爆発の危険性という点で非常に重要な作業です。 問題のない自己点火コンポーネントもありますが、点火に外部イニシエーターを使用する場合は、その供給と燃料コンポーネントの完全な調整が必要です。 チャンバー内に未燃焼の燃料が蓄積すると、破壊的な爆発力があり、重大な結果を招く可能性があります。
大型液体ロケットエンジンの打ち上げはいくつかの段階で行われ、その後最大出力に達しますが、小型エンジンは即座に 100% の出力にアクセスして打ち上げられます。
液体推進ロケットエンジンの自動制御システムは、エンジンの安全な始動とメインモードへの移行、安定動作の制御、飛行計画に応じた推力の調整、消耗品の調整、所定の値に達したら停止するのが特徴です。軌跡。 計算できない要因により、液体燃料ロケット エンジンには、プログラムに逸脱が発生した場合でもロケットが所定の軌道に入ることができるように、燃料の供給が保証されています。
液体推進剤ロケット エンジンの設計には、推進剤コンポーネントと設計プロセスにおけるその選択が重要です。 これに基づいて、保管、輸送、生産技術の条件が決定されます。 コンポーネントの組み合わせの最も重要な指標は比推力であり、燃料と貨物の質量の割合の分布はこれに依存します。 ロケットの寸法と質量は、ツィオルコフスキーの公式を使用して計算されます。 特定の推力に加えて、密度は燃料成分を含むタンクのサイズに影響し、沸点はロケットの動作条件を制限する可能性があり、化学的攻撃性はすべての酸化剤の特徴であり、タンクが規則に従って動作しない場合、危険が及ぶ可能性があります。タンク火災の原因となる場合もありますが、一部の燃料化合物の毒性は大気や環境に重大な害を及ぼす可能性があります。 したがって、フッ素は酸素より優れた酸化剤であるにもかかわらず、毒性があるため使用されていません。
単一成分液体ロケット エンジンは燃料として液体を使用しますが、液体は触媒と相互作用して高温ガスの放出とともに分解します。 単推進ロケットエンジンの主な利点は設計の単純さであり、そのようなエンジンの比推力は小さいですが、宇宙船の方向付けと安定化のための低推力エンジンとして理想的です。 これらのエンジンは排気量燃料供給システムを使用しており、プロセス温度が低いため、冷却システムは必要ありません。 単一コンポーネント エンジンには、熱や化学物質の排出が許容できない条件で使用されるガス ジェット エンジンも含まれます。
70 年代初頭、米国とソ連は、水素と炭化水素燃料を燃料として使用する 3 成分液体ロケット エンジンを開発していました。 このようにして、エンジンは始動時に灯油と酸素で作動し、高高度では液体水素と酸素に切り替わります。 ロシアにおける 3 成分液体推進剤エンジンの一例は RD-701 です。
ロケット制御は、グラファイトガスダイナミック舵を使用する V-2 ロケットで初めて使用されましたが、これによりエンジンの推力が減少し、現代のロケットはヒンジで本体に取り付けられた回転カメラを使用し、1 機または 2 機の操縦性を実現しています。 回転カメラに加えて、制御モーターも使用されます。制御モーターはノズルが反対方向に固定されており、宇宙で装置を制御する必要がある場合にオンになります。
クローズドサイクル液体推進ロケットエンジンは、一方のコンポーネントが低温で燃焼する際にガス化し、その結果得られるガスがタービンの作動流体として機能するエンジンです。燃焼室に供給され、残りの燃料成分とともに燃焼し、ジェット推力を生成します。 この方式の主な欠点は設計が複雑であることですが、同時に比推力が増加することです。
液体ロケットエンジンの出力向上の見通し
学者のグルシコが長らくそのリーダーを務めていたロシアの液体燃料ロケットエンジン製作者の学校では、燃料エネルギーの最大限の利用と、その結果として可能な最大の比推力を目指して努力している。 最大の比推力はノズル内の燃焼生成物の膨張を増大させることによってのみ得られるため、あらゆる開発は理想的な燃料混合物を求めて行われています。
1) 液体燃料ロケットエンジン(LPRE)の概略図と動作原理の検討。
２）液体推進剤ロケットエンジン室の経路に沿った作動流体のパラメータの変化の決定。
- LPRE に関する一般情報
2.1. ロケットエンジンの構成
ジェット エンジンは、作動流体の流出によって推力を生み出す技術装置です。 ジェット エンジンは、さまざまなタイプの移動車両に加速を提供します。
ロケット エンジンは、移動する乗り物に搭載されている物質とエネルギー源のみを使用するジェット エンジンです。
液体ロケット エンジン (LPRE) は、動作のために液体集合体状態の燃料 (主要なエネルギー源および作動流体) を使用するロケット エンジンです。
LREで 一般的な場合以下で構成されます:
2- ターボポンプユニット (TNA);
3- ガス発生器;
4- パイプライン。
5- 自動化ユニット。
6- 補助装置
1 つまたは複数の液体推進剤エンジンは、ロケット段のエンジン チャンバーおよび補助ユニットに燃料を供給するための空気圧油圧システム (PGS) とともに、液体推進剤ロケット推進システム (LPRE) を構成します。
液体ロケット燃料 (LRF) は、発熱化学反応の結果として高温の燃焼 (分解) 生成物を形成できる 1 つまたは複数の物質 (酸化剤、燃料) です。 これらの製品はエンジンの作動流体です。
各 LRE チャンバーは、燃焼チャンバーとノズルで構成されます。 液体推進剤エンジン チャンバーでは、液体燃料の一次化学エネルギーが気体作動流体の最終運動エネルギーに変換され、その結果チャンバーの反力が生成されます。
液体推進ロケット エンジンの別個のターボポンプ ユニットは、ポンプとそれを駆動するタービンで構成されます。 TNA は、液体燃料成分を液体推進ロケット エンジンのチャンバーとガス発生器に確実に供給します。
液体推進ロケットエンジンガス発生器は、主燃料または補助燃料が、タービンの作動流体および液体ロケットエンジンコンポーネントを備えたタンクの加圧システムの作動流体として使用されるガス発生生成物に変換されるユニットです。
LRE 自動化システムは、電気、機械、油圧、空気圧、火工品などのさまざまなタイプのデバイス (バルブ、レギュレーター、センサーなど) のセットです。自動化ユニットは、LRE の起動、制御、調整、および停止を行います。
LREパラメータ
ロケット エンジンの主な牽引パラメータは次のとおりです。
ロケット エンジンの反力 - R - は、物質がロケット エンジンから流出するときにロケット エンジンの内面に作用するガスと流体力の合力です。
ロケット エンジンの推力 - R - ロケット エンジンの反力 (R) とすべての圧力の合力 環境、外部空気力学的抗力を除いて、エンジンの外面に作用します。
LRE 推力インパルス - I - 動作時間にわたる LRE 推力の積分。
液体推進剤ロケット エンジンの比推力 - I y - 液体推進剤ロケット エンジンの推力 (P) と燃料消費量 () の比。
液体ロケット エンジン チャンバー内で発生するプロセスを特徴付ける主なパラメーターは、液体ロケット燃料の燃焼 (分解) 生成物の圧力 (p)、温度 (T)、および流量 (W) です。 この場合、ノズルの入口（セクションインデックス「c」）、およびノズルのクリティカル（「*」）および出口（「a」）セクションのパラメータの値が特に強調表示されます。 。
液体推進ロケットエンジンのノズル経路のさまざまなセクションのパラメータ値の計算とエンジンの牽引パラメータの決定は、対応する熱ガス力学方程式を使用して実行されます。 このような計算のおおよその方法については、このマニュアルのセクション 4 で説明します。
- RD-214 LPREの図と動作原理
3.1. RD-214液体ロケットエンジンの一般的な特徴
RD-214 液体ロケットエンジンは 1957 年から国内で使用されています。 1962 年以来、多段式コスモスロケットの第 1 段に搭載され、これを利用してコスモスおよびインターコモス シリーズの多くの衛星が低軌道に打ち上げられてきました。
RD-214 液体推進ロケット エンジンにはポンプ燃料供給システムが装備されています。 エンジンは高沸点硝酸酸化剤 (窒素酸化物の硝酸溶液) と炭化水素燃料 (灯油加工製品) で作動します。 ガス発生器には液体過酸化水素という特別なコンポーネントが使用されます。
メイン エンジンのパラメータには次の意味があります。
空隙内の推力 P p = 726 kN。
真空中の比推力推力 I Pack = 2590 N×s/kg;
燃焼室内のガス圧力 p k = 4.4 MPa。
ノズル内のガス膨張比 e = 64
液体ロケットエンジン「RD-214」（図1）は以下のもので構成されています。
カメラ 4 台 (項目 6)。
1 つのターボポンプ ユニット (TPU) (項目 1、2、3、4);
ガス発生器（項目 5）;
パイプライン;
自動化ユニット (項目 7、8)
エンジン THA は、酸化剤ポンプ (項目 2)、燃料ポンプ (項目 3)、過酸化水素ポンプ (項目 4)、およびタービン (項目 1) で構成されます。 ポンプとタービンのローター（回転部分）は１本のシャフトで接続されています。
エンジン チャンバー、ガス ジェネレーター、タービンにコンポーネントを供給するユニットとコンポーネントは、次の 3 つの別個のシステム - ラインに統合されています。
酸化剤供給システム
燃料供給システム
過酸化水素蒸気およびガス発生システム。
図1。 液体ロケットエンジンの図
1 – タービン; 2 – 酸化剤ポンプ; 3 – 燃料ポンプ;
4 – 過酸化水素ポンプ; 5 – ガス発生器（反応器）。
6 – エンジンチャンバー; 7、8 – 自動化要素。
3.2. RD-214液体ロケットエンジンユニットの特徴
3.2.1. LREチャンバー
4 つの LRE チャンバーは、ボルトを使用して 2 つのセクションに沿って単一のブロックに接続されます。
各 LRE チャンバー (アイテム 6) は、ミキシング ヘッドとハウジングで構成されます。 ミキシングヘッドには、上部、中間、下部 (火) の底部が含まれています。 上部底部と中底部の間には酸化剤用の空洞が形成され、中底部と火底部の間には燃料用の空洞が形成されている。 各キャビティは、対応するノズルを使用してエンジン ハウジングの内部容積と接続されています。
液体推進剤エンジンの動作中、液体燃料成分が混合ヘッドとそのノズルを通じて供給され、噴霧され、混合されます。
液体ロケットエンジン室ハウジングは、燃焼室の一部とノズルを含む。 液体ロケット エンジンのノズルは超音速で、収束部分と発散部分があります。
LRE チャンバーハウジングは二重壁です。 ハウジングの内壁（防火）と外壁（電力）はスペーサーによって相互接続されています。 同時に、スペーサーの助けを借りて、ケースの液体冷却経路用のチャネルが壁の間に形成されます。 燃料は冷却材として使用されます。
エンジンの運転中、燃料はノズルの端にある特別なマニホールドパイプを通って冷却経路に供給されます。 冷却経路を通過した燃料は、ミキシングヘッドの対応するキャビティに入り、ノズルを通って燃焼室に導入されます。 同時に、混合ヘッドの別のキャビティと対応するノズルを通って、酸化剤が燃焼室に入ります。
燃焼室の容積内では、液体燃料成分の霧化、混合、燃焼が発生します。 その結果、エンジンの高温のガス状作動流体が形成される。
次に、超音速ノズル内で、作動流体の熱エネルギーがそのジェットの運動エネルギーに変換され、その結果、ロケット エンジンの推力が生成されます。
3.2.2. ガスジェネレーターとターボポンプユニット
ガス発生器 (図 1、項目 5) は、発熱分解の結果として液体過酸化水素がタービンの高温蒸気作動流体に変換されるユニットです。
ターボポンプ ユニットは、液体燃料成分をエンジン チャンバーとガス ジェネレーターに圧力供給します。
TNA は次のもので構成されます (図 1):
シュネコ 遠心ポンプ酸化剤(項目2);
ネジ式遠心燃料ポンプ (項目 3)。
過酸化水素遠心ポンプ (項目 4);
ガスタービン (項目 1)。
各ポンプとタービンには、固定ステーターと回転ローターがあります。 ポンプとタービンのローターには共通のシャフトがあり、バネで接続された 2 つの部分から構成されています。
タービン (項目 1) がポンプを駆動します。 主な要素タービンステータはハウジングとノズル装置で構成され、ロータはシャフトとブレード付きインペラで構成されます。 運転中、過酸化ガスがガス発生器からタービンに供給されます。 蒸気ガスがノズル装置やタービン羽根車の翼を通過すると、 熱エネルギーホイールとタービンローターシャフトの回転の機械エネルギーに変換されます。 排気蒸気ガスはタービン ハウジングの出口マニホールドに収集され、特殊な廃棄ノズルを通じて大気中に排出されます。 この場合、ロケット エンジンの追加の推力が生成されます。
酸化剤 (項目 2) および燃料 (項目 3) ポンプはスクリュー遠心式です。 各ポンプの主な要素はケーシングとローターです。 ローターにはシャフト、スクリュー、ブレード付きの遠心ホイールが付いています。 動作中、機械エネルギーは共通のシャフトを介してタービンからポンプに供給され、ポンプ ローターの回転が保証されます。 ポンプによって汲み上げられた液体（燃料成分）に対するオーガーブレードと遠心ホイールの作用により、ポンプローターの回転の機械的エネルギーが液体圧力の位置エネルギーに変換され、燃料成分の供給が確保されます。エンジンルームへ。 遠心ポンプホイールの前にオーガを設置し、流体の冷沸騰（キャビテーション）や流体の連続性の破壊を防ぐために、羽根車の翼間流路への入口の流体圧力を予め高めます。 部品の流れの連続性が損なわれると、エンジン室内の燃料燃焼プロセスが不安定になり、その結果、液体推進エンジン全体の動作が不安定になる可能性があります。
過酸化水素をガス発生器に供給するために遠心ポンプ (項目 4) が使用されます。 コンポーネントの流量が比較的低いため、遠心ポンプの前にスクリュープレポンプを設置しなくても、遠心ポンプがキャビテーションのない状態で動作する条件が作成されます。
3.3. エンジンの動作原理
エンジンは、ロケットから対応する自動化要素への電気コマンドによって自動的に始動、制御、停止されます。
燃料成分の初期点火には、酸化剤によって自己点火する特別な始動燃料が使用されます。 始動燃料は、最初は燃料ポンプの前のパイプラインの小さなセクションを満たします。 液体推進ロケットエンジンの打ち上げの瞬間に、始動燃料と酸化剤がチャンバーに入り、それらの自己発火が起こり、その後初めて燃料の主成分がチャンバーに供給され始めます。
エンジンの動作中、酸化剤は次のようなメイン ライン (システム) の要素およびアセンブリを順番に通過します。
分割バルブ;
酸化剤ポンプ;
酸化剤バルブ;
エンジンチャンバーのミキシングヘッド。
燃料は以下を含むパイプラインを通って流れます。
分割バルブ;
燃料ポンプ。
エンジンチャンバーのマニホールドと冷却経路。
チャンバーのミキシングヘッド。
過酸化水素とその結果生じる蒸気ガスは、次のような蒸気およびガス発生システムの要素およびユニットを順番に通過します。
分割バルブ;
過酸化水素ポンプ;
油圧減速機;
ガス発生器;
タービンノズル装置;
タービンインペラブレード;
タービンマニホールド;
廃棄物ノズル。
ターボポンプユニットによるエンジンチャンバーへの燃料成分の継続的な供給、それらの燃焼による高温の作動流体の形成、およびチャンバーからの作動流体の流出の結果、ロケットエンジンの推力が生成される。
運転中のエンジン推力の変化は、ガス発生器に供給する過酸化水素の流量を変化させることで確保されます。 同時に、タービンとポンプの出力が変化し、その結果、エンジンチャンバーへの燃料成分の供給も変化します。
液体推進剤エンジンは、自動要素を使用して 2 段階で停止されます。 エンジンはメインモードから、まず推力の低い最終動作モードに移行し、その後完全に停止します。
- 作業手順
4.1. 作業の範囲と順序
作業を実行する過程では、次のアクションが順番に実行されます。
1) RD-214 液体推進ロケットエンジンの設計が研究されています。 液体燃料ロケットエンジンの目的と構成、ユニットの設計、エンジンの動作原理について考察します。
２）液体燃料ロケットエンジンのノズルの幾何学的パラメータが測定される。 ノズルの入口 (「c」)、臨界 (「*」) および出口 (「a」) セクションの直径 (D c、D *、D a) が求められます。
３）液体推進剤ロケットエンジンのノズルの入口部、臨界部、出口部における液体推進剤ロケットエンジンの作動流体のパラメータの値が計算される。
計算結果に基づいて、液体推進エンジンのノズル経路 (L) に沿った作動流体の温度 (T)、圧力 (p)、および速度 (W) の変化の一般化されたグラフが構築されます。
4) 液体推進ロケットエンジンの牽引パラメータは、ノズルの設計動作モードで決定されます ()。
4.2. RD-214ロケットエンジンのパラメータを計算するための初期データ
チャンバー内のガス圧力 (オプションを参照)
チャンバー内のガスの温度
気体定数
等エントロピー指数
関数 
チャンバー内のプロセスはエネルギー損失なしで進行すると考えられます。 この場合、燃焼室とノズルでのエネルギー損失係数はそれぞれ等しい 
ノズル動作モードが計算されます (インデックス " r»).
測定により、次のことが決定されます。
ノズルのクリティカルセクションの直径。
ノズル出口部分の直径。
4.3. ロケットエンジンのパラメータ計算の流れ
A)ノズル出口セクション (「a」) のパラメーターは次の順序で決定されます。
1) ノズル出口エリア
2) ノズルの臨界断面積
3) ガスの幾何学的膨張度
ユジノエ設計局の推進エンジニアは、月宇宙船用の 11D410 推進ユニットの開発という、責任ある複雑な任務を完了しました。
11D410 エンジン ブロックは主エンジン RD858 と予備エンジン RD859 で構成され、月面への軟着陸、月面からの離陸、月面船を人工月衛星の楕円軌道に投入するという課題を解決しました。 。
乗組員を乗せた月面船の飛行が想定されていたため、エンジンの信頼性が最も求められました。 信頼性は、実際の動作条件をシミュレートした多数のテストによって確認する必要がありました。 月への軟着陸と月面からの離陸を確実にするために、RD858 エンジンにはメイン スロットル モードとディープ スロットル モード (DG) の 2 つの推力モードがあり、2 つの作動を提供します。 推力制御範囲はメインモードで±9.8%、RGDモードで±35%です。 このような深いスロットリングには、信頼性の高い冷却によるエンジン チャンバーの安定した動作を確保するための特別な設計手段の使用が必要でした。
RD859 バックアップ エンジンは、±9.8% の範囲で推力制御を行うシングルモードです。
エンジンのターボポンプ ユニットの信頼性、特に酸化剤ポンプとタービンのキャビティを分離するメカニカル シールに対して最も高い要求が課されました。 かなりの量の実験作業が必要となり、その結果、最も信頼性が高く効率的な摩擦ペアが選択されました。 この設計は成功したことが判明し、TNA の耐用年数は数千秒と推定されました。
信頼性の高い冷却を確保するために、チャンバー本体の高熱流領域には、複雑な形状の部品に最適な可変断面のスパイラルミリング溝が施されています。
1 つのエンジンの始動回数は、飛行中に 2 回ではなく 12 回に達しました。 スタンバイ エンジンは、シャットダウンと再起動の間に 3 秒の遅延後に起動する機能が独特です。 エンジンを停止し、チャンバー経路を空にし、3 秒間の停止後に再始動するプロセスを注意深く研究し、特性の収束を確認しました。 テスト中の再起動パラメータは最初のものと同じでした。 ターボポンプ供給システムを備えた既存のエンジンには、この機能はありませんでした。 広範囲の推力制御を提供するターボポンプ供給システムを備えたエンジンの場合、これらの液体推進エンジンは非常に高い比推力値を持っています。 エンジンブロックの重量と寸法は、エンジンコントロールやトラクションコントロールシステムが組み込まれているという事実を考慮しても、設計の完成度の高さを示しています。 エンジンの総質量は 110 kg、総推力は 4100 kgf です。 比較のために、推力 2700 kgf のアリアン 5 ロケットの上段エンジンの質量は 100 kg を超えています。
開発量は非常に多く、RD858 エンジン 181 基、総稼働時間 253,281 秒、RD859 エンジン 181 基、総稼働時間 209,463 秒でした。 11 個の 11D410 エンジン ブロックがテストされ、緊急事態をシミュレートしました。
一般に、月面着陸モジュールの液体推進剤エンジン ブロックは、そのクラスのエンジンの中で最も信頼性の高いエンジンの 1 つです。 R-7 ロケットによって打ち上げられる特別な T-2K 宇宙船の一部として、3 つのエンジン ブロックが地球周回軌道上でテストされることに成功しました。
主なエンジン
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名前 |
空の推力、kgf |
燃料成分 |
重量、kg |
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|---|---|---|---|---|---|
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酸化剤 – 硝酸 + 27% N2O4 燃料 - |
8K66 (SS-7) ロケットの第 2 段用に設計されました。 |
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酸化剤 – 四酸化二窒素 燃料 - 非対称ジメチルヒドラジン |
すべての安定化チャネル (ブースト ステージ 8K69) (SS-9-2) を介して軌道宇宙船の制動と制御を行うように設計されています。 |
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酸化剤 – 四酸化二窒素 燃料 - 非対称ジメチルヒドラジン |
8K99 (SS-15) ロケットの第 2 段用に設計されました。 |
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酸化剤 – 四酸化二窒素 燃料 - 非対称ジメチルヒドラジン |
123 |
すべての安定化チャネルに沿った飛行のアクティブ段階中に、11K68 ロケット (サイクロン 3) の第 3 段の制御推力を生み出すように設計されています。 |
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酸化剤 – 四酸化二窒素 燃料 - 非対称ジメチルヒドラジン |
192 |
15A15 および 15A16 (SS-17-1) および (SS-17-2) ミサイルの第 2 段用に設計されています。 |
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酸化剤 – 四酸化二窒素 燃料 - 非対称ジメチルヒドラジン |
199 |
15A18 (SS-18-2) ロケットの発射段階の飛行中に、すべての安定化チャネルにわたって 2 つの推力モードと制御を生み出すように設計されています。 |
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酸化剤 – 四酸化二窒素 燃料 - 非対称ジメチルヒドラジン |
125,4 |
スペースタグボートおよび拡張ステージ 15Zh44、15Zh60 (SS-24-1) および (SS-24-2) のヘッドコンパートメントに取り付けるように設計されています。 |
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酸化剤 – 四酸化二窒素 燃料 - 非対称ジメチルヒドラジン |
125 |
ゼニットおよびサイクロン 4 ロケットの遠地点段階の一部として使用するために設計されました。 |
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酸化剤 – 硝酸+ 燃料 - 非対称ジメチルヒドラジン |
196 |
15A18M (SS-18-3) ロケットの第 2 段のスペースタグの飛行をすべての安定化チャネルに沿って制御するように設計されています。 |
液体ロケットエンジンの歴史
ユジノエ設計局における液体ロケット エンジン (LPRE) の自主開発の最初の経験は、1958 年に開始された 8K64 ICBM の第 1 段および第 2 段用ステアリング エンジンの開発でした。 このロケットの主な特徴は、AK-27 酸化剤と組み合わせて、新しい燃料である非対称ジメチルヒドラジン (UDMH) を初めて使用したことであり、この燃料は数世代の液体推進エンジンの主要燃料となった。
最初のステアリング液体推進ロケット エンジンの作成で達成された成功により、1960 年に 8K66 ロケットの第 2 段用の、より複雑で多機能な新しいエンジン RD853 の開発を開始することが可能になりました。
1961 年に、四酸化二窒素 (AT) と UDMH という新しい燃料成分のペアで動作する 8K67 ロケットの第 1 段と第 2 段用のステアリング エンジンの作成作業が始まりました。
1962 年、RD854 液体推進ロケット エンジンの設計とテストでは、8K69 ICBM の軌道ヘッド部分の制動推進システム用の発電機ガスを再燃焼させることなく、AT+UDMH 燃料を使用し始めました。 エンジンの設計にあたり、国内のエンジン製造では初めて、エンジン室用の管状ノズルが開発され、生産されました。
1964 年に、8K99 複合ロケットの第 2 段用の RD857 メイン エンジンの作成に向けた作業が開始され、燃焼室内で還元発電機ガスを再燃焼させるスキームが初めて開発されました。 このエンジンは、ノズルの超音速部分への発生器ガスの噴射を使用して推力ベクトルを制御した最初のエンジンでもありました。
ユジノエ SDO はソ連の月計画にも参加し、その枠組みの中で 1965 年に 11A52 複合施設の月船のロケットユニット (ブロック E) の開発が始まりました。 ユジノエ設計局で作成された月探査機のエンジン ブロックは、メインの RD858 エンジンと予備の RD859 エンジンで構成され、月面への軟着陸の実行、月面からの離陸、月面探査機の楕円体への設置というタスクを解決しました。人工月衛星の軌道。 一般に、月着陸モジュールの液体推進剤エンジン ブロックは、そのクラスのエンジンの中で最も信頼性の高いエンジンの 1 つでした。 ソユーズロケットを使用して打ち上げられた特別な T-2K 宇宙船の一部として、3 つのエンジン ブロックが地球周回軌道上でのテストに成功しました。
Cyclone-3 打ち上げロケットの第 3 段用の RD861 エンジンの設計は 1966 年に始まりました。このエンジンは非常に高いエネルギー質量特性を持っています。
1976 年、15A18 ICBM の作成中に、発電機ガスを再燃焼させないスキームに従って AT および UDMH で動作する 4 室 RD864 エンジンの開発作業が開始されました。 エンジンは、メイン モードとスロットル モードの 2 つのモードで動作し、1 つのモードから別のモードに複数回 (最大 25 回) 切り替えられました。 このエンジンには、高精度と高速性を特徴とする高圧カウンタージェット用の制御装置が初めて開発され、採用されました。
このエンジンを改良し、さらに高性能化した15A18M大陸間弾道ミサイル用のRD869エンジンである。
ユジノエ設計局の新たな段階は、1977 年に始まったゼニット 2 ロケットの開発でした。このロケットの特徴は、極低温燃料成分である灯油と液体酸素を初めて使用したことです。エンジン構築の実践では、これらの燃料成分に基づいたステアリングエンジンを発電機ガスの後燃焼を伴うスキームに従って設計することが決定されました。 液体燃料エンジンの設計における蓄積された経験と、RD-8 エンジンの設計における高度な技術ソリューションの導入により、高いエネルギーと質量特性を獲得し、高い信頼性と長寿命を確保することができました。
ステアリングモーター
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名前 |
地球に対する推力、kgf |
燃料成分 |
真空中の比推力、kgf?s/kg |
重量、kg |
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酸化剤 – 硝酸 + 27% N2O4 燃料 - 非対称ジメチルヒドラジン |
すべての安定化チャネルを通じて 8K64 (SS-7) ロケットの第 1 段を制御するように設計されています。 |
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4920 (虚空の中で) |
酸化剤 – 硝酸 + 27% N2O4 燃料 - 非対称ジメチルヒドラジン |
すべての安定化チャネルを通じて 8K64 (SS-7) ロケットの第 2 段を制御するように設計されています。 |
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酸化剤 – 四酸化二窒素 燃料 - 非対称ジメチルヒドラジン |
8K67 ロケットの第 1 段 (SS-9-1、SS-9-2) およびサイクロン打ち上げロケットをすべての安定化チャネルに沿って制御するように設計されています。 |
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5530 (虚空の中) |
酸化剤 – 四酸化二窒素 燃料 - 非対称ジメチルヒドラジン |
8K67 ロケットの第 2 段 (SS-9-1、SS-9-2) およびサイクロン打ち上げロケットをすべての安定化チャネルに沿って制御するように設計されています。 |
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酸化剤 – 四酸化二窒素 燃料 - 非対称ジメチルヒドラジン |
ミサイル 15A15 および 15A16 (SS-17-1) および (SS-17-2) の第 1 段の飛行を制御するように設計されています。 |
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8000 (虚空で) |
酸化剤 – 液体酸素 燃料 - |
すべての安定化チャネルに沿ってゼニット打ち上げロケットの第 2 段飛行を制御するように設計されています。 |