로켓 엔진. 액체 로켓 엔진 고체 로켓: 구성
섹션 7
발사 로켓용 액체 로켓 엔진
액체 로켓 엔진
7.1.1. 개략도
추진 로켓 엔진의 목적은 발사체 단계의 특정 속도 가속을 보장하는 것입니다. 이 엔진은 추력(수백 킬로뉴턴에서 수십 메가뉴턴) 측면에서 다른 액체 추진 엔진보다 우수합니다. 일반적으로 한 번만 켜고(발사체 일부 상부 단계의 액체 로켓 엔진 제외) 2~10분 동안 작동하도록 설계되었습니다. 이러한 엔진(이하 간단히 액체 추진제 엔진이라고 함)은 로켓 추진 시스템의 별도 연료 탱크에 저장되는 산화제와 연료로 구성된 두 가지 구성 요소 클래스에 속하는 액체 로켓 연료를 사용합니다.
최초의 소련 우주 발사체에는 5개의 액체 추진 로켓 엔진(RD 107 및 RD 108)이 장착되었으며 연료는 액체 산소-등유로 총 발사 추력이 4 MN에 달했습니다. TPU 엔진은 농축된 과산화수소의 촉매 분해 생성물에 의해 구동되었습니다. 60년대 초반부터. LV는 고비점 연료를 사용하는 액체 로켓 엔진을 사용하며, 두 구성 요소 모두 광범위한 환경 조건에서 액체입니다. 여기에는 액체 추진제 엔진과 접촉 시 자체 발화하는 산화제 및 가연성 물질이 포함되며, 이는 신뢰성을 높이는 요소입니다.
엔진 시동. 60년대 중반. 다섯
소련은 고비점 구성 요소에 대한 재연소 기능을 갖춘 강력한 단일 챔버 액체 추진 로켓 엔진을 만들었고, 미국에서는 챔버의 냉각 재킷에서 가열된 수소에 의한 THA 드라이브와 함께 산소-수소 연료를 사용하는 액체 추진 로켓 엔진을 만들었습니다. 1981년부터 재연소 기능이 있는 산소-수소 액체 추진제 로켓 엔진이 사용되어 로켓 차량(우주 왕복선) 발사부터 저궤도 궤도로 탑재물 전달까지 작동합니다.
80년대 소련에서는 약 8 MN의 추력을 가진 등유와 산소를 사용하는 세계에서 가장 강력한 액체 추진 로켓 엔진 RD 170과 약 0.9 MN의 추력을 가진 동일한 연료를 사용하는 RD 120이 만들어졌습니다. ~이다
Zenit 발사체(Sea Launch 프로그램)의 첫 번째 및 두 번째 단계에 사용됩니다. 세기가 바뀌면서 약 4 MN의 추력을 가진 산소 및 등유 엔진 RD 180이 러시아에서 만들어졌으며 Atlas 3 및 Atlas 5 발사체 (미국)에 사용되었습니다.
액체 추진 로켓 엔진의 추력은 챔버에서 생성되며(그림 7.1.1), 여기서 연료의 잠재적 화학 에너지가 반응성 가스 제트의 운동 에너지로 변환됩니다. 챔버에는 혼합 헤드가 장착된 원통형 연소실(CC)이 포함되어 있으며, 여기서 연료 연소는 압력 p ~ 5...30 MPa에서 발생하며 생성된 고온 가스를 초음속(최대)으로 가속하기 위한 Laval 제트 노즐이 있습니다. M 4); 이 경우 가스 온도는 2~3배 감소하고 압력은 수천 배 감소할 수 있습니다. 챔버 내의 열유속 밀도 q(챔버의 단위 표면적을 통해 단위 시간당 통과하는 열량)는 수십 MW/m2로 측정되며,
쌀. 7.1.1. 액체 로켓 엔진 챔버와 그 길이에 따른 가스 흐름 매개변수의 변화:
1 - 믹싱 헤드 KS; 2 - KS 작업 공간; 3, 4 - 각각 노즐의 아음속 및 초음속 부분
Adzhyan A.P., Akim E.L., Alifanov O.M., Andreev A.N. 로켓과 우주 기술. 기계공학. 백과 사전. T. IV-22 두 권의 책으로. 1권
7.1장. 액체 로켓 엔진 |
||
그리고 저장하기 위해 |
구조적 완전성 |
액체 로켓 엔진은 두 가지 주요 사항에 따라 수행됩니다. |
그 챔버는 연료의 일부로 냉각됩니다 (보통 |
기능 다이어그램: 애프터버닝 없음 |
|
그러나 가연성)을 태우기 전에(재생기) |
챔버의 발생기 가스 및 재연소. |
|
효과적인 냉각 방식). 퓨얼컴 |
첫 번째 경우(그림 7.1.2)에서는 가스가 활성화됩니다. |
|
부품은 터보 펌프에 의해 챔버로 공급됩니다. |
대략 고낙차 터빈에서 작동 |
|
일반적으로 차축을 포함하는 장치(TNA) |
최대 0.15MPa까지 처리 후 부서로 전달 |
|
원심 펌프 및 축 터빈, |
배기 파이프, 끝 부분 |
|
이는 가스에서 얻은 가스에 의해 회전됩니다4 |
챔버 또는 특수 노즐(액체 로켓 엔진의 경우) |
|
액체 일부 연소 중 발생기(GG) |
발사체의 상부 단계). 낮은 기온으로 인해 |
|
다음 중 하나를 크게 초과하는 연료 |
발전기 가스의 동적 매개변수 |
|
구성 요소. |
액체 추진 로켓 엔진의 특정 충격량 I y 값 |
|
쌀. 7.1.2. 개략도액체 로켓 엔진 RD 252:
1 - 2, 4, 5 - 차단 파이로밸브; 3 - GG; 6 - 전기 구동 견인 조절기; 7 - 연료 성분 비율 안정제; 8 - 체크 밸브; 9 - 시작 밸브; 10, 11 - 파이로막 분리 밸브; 12 - 전기 구동 장치가 있는 탱크 비우기 시스템(TDS)용 스로틀; 13 - 스크류 원심 연료 펌프; 14 - 원심 스크류 산화제 펌프; 15 - TNA 터빈; 16 - 파이로스타터; 17 - 연료 차단 밸브; 18 - 당신
TNA 면 노즐
Adzhyan A.P., Akim E.L., Alifanov O.M., Andreev A.N. 로켓과 우주 기술. 기계공학. 백과 사전. T. IV-22 두 권의 책으로. 1권
개략도 |
||||
카메라보다 낮은 것으로 나타났습니다. 포에토 |
TNA 구동에는 많은 가스가 필요합니다(최대 80% |
|||
애프터버닝 없이 mu 방식을 사용하는 것이 좋습니다. |
p에서 챔버를 통과하는 유량에서 15MPa까지), |
|||
드라이브가 회전할 때 레벨 p ~ 7…10 MPa |
산화성 GG가 더 자주 사용됩니다(예외 |
|||
3개 이상의 쓰레기통이 필요하지 않음 |
인기 있는 |
수소 연료를 사용하는 액체 로켓 엔진 |
||
연료 엔진 (와 |
내가 입은 손실 |
류켐은 높은 열역학적 특성으로 인해 |
||
TNA 드라이브 도달 |
더 나아가 |
스카이 속성). 동시에, 모든 |
||
p의 증가는 |
사용량 |
액체 추진 로켓 엔진이 소비하는 산화제의 질량, s |
||
낮은 고도에서 발전기 가스를 트리거 |
연료의 큰 비율, 대량 |
|||
터빈을 다시 시작한 다음 태워 버리십시오. |
이는 재생관으로 펌핑됩니다. |
|||
남은 연료를 담은 챔버 |
챔버의 효율적인 냉각. |
|||
손실을 제거합니다. I y. 비냉각 내구성 |
산화 ha의 애프터버닝 방식 |
|||
터빈 경로의 제한은 다음과 같습니다. |
for (그림 7.1.3 및 7.1.4)를 사용하면 p를 구현하는 것이 가능합니다. |
|||
발전기 온도 |
가스 크기 |
약 30MPa 수준이다. 더 나아가 |
||
과잉 산화제 포함 850 K 및 1300 K - |
p k의 상당한 증가가 필요합니다 ha |
|||
과도한 연료로. 이 상황 |
재연소 전 모든 연료의 화 |
|||
저분자량과 함께 |
두 개의 GG를 사용해야 하는 카메라: |
|||
가스 감소, |
미리 정하다 |
산화 및 환원 (계획 |
||
향상된 성능과 에너지 |
"가스-가스") 및 그에 따라 두 개의 터빈 |
|||
도지가 없는 액체 추진 로켓 엔진의 유전적 이점 |
액체 로켓 엔진 공급 시스템. 현대적인 수준에서 |
|||
가니야. 그러나 재연소 기능을 갖춘 액체 추진 로켓 엔진에서는 |
기술은 발전을 위한 주요 도구이다. |
|||
쌀. 7.1.3. 액체 추진 로켓 엔진 RD 253의 개략도:
1 - 가스 파이프라인; 2 - GG; 3, 4, 14 - 차단 파이로밸브; 5 - 전기 구동 견인 조절기; 6 - TNA 터빈; 7 - 제트 부스터 펌프; 8, 10 - 파이로막 분리 밸브; 9 - 원심 스크류 산화제 펌프; 11, 12 - 2단 원심 스크류 연료 펌프; 13 - 전기 구동 장치가 있는 SOB 스로틀; 15 - 카메라. 탱크 가압 및 스티어링 기어로의 연료 추출은 표시되지 않음(총 소비량: 산화제 - 2.13kg/s, 연료 1.51kg/s)
Adzhyan A.P., Akim E.L., Alifanov O.M., Andreev A.N. 로켓과 우주 기술. 기계공학. 백과 사전. T. IV-22 두 권의 책으로. 1권
쌀. 7.1.4. 액체 추진 로켓 엔진 RD 120의 개략도:
1 - 전기 구동 견인 조절기; 2 - (2단) 스크류 원심 연료 펌프; 3 - 전기 구동 장치가 있는 SOB 스로틀; 4 - 메인(시동 차단) 연료 밸브; 5 - 오거 원심 산화제 펌프; 6 - 챔버 커튼 냉각 벨트의 밸브; 7 - 카메라; 8 - 메인 펌프의 터빈; 9 - GG; 10 - 연료 차단 밸브; 11 - 산화제의 메인(시동 차단) 밸브; 12 - 탱크 가압용 헬륨 열교환기; 13 - 산화제의 부스터 TNA; 14 - 체크 밸브; 15 - 부스터 연료 펌프. 헬륨 제어 라인이 표시되지 않음
밸브 및 시동 시스템(발화성 성분이 포함된 용기 포함)
설계된 설계의 기술적 완성도에 영향을 미치는 액체 추진제 엔진은 (선택한 연료에 대해) 매개변수 pk이며 Iу가 증가하고 챔버 크기와 전체 액체 추진제 엔진이 감소합니다. 그러나 이는 펌프 출력의 증가와 어려움의 증가를 동반합니다.
액체 추진 로켓 엔진의 탄생.
7.1.2.
단위의 조립. 액체 추진제 엔진(그림 7.1.5-7.1.8)에는 챔버 외에도 연료 펌프 및 가스 발생기, 액체 및 가스 파이프라인, 발사 장치 및 시스템이 포함됩니다. 전기 드라이브, 공압, 파이로 및 유압 시스템과 장치를 갖춘 자동화 장치
LRE 운영 관리; 비상 보호 시스템 장치; 원격 측정 시스템 센서; 자동화 장치에 신호를 공급하고 원격 측정 센서로부터 신호를 수신하는 전기 케이블 트렁크; 발사체 엔진실의 적절한 온도를 보장하고 개별 요소의 과열 또는 과냉각을 방지하는 커버 및 스크린; 탱크 가압 장치(열교환기, 혼합기 등); 종종 작동을 보장하는 시스템으로 액체 추진 로켓 엔진, 챔버 및 노즐을 조종합니다. 액체 로켓 엔진은 단일 또는 다중 챔버일 수 있으며, 하나의 펌프로 여러 챔버가 구동됩니다. 발사체의 첫 번째 단계에서는 공통으로 연결된 일련의 동일한 엔진 블록(모듈)에서 블록 액체 추진제 엔진이 자주 사용됩니다.
Adzhyan A.P., Akim E.L., Alifanov O.M., Andreev A.N. 로켓과 우주 기술. 기계공학. 백과 사전. T. IV-22 두 권의 책으로. 1권
LPRE의 구조적 설치 다이어그램 |
|
쌀. 7.1.5. 질산 연료를 사용하는 지상 추력 151톤의 RD 216 엔진 - 비대칭 디메틸히드라진(UDMH)
쌀. 7.1.6. 사산화질소 연료를 사용하여 지상에서 추력이 150톤인 엔진 RD 253 - 비대칭 디메틸히드라진(UDMH)
쌀. 7.1.7. 진공 추력을 갖춘 RD 120 엔진 |
쌀. 7.1.8. 지상에 추력이 있는 엔진 RD 170 |
||||
90톤 연료산소 - 등유 |
740톤 연료산소 - 등유 |
하찮게, |
덕분에 |
왜 회전식인가? |
|
레니야 액체 로켓 엔진. |
카메라가 널리 사용되었지만 |
||||
일반적으로 액체 추진제 엔진은 동력을 제공합니다. |
디플렉터가 필요함에도 불구하고 |
||||
발사체에 추력을 전달하기 위한 프레임. 너 |
복잡한 유압 드라이브 및 기계식 로켓 엔진 |
||||
용접된 공간 형태로 채워짐 |
nic 상호 변수 보상기 |
||||
트러스, 프레임의 한쪽 끝이 돌에 부착됩니다. |
부품 교체 |
보상기 설계 |
|||
다시, 다른 하나는 LV 프레임에 연결됩니다. |
포함 |
비교적 |
강철 |
||
카메라 이미지와 함께 프레임 |
또는 니켈 벨로우즈, |
||||
그들은 그들이 구축하는 권력 구조를 가지고 있습니다 |
카르단을 수용할 수 있는, |
||||
로켓 엔진이 충돌합니다. 액체추진제 로켓엔진의 동력구조 속으로 |
내부로부터 축방향 힘을 받음 |
||||
애프터버닝에는 터빈 하우징도 포함됩니다. |
압력과 각도 운동 허용 |
||||
Kame과 결합된 GG 및 가스 파이프라인이 있는 뉴욕 |
니야 노드. 확장 조인트를 내리려면 |
||||
용접된 모노블록으로 몰려듭니다. 사용시 |
축 및 각도 운동 중 |
||||
비행제어를 목적으로 하는 액체추진로켓엔진연구소 |
스트랄 |
벨로우즈(그림 7.1.9) 서라운드 |
|||
카메라 및 프레임 위치 추가 |
추가로 형성된 유압 챔버 |
||||
ny 단위 - 경첩이 달린 서스펜션 |
스레드 벨로우즈. 벨로우즈 덩어리 |
||||
일반적으로 카메라 헤드에 부착됩니다. 엔진 |
펜세이터는 각도 변형을 최대로 보상합니다. |
||||
이 프레임은 구성에 포함되지 않을 수 있습니다. |
/ 8 최대 작동 유체 온도 1020K |
||||
액체 로켓 엔진 - 프레임에 부착되는 방식 |
de 설치로 인해 최대 30 MPa의 압력 |
||||
액체 추진 로켓 엔진을 설치하기 전에 utu LV. |
플렉터는 최소 가이드를 제공합니다. |
||||
짐벌은 다음에서 제공합니다. |
상대적 저항. 카메와 함께 |
||||
카메라 기울기는 최대/10 이내이지만 |
떼는 편향될 수 있으며 다른 유닛은 |
||||
마이너 포지션. 동시에 길이도 |
챔버에 단단히 연결된 액체 로켓 엔진. 이것 |
||||
추력 벡터의 이 구성요소는 감소합니다. |
액체 추진 로켓 엔진의 설계를 단순화하지만 복잡합니다. |
||||
쌀. 7.1.9. 벨로우즈 보상기는 최대 1020K의 작동 유체 온도와 최대 30MPa의 압력에서 최대 8°의 각도 변형을 보상합니다.
Adzhyan A.P., Akim E.L., Alifanov O.M., Andreev A.N. 로켓과 우주 기술. 기계공학. 백과 사전. T. IV-22 두 권의 책으로. 1권
LPRE의 구조적 설치 다이어그램 |
|
허용 가능한 크기와 무게의 강력한 고속 드라이브를 만드는 작업을 다룹니다(드라이브는 전문 조직에서 개발하며 일반적으로 발사체 조립 중에 설치됩니다).
액체 추진 로켓 엔진을 조립할 때 주요 목표는 액체 추진 로켓 엔진의 최소 크기와 무게를 달성하는 동시에 높은 설계 생산성, 생산 조립 용이성, 제어 및 기술 테스트 후 작업 공동 처리 능력을 보장하는 것입니다. 등. 이 목표는 우선 유닛을 조밀하게 배치함으로써 달성됩니다. 현대 로켓 엔진에는 제트 노즐이 포함되어 있습니다. 큰 사이즈(종종 전체 엔진의 크기를 결정함) 다양한 장치를 수용하기 위해 챔버 주변의 여유 공간을 사용하는 것이 좋습니다. 연료 펌프는 연소실 영역에 위치합니다. 일반적으로 축을 따라 또는 (다중 챔버 액체 추진제 엔진의 경우) 챔버 사이의 공간에 있습니다. 재연소 기능이 있는 액체 추진 로켓 엔진의 LRE는 챔버의 혼합 헤드에 배기 가스를 공급하기 위한 가스 라인을 단축하기 위해 터빈을 위쪽으로 설치하여 가스 라인의 질량 및 유압 저항을 눈에 띄게 감소시킵니다. 액체 추진 로켓 엔진의 무게와 필요한 펌프 압력에 영향을 미칩니다. GG는 짧은 파이프를 통해 터빈 입구에 부착됩니다. 펌프 흡입구에는 장착 플랜지가 장착되어 있어 이를 해당 연료 구성품의 탱크에 더 가깝게 만듭니다.
로켓 엔진을 조립합니다. 액체 추진 로켓 엔진을 조립할 때 기술 조립 공정의 다양한 측면이 고려됩니다. 속도를 높이고 비용을 줄이기 위해 고추력 액체 추진 로켓 엔진의 설계를 별도의 대형 블록으로 나누고 여러 작업장에서 병렬로 조립한 후 일반 조립 작업장에서 결합합니다. 예를 들어 RD 170에는 7개의 블록이 있습니다. 모터 프레임이 있는 가스 덕트와 챔버의 힌지 서스펜션 트래버스는 나머지 블록이 결합되는 고강도, 고강성 및 정밀한 장착 표면을 갖춘 베이스 블록을 형성합니다. 용접은 액체 추진제 엔진 설계에 널리 사용되며, 이를 통해 엔진 중량을 크게 줄일 수도 있습니다. 개별 요소용접 블록(하위 어셈블리)으로 결합 가능 - 액체 추진제 엔진의 화재 벤치 테스트(새로운 엔진 테스트에 필요한) 이후 격벽의 가능성을 유지하면서
제공되는 엔진의 품질 관리를 위해 제공됩니다.
액체 추진 엔진의 높은 신뢰성을 위한 조건 중 하나는 분리 가능한 연결부의 견고성을 보장하는 것입니다. 고비점 연료 구성 요소 라인에서 밀봉하기 위해 주로 특수 고무 및 플라스틱으로 만들어진 상대적으로 저렴한 탄성 개스킷이 사용됩니다. 극저온 부품과 고온 가스 라인의 견고성은 다양한 축방향 및 반경방향 압축 구성의 탄성 금속 씰로 보장됩니다. 그들은 일반적으로 탄소성 영역에서 작동하여 연결의 크기와 무게를 줄입니다.
상대적으로 강성이 낮은 경량 플랜지와 대형, 고하중 연결을 위해 작동 매체의 압력이 증가함에 따라 증가하는 자체 밀봉 효과를 사용하는 특수 탄성 금속 씰이 개발되었습니다(그림 7.1.10). 또한, 체결 영역의 접합 밀도가 유지된다면 플랜지가 밀봉 영역에서 갈라지는 경우에도 견고성이 보장됩니다. 이러한 연결을 조이는 데는 소성 변형 가능한 개스킷을 사용한 연결보다 훨씬 적은 노력이 필요합니다. 또한 탄성 씰은 다시 조이지 않고도 높은 사이클 부하에서도 계속 작동하므로 액체 추진 로켓 엔진의 신뢰성이 크게 향상됩니다. Pro 제품군용 씰 개발
x 직경 30...700 mm, 작동 온도 253 - 800 C 및 최대 압력 MPa. 고강도 강철 및 합금으로 제작된 이 씰은 내부식성도 제공하는 씰링 코팅(구리, 은, 불소수지 및 금속 불소수지)을 사용합니다.
뼈와 화재 안전.
특히 중요한 연결에는 더 복잡하고 값비싼 이중 장벽 씰이 사용됩니다(그림 7.1.11). 이는 씰 배리어의 별도 진단 가능성(작업 공간에 압력을 가하는 유무에 관계없이)과 함께 씰링 표면을 복제함으로써 달성되는 향상된 신뢰성으로 구별됩니다. 이를 통해 로켓 엔진의 전체 보관 및 작동 기간 동안 연결의 견고성을 제어할 수 있습니다. 대부분의 경우 연결을 만드는 것이 좋습니다.
Adzhyan A.P., Akim E.L., Alifanov O.M., Andreev A.N. 로켓과 우주 기술. 기계공학. 백과 사전. T. IV-22 두 권의 책으로. 1권
쌀. 7.1.10. 탄성 금속 씰 섹션:
플랫 연결용; b - 구형의 경우
"정적" 볼 조인트를 형성하는 구형 결합 표면이 있는 연결(고하중, 대형)은 제조 중 시동에 대한 보상을 제공하고 조립 중 파이프라인의 장착 응력을 줄여줍니다. 이는 신뢰성을 높이는 것 외에도 복잡하고 대규모 보상기를 더 적게 사용할 수 있게 해줍니다. 두 번째 배리어가 분리 링 역할도 하는 구형 표면 사이에 이중 배리어 씰을 배치하면 씰링 표면의 손상을 방지하고 플랜지를 수정하지 않고도 장치를 반복적으로 재사용할 수 있는 가능성이 보장됩니다.
작은 직경의 파이프라인에서는 탄성 요소가 포함된 "정적" 힌지가 있는 개스킷이 없는 피팅 연결을 사용하는 것이 좋습니다.
멘트. 이러한 간단한 연결은 나사산을 다시 조이지 않고도 높은 주기의 하중을 견딜 수 있습니다.
액체 추진 로켓 엔진을 조립하는 과정에서 결합 장치의 상대 위치 오류가 불가피하므로 설계 시 기계적 치수 보상 장치가 제공됩니다. 파이프라인의 왜곡 및 정렬 불량 중 각도 및 선형 변형을 보상하기 위해 호스가 널리 사용됩니다. 직경이 최대 25mm인 경우 불소수지로 만들 수 있으며, 직경이 최대 60mm인 경우 단일 또는 다층 금속 브레이드로 둘러싸인 고무 튜브로 만들 수 있습니다. 더 큰 직경의 고압 호스에는 표시된 튜브 대신 환형 주름이 있는 금속 벨로우즈가 설치되고(단일 및 다층, 이음새가 없고 용접됨) 중간 금속으로 외부가 강화됩니다.
| " |
인류의 기술적 성취 중에서 로켓 엔진은 특별한 위치를 차지합니다. 인간의 정신과 손이 만들어낸 장치는 과학기술 진보의 정점일 뿐만이 아닙니다. 이 가장 복잡한 기계 덕분에 인류는 지구의 포옹에서 벗어나 광활한 우주로 들어갈 수 있었습니다.
오늘날 사람들은 수백 톤의 힘을 발전시킬 수 있는 세계에서 가장 강력한 로켓 엔진을 마음대로 사용할 수 있습니다. 로켓 경주는 수천년 전에 시작되었습니다. 고대 중국장인들은 불꽃놀이를 위한 최초의 화약을 만들었습니다. 진정한 의미에서 최초의 제트 엔진이 만들어지기까지는 엄청난 시간이 걸릴 것입니다.
화약을 버리고 액체 연료를 이용한 제트 추진력을 얻은 인간은 제트기 건설에 착수하여보다 강력한 로켓 기술 모델을 만들 수있는 기회를 얻었습니다.
로켓 기술 세계로의 인간의 첫 걸음
인류는 꽤 오랫동안 제트 추진에 익숙했습니다. 고대 그리스인들도 압축 공기로 구동되는 기계 장치를 사용하려고 했습니다. 나중에 분말 충전물의 연소로 인해 비행하는 장치와 메커니즘이 나타나기 시작했습니다. 중국에서 제작되어 서유럽에 등장한 최초의 원시 미사일은 완벽함과는 거리가 멀었습니다. 그러나 이미 초기에 로켓 엔진 이론이 첫 번째 형태를 갖추기 시작했습니다. 발명가와 과학자들은 화약 연소 중에 발생하는 과정에 대한 설명을 찾으려고 노력하여 물리적, 물질적 신체의 빠른 비행을 보장했습니다. 제트 추진은 사람들에게 점점 더 흥미로워졌고 기술 개발에 새로운 지평을 열었습니다.
화약 발명 이야기는 로켓 기술 발전에 새로운 자극을주었습니다. 제트 엔진 추력이 무엇인지에 대한 첫 번째 아이디어는 장기적인 실험과 실험 과정에서 형성되었습니다. 흑색 화약을 사용하여 작업과 연구가 수행되었습니다. 화약을 태우는 과정이 원인이라는 것이 밝혀졌습니다. 큰 수엄청난 작업 잠재력을 지닌 가스. 총기는 과학자들에게 분말 가스의 에너지를보다 효율적으로 사용하는 아이디어를 제공했습니다.
기술 기반의 불완전성으로 인해 다른 연료를 사용하여 제트 추진력을 생성하는 것은 불가능했습니다. 인류에게 봉사하는 현대 로켓 엔진의 원형이자 최초의 고체 추진 장치가 된 것은 바로 분말 로켓 엔진이었습니다.
20세기 초까지 로켓 기술은 제트 추진에 관한 가장 원시적인 아이디어에 기초한 원시적인 상태에 있었습니다. 제트 추진의 출현에 기여하는 과정을 과학적 관점에서 설명하려는 첫 번째 시도는 19세기 말에야 이루어졌습니다. 충전량이 증가할수록 견인력이 증가하는 것으로 나타났는데, 이는 엔진 구동의 주요 요인이었습니다. 이 관계는 발사된 장치에서 더 큰 효율성을 달성하기 위해 로켓 엔진이 작동하는 방식과 진행 방향을 설명했습니다.
이 분야의 우승은 러시아 과학자들의 것입니다. Nikolai Tikhomirov는 이미 1894년에 제트 추진 이론을 수학적으로 설명하고 로켓(제트) 엔진의 수학적 모델을 만들려고 시도했습니다. 20세기의 뛰어난 과학자 콘스탄틴 치올코프스키는 로켓 기술 발전에 큰 공헌을 했습니다. 그의 연구 결과는 로켓 엔진 이론의 기초가 되었으며, 이후 모든 로켓 엔진 설계자가 사용했습니다. 이후의 모든 개발과 로켓 기술 개발은 러시아 과학자들이 만든 이론적 부분을 사용하여 수행되었습니다.
우주 비행 이론에 열중한 Tsiolkovsky는 고체 연료 대신 액체 성분인 수소와 산소를 사용한다는 아이디어를 처음으로 표명했습니다. 그의 의견으로 오늘날 가장 효율적이고 효율적인 엔진 유형인 액체 제트 엔진이 등장했습니다. 로켓을 발사할 때 사용된 로켓 엔진의 주요 모델에 대한 모든 후속 개발은 대부분 산소가 산화제가 될 수 있는 액체 연료로 작동했고 다른 것들은 사용되었습니다. 화학 원소.
로켓 엔진의 유형: 설계, 다이어그램 및 장치
로켓 엔진의 디자인과 산업용 완제품을 보면 이를 기술천재의 정점이라고 보기는 어렵다. 러시아 RD-180 로켓 엔진과 같은 완벽한 장치조차도 언뜻 보면 꽤 평범해 보입니다. 그러나 이 장치에서 가장 중요한 것은 사용된 기술과 이 기술의 기적이 가지고 있는 매개변수입니다. 로켓 엔진의 본질은 연료 연소로 인해 필요한 견인력을 제공하는 작동 유체가 생성되는 기존 제트 엔진입니다. 유일한 차이점은 연료의 종류와 연료가 연소되고 작동 유체가 형성되는 조건입니다. 엔진이 작동 첫 초 안에 최대 추력을 발휘하려면 많은 연료가 필요합니다.
제트 엔진에서는 대기의 참여로 연료 구성 요소의 연소가 수행됩니다. 램제트 엔진은 오늘날의 주요 엔진으로 연소실의 항공 등유가 산소와 함께 연소되어 출력에서 강력한 제트 가스 흐름을 형성합니다. 로켓 엔진은 완전히 자율 시스템, 제트 추력은 대기 산소의 참여 없이 고체 또는 액체 연료의 연소에 의해 생성됩니다. 예를 들어, 액체 로켓 엔진은 연료로 작동하며 산화제는 연소실에 공급되는 화학 원소 중 하나입니다. 고체 추진 로켓은 하나의 컨테이너에 담긴 고체 연료를 사용하여 작동합니다. 연소되면 엄청난 양의 에너지가 방출되어 고압의 연소실에서 나옵니다.
작업을 시작하기 전 연료의 질량은 로켓 엔진 질량의 90%입니다. 연료가 소모됨에 따라 초기 중량은 감소합니다. 따라서 로켓 엔진의 추력이 증가하여 하중을 전달하는 데 유용한 작업이 수행됩니다.
공기가 참여하지 않고 로켓 엔진의 연소실 내부에서 발생하는 연소 과정은 로켓 엔진을 높은 고도로 비행하거나 우주 공간으로 비행하는 데 이상적인 장치로 만듭니다. 현대 로켓공학에 사용되는 모든 로켓 엔진 중에서 다음 유형을 구별해야 합니다.
- 고체 로켓 엔진(TRE);
- 액체(LPRE);
- 화학 로켓 엔진(CRE);
- 이온 로켓 엔진;
- 전기 로켓 모터;
- 하이브리드 로켓 엔진(HRE).
별도의 종류로는 폭발로켓 엔진(펄스)이 있는데, 이는 주로 우주를 여행하는 우주선에 장착된다.
작동 및 기술 능력에 따라 장치는 발사 로켓 엔진과 조향 엔진으로 구분됩니다. 첫 번째 유형에는 엄청난 추력을 갖고 중력을 극복할 수 있는 가장 강력한 로켓 엔진이 포함됩니다. 이 유형의 가장 유명한 대표자는 로켓 발사 중에 700tf의 추력을 발생시키는 소련 액체 엔진 RD-170/171입니다. 연소실에서 생성되는 압력은 250kgf/cm2의 엄청난 값을 갖습니다. 이러한 유형의 엔진은 Energia 발사체용으로 제작되었습니다. 등유와 산소의 혼합물이 시설 운영을 위한 연료로 사용됩니다.
소련 기술은 미국 아폴로 달 프로그램의 로켓 비행을 보장하는 유명한 미국 F-1 장치보다 더 강력한 것으로 밝혀졌습니다.
시동 로켓 엔진이나 추진 엔진은 1단계와 2단계의 추진 시스템으로 사용될 수 있습니다. 이는 주어진 궤적을 따라 로켓의 주어진 속도와 안정적인 비행을 제공하며 오늘날 존재하는 모든 유형의 로켓 엔진으로 대표될 수 있습니다. 마지막 유형인 조향 엔진은 대기권 순항 비행과 우주에서 우주선 조정 중에 로켓 기술을 조종하는 데 사용됩니다.
오늘날, 소수의 주만이 유지 로켓 엔진을 제조할 수 있는 기술 능력을 보유하고 있습니다. 고성능, 대량의 화물을 우주로 발사할 수 있습니다. 이러한 장치는 러시아, 미국, 우크라이나 및 유럽 연합 국가에서 생산됩니다. 러시아 로켓 엔진 RD-180, 우크라이나 엔진 LRE 120 및 LRE 170은 오늘날 우주 프로그램 개발에 사용되는 로켓 기술의 주요 추진 시스템입니다. 오늘날 미국의 새턴과 안타레스 발사체에는 러시아 로켓 엔진이 장착되어 있습니다.
오늘날 현대 기술이 사용하는 가장 일반적인 엔진은 고체 추진제 엔진과 액체 로켓 엔진입니다. 첫 번째 유형은 사용하기 가장 쉽습니다. 두 번째 유형인 액체 로켓 엔진은 주요 연료 구성 요소가 화학 원소인 강력하고 복잡한 폐쇄 사이클 장치입니다. 이 두 가지 유형의 추진 시스템에는 연료 구성 요소의 집합 상태만 다른 화학 로켓 엔진이 포함됩니다. 그러나 이러한 유형의 장비의 작동은 다음에서 발생합니다. 극한 상황, 높은 보안 조치를 준수합니다. 이러한 유형의 엔진의 주요 연료는 수소와 탄소이며, 이는 산화제 역할을 하는 산소와 상호 작용합니다.
화학 제트 엔진은 등유, 알코올 및 기타 가연성 물질을 연료 구성 요소로 사용합니다. 이러한 혼합물의 산화제는 불소, 염소 또는 산소입니다. 화학 엔진 작동에 사용되는 연료량은 독성이 매우 강하고 인간에게 위험합니다.
작동 주기가 너무 빠르고 제어할 수 없는 고체 연료 엔진과 달리 액체 연료 엔진을 사용하면 작동을 조절할 수 있습니다. 산화제는 별도의 용기에 위치하며 제한된 양으로 연소실에 공급되며, 다른 구성 요소와 함께 작동 유체가 형성되어 노즐을 통해 빠져나가 추력을 생성합니다. 추진 시스템의 이러한 기능을 통해 엔진 추력을 조절할 수 있을 뿐만 아니라 그에 따라 로켓의 비행 속도를 모니터링할 수도 있습니다. 오늘날 우주 로켓을 발사하는 데 사용되는 최고의 로켓 엔진은 러시아의 RD-180입니다. 이 장치는 기술적 특성이 높고 경제적이므로 작동 비용이 효율적입니다.
두 가지 유형의 엔진 모두 장점과 단점이 있으며, 이는 사용 범위와 로켓 기술 개발자가 직면한 기술적 과제로 인해 상쇄됩니다. 화학 엔진 집단의 최신 제품은 행성 간 여행이 가능한 로켓용으로 제작된 SpaceX의 극저온 메탄 로켓 엔진인 Raptor입니다.
현대적인 유형의 로켓 엔진
로켓 엔진의 주요 작동 특성은 특정 충격량입니다. 이 값은 생성된 추력과 단위 시간당 소비되는 연료량의 비율에 의해 결정됩니다. 오늘날 로켓 기술의 효율성과 경제적 타당성은 바로 이 매개변수에 의해 결정됩니다. 현대 기술은 높은 특정 자극을 얻기 위해 이 매개변수의 높은 값을 달성하는 것을 목표로 합니다. 우주선의 빠르고 끝없는 이동을 달성하려면 다른 유형의 연료를 사용해야 할 수도 있습니다.
고체 추진제와 액체 추진제를 모두 포함하는 화학 로켓 엔진은 개발의 정점에 도달했습니다. 이러한 유형의 엔진이 탄도 및 우주 로켓의 주요 엔진이라는 사실에도 불구하고 후속 개선에는 문제가 있습니다. 오늘날 다른 에너지원을 사용하기 위한 작업이 진행 중입니다.
우선순위 영역 중 두 가지를 식별할 수 있습니다.
- 핵 로켓 엔진(이온성);
- 전기 로켓 엔진(펄스).
두 유형 모두 우주선 건설 분야에서 우선순위인 것 같습니다. 오늘날 이러한 추진 시스템의 첫 번째 프로토타입이 갖고 있는 단점에도 불구하고 우주로 발사하는 것이 훨씬 저렴하고 효율적일 것입니다.
인류가 우주시대에 진입한 화학엔진과 달리 핵엔진은 액체의 연소나 연소를 통해서가 아니라 필요한 추진력을 제공한다. 고체 연료. 작동 유체는 기체 상태로 가열된 수소 또는 암모니아입니다. 핵연료와 접촉하여 가열된 가스는 고압 상태에서 연소실을 빠져나갑니다. 이러한 유형의 엔진의 특정 추진력은 상당히 높습니다. 이러한 시설을 핵 및 동위원소라고도 합니다. 그들의 힘은 상당히 높게 평가됩니다. 핵 추진 엔진의 지구 발사 이후 작동은 해당 지역의 방사능 오염 위험이 높기 때문에 불가능한 것으로 간주됩니다. 서비스 인력발사 단지. 이러한 엔진은 우주 순항 비행 중에만 사용할 수 있습니다.
핵 로켓 엔진의 잠재력은 상당히 높다고 여겨지지만, 열핵 반응을 제어하는 효과적인 방법이 없기 때문에 현재 상황에서 엔진을 사용하는 것은 상당히 문제가 많고 위험합니다.
다음 유형은 전기 모터전기 추진 엔진은 처음부터 끝까지 실험적입니다. 이 추진 시스템의 네 가지 유형(전자기, 정전기, 전열 및 펄스)이 동시에 고려됩니다. 이 그룹의 가장 큰 관심 대상은 일반적으로 이온 또는 콜로이드라고도 불리는 정전기 장치입니다. 이 설치에서는 작동 유체(일반적으로 불활성 가스)가 전기장에 의해 가열되어 플라즈마 상태가 됩니다. 이온 로켓 엔진은 다른 엔진 중에서 가장 높은 추진력을 가지고 있지만 프로젝트의 실제 구현에 대해 이야기하기에는 너무 이릅니다.
높은 모멘텀 지표에도 불구하고 이러한 개발에는 심각한 단점이 있습니다. 엔진이 작동하려면 지속적인 전기 공급원이 필요하며, 이를 통해 대량의 전기를 중단 없이 공급할 수 있습니다. 따라서 이러한 엔진은 높은 추력을 가질 수 없으므로 효율적이고 경제적인 우주선을 만들려는 설계자의 노력이 열악한 결과로 줄어듭니다.
오늘날 인류가 갖고 있는 로켓 엔진은 인류에게 우주로의 접근을 가능하게 했고, 장거리 우주탐사를 가능하게 했다. 그러나 사용된 장치의 기술적 한계로 인해 다른 방향으로 작업을 강화하기 위한 전제 조건이 생겼습니다. 아마도 가까운 미래에는 원자력 발전소를 탑재한 선박이 우주를 돌아다닐 수도 있고, 우리는 빛의 속도에 가까운 속도로 비행하는 플라즈마 로켓 엔진의 세계로 뛰어들 수도 있을 것입니다.
액체로켓엔진은 연료를 사용하는 엔진이다. 액화 가스그리고 화학 액체. 액체 로켓 엔진은 부품 수에 따라 1액형, 2액형, 3액형 엔진으로 구분됩니다.
개발의 간략한 역사
처음으로 액화수소와 산소를 로켓 연료로 사용하는 것이 K.E.에 의해 제안되었습니다. 1903년의 치올콥스키. 액체 추진 로켓 엔진의 첫 번째 프로토타입은 1926년 미국인 로버트 하워드(Robert Howard)에 의해 만들어졌습니다. 그 후 소련, 미국 및 독일에서도 유사한 개발이 수행되었습니다. 가장 큰 성공은 독일 과학자 Thiel, Walter, von Braun에 의해 달성되었습니다. 제2차 세계 대전 중에 그들은 군사 목적으로 로켓 엔진 전체 라인을 만들었습니다. 제국이 더 일찍 V-2를 만들었다면 전쟁에서 승리했을 것이라는 의견이 있습니다. 그 후, 냉전과 군비 경쟁은 우주 프로그램에 사용하기 위한 액체 추진 로켓 엔진의 개발을 가속화하는 촉매제가 되었습니다. RD-108의 도움으로 최초의 인공 지구 위성이 궤도에 진입했습니다.
오늘날 액체 추진 로켓 엔진은 우주 프로그램과 대형 미사일 무기에 사용됩니다.
적용 범위
위에서 언급한 바와 같이 액체추진 로켓엔진은 주로 우주선과 발사체의 엔진으로 사용된다. 액체 추진제 엔진의 주요 장점은 다음과 같습니다.
- 수업 중 가장 높은 특정 충동;
- 트랙션 컨트롤과 함께 완전 정지 및 재시동 기능을 통해 기동성이 향상됩니다.
- 고체 연료 엔진에 비해 연료실의 무게가 상당히 가볍습니다.
액체 로켓 엔진의 단점은 다음과 같습니다.
- 더 복잡한 장치와 높은 비용;
- 안전한 운송에 대한 요구 사항 증가;
- 무중력 상태에서는 연료를 정착시키기 위해 추가 엔진을 사용해야 한다.
그러나 액체 로켓 엔진의 가장 큰 단점은 연료의 에너지 능력이 제한되어 금성과 화성까지의 거리에 대한 우주 탐사가 제한된다는 것입니다.
장치 및 작동 원리
액체 추진 로켓 엔진의 작동 원리는 동일하지만 다른 장치 회로를 사용하여 구현됩니다. 펌프를 사용하여 연료와 산화제가 다른 탱크에서 노즐 헤드로 공급되고 연소실로 펌핑되어 혼합됩니다. 압력 하에서 연소된 후, 연료의 내부 에너지는 운동 에너지로 바뀌고 노즐을 통해 흘러나와 제트 추력을 생성합니다.
연료 시스템은 연료 탱크, 파이프라인, 탱크에서 파이프라인으로 연료를 펌핑하는 터빈과 제어 밸브가 있는 펌프로 구성됩니다.
펌핑 연료 공급은 챔버에 높은 압력을 생성하고 결과적으로 작동 유체가 더 많이 팽창하여 특정 충격량의 최대 값이 달성됩니다.
인젝터 헤드 - 연료 구성 요소를 연소실에 주입하기 위한 인젝터 블록입니다. 인젝터의 주요 요구 사항은 고품질 혼합과 연소실로의 연료 공급 속도입니다.
냉각 시스템
연소 과정 중 구조물에서 전달되는 열의 비율은 미미하지만, 높은 연소 온도(>3000K)로 인해 냉각 문제가 발생하고 엔진의 열 파괴를 위협합니다. 챔버 벽 냉각에는 여러 유형이 있습니다.
재생식 냉각은 산화제 없이 연료가 통과하는 챔버 벽에 공동을 생성하여 챔버 벽을 냉각하고 열과 냉각수(연료)가 챔버로 다시 반환되는 것을 기반으로 합니다.
벽층은 챔버 벽 근처의 연료 증기에서 생성된 가스 층입니다. 이 효과는 연료만 공급하는 헤드 주변에 노즐을 설치함으로써 달성됩니다. 따라서 가연성 혼합물에는 산화제가 부족하고 벽에서의 연소는 챔버 중앙만큼 강하게 발생하지 않습니다. 벽층 온도는 연소실 벽과 챔버 중앙의 고온을 절연합니다.
액체 로켓 엔진을 냉각하는 절삭 방법은 챔버 벽과 노즐에 특수 열 보호 코팅을 적용하여 수행됩니다. 보장 범위: 고온고체에서 기체 상태로 변화하여 많은 양의 열을 흡수합니다. 액체 로켓 엔진을 냉각하는 이 방법은 아폴로 달 프로그램에서 사용되었습니다.
액체 추진 로켓 엔진을 발사하는 것은 구현에 실패할 경우 폭발 위험 측면에서 매우 중요한 작업입니다. 어려움이 없는 자체 점화 구성 요소가 있지만 점화를 위해 외부 개시제를 사용할 경우 연료 구성 요소와 공급의 완벽한 조화가 필요합니다. 챔버에 연소되지 않은 연료가 축적되면 파괴적인 폭발력이 있으며 심각한 결과를 초래할 수 있습니다.
대형 액체 로켓 엔진의 발사는 여러 단계를 거쳐 최대 출력에 도달하는 반면, 소형 엔진은 즉시 100% 출력에 도달하여 발사됩니다.
액체 추진 로켓 엔진의 자동 제어 시스템은 엔진의 안전한 시동 및 주 모드 진입, 안정적인 작동 제어, 비행 계획에 따른 추력 조정, 소모품 조정 및 주어진 도달 시 종료를 특징으로 합니다. 궤도. 계산할 수 없는 요인으로 인해 액체 추진 로켓 엔진에는 연료 공급이 보장되어 프로그램에서 편차가 발생하는 경우 로켓이 특정 궤도에 진입할 수 있습니다.
설계 과정에서 추진제 구성 요소와 해당 구성 요소의 선택은 액체 추진제 로켓 엔진 설계에 매우 중요합니다. 이를 바탕으로 보관, 운송 및 생산 기술 조건이 결정됩니다. 구성 요소 조합의 가장 중요한 지표는 연료 및 화물 질량 비율의 분포가 좌우되는 특정 충격량입니다. 로켓의 크기와 질량은 Tsiolkovsky 공식을 사용하여 계산됩니다. 특정 충격 외에도 밀도는 연료 구성 요소가 포함된 탱크의 크기에 영향을 미치고 끓는점은 로켓의 작동 조건을 제한할 수 있으며 화학적 공격성은 모든 산화제의 특징이며 탱크가 규칙에 따라 작동하지 않으면 탱크 화재가 발생하면 일부 연료 화합물의 독성으로 인해 대기와 환경에 심각한 해를 끼칠 수 있습니다. 따라서 불소는 산소보다 더 나은 산화제이지만 독성 때문에 사용되지 않습니다.
단일 성분 액체 로켓 엔진은 액체를 연료로 사용하며, 이는 촉매와 상호 작용하여 뜨거운 가스 방출과 함께 분해됩니다. 단일 추진 로켓 엔진의 가장 큰 장점은 설계가 단순하다는 점이며, 이러한 엔진의 특정 추진력은 작지만 우주선의 방향 설정 및 안정화를 위한 저추력 엔진으로 이상적입니다. 이들 엔진은 배기량 연료 공급 시스템을 사용하며 공정 온도가 낮기 때문에 냉각 시스템이 필요하지 않습니다. 단일 구성 요소 엔진에는 열 및 화학 물질 배출이 허용되지 않는 조건에서 사용되는 가스 제트 엔진도 포함됩니다.
70년대 초 미국과 소련은 수소와 탄화수소 연료를 연료로 사용하는 3성분 액체 로켓 엔진을 개발하고 있었습니다. 이렇게 하면 엔진이 시동 시 등유와 산소로 작동하고 높은 고도에서는 액체 수소와 산소로 전환됩니다. 러시아의 3성분 액체 추진제 엔진의 예로는 RD-701이 있습니다.
로켓 제어는 흑연 가스 역학 방향타를 사용하는 V-2 로켓에 처음 사용되었지만 이로 인해 엔진 추력이 감소했으며 현대 로켓은 힌지로 본체에 부착된 회전 카메라를 사용하여 한두 평면에서 기동성을 만듭니다. 회전하는 카메라 외에도 반대 방향의 노즐로 고정되고 공간에서 장치를 제어해야 할 때 켜지는 제어 모터도 사용됩니다.
폐쇄 사이클 액체 추진 로켓 엔진은 구성 요소 중 하나가 저온에서 연소될 때 다른 구성 요소의 작은 부분이 가스화되어 생성된 가스가 터빈의 작동 유체로 작용하는 엔진입니다. 연소실로 공급되어 나머지 연료 구성 요소와 함께 연소되어 제트 추력을 생성합니다. 이 방식의 가장 큰 단점은 디자인이 복잡하다는 점이지만 동시에 특정 충동이 증가한다는 것입니다.
액체 로켓 엔진의 출력 증가 전망
오랫동안 학자 Glushko가 리더였던 러시아 액체 추진 로켓 엔진 제작자 학교에서는 연료 에너지의 최대 사용과 결과적으로 가능한 최대의 특정 충동을 위해 노력합니다. 노즐 내 연소 생성물의 팽창을 증가시켜야만 최대 비추력을 얻을 수 있으므로 이상적인 연료 혼합물을 찾기 위해 모든 개발이 진행되고 있습니다.
1) 액체 추진 로켓 엔진(LPRE)의 다이어그램 및 작동 원리에 대한 연구.
2) 액체 추진 로켓 엔진 챔버의 경로를 따라 작동 유체 매개 변수의 변화를 결정합니다.
- LPRE에 대한 일반 정보
2.1. 로켓 엔진의 구성
제트 엔진은 작동 유체가 유출되어 추력을 생성하는 기술 장치입니다. 제트 엔진은 다양한 유형의 움직이는 차량에 가속을 제공합니다.
로켓 엔진은 움직이는 차량에 탑승할 수 있는 물질과 에너지원만을 사용하는 제트 엔진입니다.
액체로켓엔진(LPRE)은 연료(주요 에너지원 및 작동유체)를 액체 집합체 상태로 사용해 작동하는 로켓엔진이다.
LRE의 일반적인 경우다음으로 구성됩니다:
2- 터보펌프 장치(TNA);
3- 가스 발생기;
4- 파이프라인;
5- 자동화 장치;
6- 보조 장치
하나 이상의 액체 추진제 엔진은 엔진 챔버와 로켓 단계의 보조 장치에 연료를 공급하기 위한 공압-유압 시스템(PGS)과 함께 액체 추진제 로켓 추진 시스템(LPRE)을 구성합니다.
액체 로켓 연료(LRF)는 발열 화학 반응의 결과로 고온 연소(분해) 생성물을 형성할 수 있는 물질 또는 여러 물질(산화제, 연료)입니다. 이 제품은 엔진의 작동유체입니다.
각 LRE 챔버는 연소실과 노즐로 구성됩니다. 액체 추진제 엔진 챔버에서는 액체 연료의 1차 화학 에너지가 기체 작동 유체의 최종 운동 에너지로 변환되고, 그 결과 챔버의 반력이 생성됩니다.
액체 추진 로켓 엔진의 별도 터보 펌프 장치는 펌프와 이를 구동하는 터빈으로 구성됩니다. TNA는 액체 추진 로켓 엔진의 챔버와 가스 발생기에 액체 연료 구성 요소의 공급을 보장합니다.
액체 추진 로켓 엔진 가스 발생기는 주 연료 또는 보조 연료를 가스 생성 제품으로 변환하여 터빈의 작동 유체와 액체 로켓 엔진 구성 요소가 있는 탱크의 가압 시스템의 작동 유체로 사용하는 장치입니다.
LRE 자동화 시스템은 전기, 기계, 유압, 공압, 불꽃 등 다양한 유형의 장치(밸브, 조절기, 센서 등) 세트입니다. 자동화 장치는 LRE의 시작, 제어, 조절 및 종료를 제공합니다.
LRE 매개변수
로켓 엔진의 주요 견인력 매개변수는 다음과 같습니다.
로켓 엔진의 반력(R)은 물질이 로켓 엔진 밖으로 흘러나올 때 로켓 엔진의 내부 표면에 작용하는 가스 및 유체역학적 힘의 결과입니다.
로켓 엔진의 추력 - R - 로켓 엔진의 반력(R)과 모든 압력의 결과 환경, 외부 공기 역학적 항력을 제외하고 엔진의 외부 표면에 작용합니다.
LRE 추력 충격 - I - 작동 시간 동안 LRE 추력의 적분;
액체 추진 로켓 엔진의 특정 추력 충격 - I y - 액체 추진 로켓 엔진의 대량 연료 소비()에 대한 추력(P)의 비율입니다.
액체 로켓 엔진실에서 발생하는 과정을 특징짓는 주요 매개변수는 액체 로켓 연료의 연소(분해) 생성물의 압력(p), 온도(T) 및 유량(W)입니다. 이 경우 노즐 입구(섹션 인덱스 "c")와 노즐의 임계("*") 및 출구("a") 섹션의 매개변수 값이 특히 강조 표시됩니다. .
액체 추진 로켓 엔진 노즐 경로의 다양한 섹션에서 매개변수 값 계산과 엔진 견인 매개변수 결정은 해당 열가스 역학 방정식을 사용하여 수행됩니다. 그러한 계산을 위한 대략적인 방법은 이 매뉴얼의 섹션 4에서 논의됩니다.
- RD-214 LPRE의 작동 다이어그램 및 원리
3.1. RD-214 액체 로켓 엔진의 일반적인 특성
RD-214 액체로켓엔진은 1957년부터 국내에서 실용화됐다. 1962년부터 다단계 코스모스 발사체의 1단계에 설치되었으며, 이를 통해 코스모스 및 인터코모스 시리즈의 많은 위성이 지구 저궤도로 발사되었습니다.
RD-214 액체 추진 로켓 엔진에는 펌프 연료 공급 시스템이 있습니다. 엔진은 고비점 질산 산화제(질산에 산화질소 용액)와 탄화수소 연료(등유 처리 제품)를 사용하여 작동합니다. 가스 발생기에는 액체 과산화수소라는 특수 구성 요소가 사용됩니다.
주요 엔진 매개변수의 의미는 다음과 같습니다.
공극에서의 추력 P p = 726 kN;
진공 I 팩의 특정 추력 충격 = 2590 N×s/kg;
연소실의 가스 압력 p k = 4.4 MPa;
노즐 내 가스 팽창비 e = 64
액체 로켓 엔진 "RD-214"(그림 1)는 다음으로 구성됩니다.
카메라 4개(항목 6)
터보 펌프 장치(TPU) 1개(항목 1, 2, 3, 4);
가스 발생기(항목 5)
파이프라인;
자동화 장치(항목 7, 8)
엔진 THA는 산화제 펌프(항목 2), 연료 펌프(항목 3), 과산화수소 펌프(항목 4) 및 터빈(항목 1)으로 구성됩니다. 펌프와 터빈의 로터(회전 부품)는 하나의 샤프트로 연결됩니다.
엔진실, 가스 발생기 및 터빈에 구성 요소를 공급하는 장치 및 구성 요소는 세 가지 별도 시스템 라인으로 결합됩니다.
산화제 공급 시스템
연료 공급 시스템
과산화수소 증기 및 가스 생성 시스템.
그림 1. 액체 로켓 엔진 다이어그램
1 – 터빈; 2 – 산화제 펌프; 3 – 연료 펌프;
4 - 과산화수소 펌프; 5 - 가스 발생기(반응기);
6 – 엔진실; 7, 8 – 자동화 요소.
3.2. RD-214 액체 로켓 엔진 장치의 특성
3.2.1. LRE 챔버
4개의 LRE 챔버는 볼트를 사용하여 두 섹션을 따라 단일 블록으로 연결됩니다.
각 LRE 챔버(항목 6)는 믹싱 헤드와 하우징으로 구성됩니다. 혼합 헤드에는 상부, 중간 및 하부(화재) 바닥이 포함됩니다. 상부와 중간 바닥 사이에는 산화제를 위한 공간이 형성되고, 중앙과 화재 바닥 사이에는 연료를 위한 공간이 형성됩니다. 각 공동은 해당 노즐을 사용하여 엔진 하우징의 내부 볼륨과 연결됩니다.
액체 추진제 엔진이 작동하는 동안 액체 연료 구성 요소는 혼합 헤드와 노즐을 통해 공급, 분사 및 혼합됩니다.
액체 로켓 엔진 챔버 하우징은 연소실의 일부와 노즐을 포함합니다. 액체 로켓 엔진 노즐은 초음속이며 수렴 및 발산 부분이 있습니다.
LRE 챔버 하우징은 이중벽으로 구성되어 있습니다. 하우징의 내부(화재) 벽과 외부(전원) 벽은 스페이서로 상호 연결됩니다. 동시에 스페이서를 사용하여 케이스의 액체 냉각 경로용 채널이 벽 사이에 형성됩니다. 연료는 냉각수로 사용됩니다.
엔진 작동 중에는 노즐 끝에 위치한 특수 매니폴드 파이프를 통해 연료가 냉각 경로로 공급됩니다. 냉각 경로를 통과한 연료는 혼합 헤드의 해당 공동으로 들어가고 노즐을 통해 연소실로 유입됩니다. 동시에, 혼합 헤드의 또 다른 공동과 해당 노즐을 통해 산화제가 연소실로 들어갑니다.
연소실의 부피에서 액체 연료 성분의 분무, 혼합 및 연소가 발생합니다. 결과적으로 엔진의 고온 가스 작동 유체가 형성됩니다.
그런 다음 초음속 노즐에서 작동 유체의 열 에너지가 제트의 운동 에너지로 변환되고, 그 끝에서 로켓 엔진의 추력이 생성됩니다.
3.2.2. 가스 발생기 및 터보 펌프 장치
가스 발생기(그림 1, 항목 5)는 발열 분해의 결과로 액체 과산화수소가 터빈의 고온 증기 작동 유체로 변환되는 장치입니다.
터보 펌프 장치는 액체 연료 구성 요소의 압력 공급을 엔진 챔버와 가스 발생기에 제공합니다.
TNA는 다음으로 구성됩니다(그림 1).
슈네코 원심 펌프산화제(항목 2);
스크류 원심 연료 펌프(항목 3);
과산화수소 원심 펌프(항목 4);
가스 터빈(항목 1).
각 펌프와 터빈에는 고정 고정자와 회전 로터가 있습니다. 펌프와 터빈의 로터는 스프링으로 연결된 두 부분으로 구성된 공통 샤프트를 가지고 있습니다.
터빈(항목 1)이 펌프를 구동합니다. 주요 요소터빈 고정자는 하우징과 노즐 장치로 구성되며, 회전자는 샤프트와 블레이드가 있는 임펠러로 구성됩니다. 작동 중에 과산화물 가스가 가스 발생기에서 터빈으로 공급됩니다. 증기가스가 터빈 임펠러의 노즐 장치와 블레이드를 통과할 때, 열에너지휠과 터빈 로터 샤프트의 기계적 회전 에너지로 변환됩니다. 배기 증기 가스는 터빈 하우징의 출구 매니폴드에 수집되어 특수 폐기물 노즐을 통해 대기로 배출됩니다. 이 경우 로켓 엔진의 추가 추력이 생성됩니다.
산화제(항목 2) 및 연료(항목 3) 펌프는 나사 원심형입니다. 각 펌프의 주요 구성요소는 케이싱과 로터입니다. 로터에는 샤프트, 나사 및 블레이드가 있는 원심 휠이 있습니다. 작동 중에 기계적 에너지는 공통 샤프트를 통해 터빈에서 펌프로 공급되어 펌프 로터의 회전을 보장합니다. 펌프에 의해 펌핑되는 액체(연료 구성 요소)에 대한 오거 블레이드와 원심 휠의 작용으로 인해 펌프 로터의 기계적 회전 에너지가 액체 압력의 위치 에너지로 변환되어 구성 요소의 공급이 보장됩니다. 엔진실로. 원심 펌프 휠 앞의 오거는 유체의 저온 비등(캐비테이션) 및 연속성 중단을 방지하기 위해 임펠러의 블레이드 간 채널 입구에서 유체 압력을 사전에 증가시키기 위해 설치됩니다. 구성 요소의 흐름 연속성을 위반하면 엔진 챔버의 연료 연소 과정이 불안정해지고 결과적으로 액체 추진제 엔진 작동이 전체적으로 불안정해질 수 있습니다.
원심 펌프(항목 4)는 가스 발생기에 과산화수소를 공급하는 데 사용됩니다. 구성 요소의 상대적으로 낮은 유속은 앞에 나사 사전 펌프를 설치하지 않고도 원심 펌프의 캐비테이션 없는 작동을 위한 조건을 만듭니다.
3.3. 엔진 작동 원리
엔진은 로켓에서 해당 자동화 요소로의 전기 명령에 의해 자동으로 시동, 제어 및 정지됩니다.
연료 구성 요소의 초기 점화에는 산화제로 자체 점화되는 특수 시동 연료가 사용됩니다. 출발 연료는 처음에 연료 펌프 앞 파이프라인의 작은 부분을 채웁니다. 액체 추진 로켓 엔진을 발사하는 순간, 시동 연료와 산화제가 챔버에 들어가고 자체 점화가 발생하고 그 후에야 연료의 주요 구성 요소가 챔버에 공급되기 시작합니다.
엔진 작동 중에 산화제는 다음을 포함하여 메인 라인(시스템)의 요소와 어셈블리를 순차적으로 통과합니다.
분할밸브;
산화제 펌프;
산화제 밸브;
엔진실 믹싱 헤드.
연료는 다음을 포함하는 파이프라인을 통해 흐릅니다.
밸브 분할;
연료펌프;
엔진실의 매니폴드 및 냉각 경로;
챔버의 믹싱 헤드.
과산화수소와 생성된 증기 가스는 다음을 포함하여 증기 및 가스 생성 시스템의 요소와 장치를 순차적으로 통과합니다.
분할밸브;
과산화수소 펌프;
유압 감속기;
가스 발생기;
터빈 노즐 장치;
터빈 임펠러 블레이드;
터빈 매니폴드;
폐기물 노즐.
터보 펌프 장치에 의해 엔진 챔버에 연료 구성 요소가 지속적으로 공급되고 고온 작동 유체가 형성되어 연소되고 챔버에서 작동 유체가 유출되어 로켓 엔진의 추력이 생성됩니다.
가스 발생기에 공급되는 과산화수소의 유량을 변경하여 작동 중 엔진 추력 값의 변화가 보장됩니다. 동시에 터빈과 펌프의 동력이 변경되고 결과적으로 엔진실에 연료 구성 요소가 공급됩니다.
액체 추진제 엔진은 자동 요소를 사용하여 2단계로 정지됩니다. 메인 모드에서 엔진은 먼저 추력이 적은 최종 작동 모드로 전환된 다음 완전히 꺼집니다.
- 작업 절차
4.1. 작업 범위 및 순서
작업을 수행하는 과정에서 다음과 같은 작업이 순차적으로 수행됩니다.
1) RD-214 액체 추진 로켓 엔진의 설계가 연구되고 있습니다. 액체 추진 로켓 엔진의 목적과 구성, 장치의 설계, 엔진 작동 원리 등을 고려한다.
2) 액체 추진 로켓 엔진 노즐의 기하학적 매개 변수를 측정합니다. 노즐의 입구("c"), 임계("*") 및 출구("a") 단면(D c, D *, D a)의 직경을 구합니다.
3) 액체 추진 로켓 엔진 노즐의 입구, 임계 및 출구 부분의 액체 추진 로켓 엔진 작동 유체의 매개 변수 값이 계산됩니다.
계산 결과를 바탕으로 액체 추진 엔진의 노즐 경로(L)를 따라 작동 유체의 온도(T), 압력(p) 및 속도(W)의 변화에 대한 일반화된 그래프가 구성됩니다.
4) 액체 추진 로켓 엔진의 견인 매개변수는 노즐의 설계 작동 모드()에 따라 결정됩니다.
4.2. RD-214 로켓 엔진의 매개변수 계산을 위한 초기 데이터
챔버의 가스 압력(옵션 참조)
챔버 내 가스 온도
가스 상수
등엔트로피 지수
기능 
챔버 내 공정은 에너지 손실 없이 진행된다고 가정합니다. 이 경우 연소실과 노즐의 에너지 손실계수는 각각 동일하다. 
노즐 작동 모드가 계산됩니다(색인 " 아르 자형»).
측정을 통해 다음이 결정됩니다.
노즐의 임계 단면 직경.
노즐 출구 부분의 직경.
4.3. 로켓 엔진의 매개변수 계산 순서
에이)노즐 출구 섹션("a")의 매개변수는 다음 순서로 결정됩니다.
1) 노즐 출구 영역
2) 노즐의 임계 단면적
3) 기체팽창의 기하학적 정도
Yuzhnoye 설계국의 추진 엔지니어들은 달 우주선용 11D410 추진 장치 개발이라는 책임감 있고 복잡한 작업을 완료했습니다.
11D410 엔진 블록은 주 RD858 엔진과 예비 RD859 엔진으로 구성되어 달 표면에 연착륙하고, 달 표면에서 이륙하고, 달 우주선을 인공 달 위성의 타원 궤도에 배치하는 작업을 해결했습니다. .
승무원이 탑승한 달 우주선의 비행이 예상되었기 때문에 엔진의 신뢰성에 대한 요구가 가장 높았습니다. 전체 규모 작동 조건을 시뮬레이션하는 수많은 테스트를 통해 신뢰성을 확인해야 했습니다. 달에의 연착륙과 표면에서의 이륙을 보장하기 위해 RD858 엔진에는 메인 및 딥 스로틀링 모드(DG)의 두 가지 추력 모드가 있으며 두 가지 활성화 기능을 제공합니다. 메인 모드에서 추력 제어 범위는 ±9.8%이고, RGD 모드에서는 – ±35%입니다. 이러한 깊은 스로틀링에는 안정적인 냉각과 함께 엔진실의 안정적인 작동을 보장하기 위한 특별한 설계 조치가 필요했습니다.
RD859 백업 엔진은 ±9.8% 범위의 추력 제어 기능을 갖춘 단일 모드입니다.
엔진 터보 펌프 장치의 신뢰성, 특히 산화제 펌프와 터빈의 공동을 분리하는 기계적 씰에 대한 요구가 가장 높았습니다. 상당한 양의 실험 작업이 필요했으며 그 결과 가장 안정적이고 효율적인 마찰 쌍이 선택되었습니다. 설계는 성공적인 것으로 나타났습니다. TNA의 서비스 수명은 수천 초로 추정됩니다.
안정적인 냉각을 보장하기 위해 열 흐름이 높은 영역의 챔버 본체에는 복잡한 프로파일 부품에 다양한 최적 단면적의 나선형 밀링 홈이 있습니다.
한 엔진의 시동 횟수가 비행 중 2개가 아닌 12회에 이르렀습니다. 대기 엔진은 종료와 재시작 사이에 3초의 지연 후에 시동할 수 있다는 점에서 독특합니다. 엔진을 끄고, 챔버 경로를 비우고, 3초 동안 정지한 후 재시동하는 과정을 면밀히 연구하여 특성의 수렴을 확인했습니다. 테스트 중 재시작 매개변수는 첫 번째 매개변수와 동일했습니다. 터보 펌프 공급 시스템을 갖춘 기존 엔진 중 어느 것도 이 기능을 제공하지 않았습니다. 광범위한 추력 제어를 제공하는 터보 펌프 공급 시스템을 갖춘 엔진의 경우 이러한 액체 추진제 엔진은 매우 높은 특정 충격량 값을 갖습니다. 엔진 블록의 무게와 크기는 엔진 제어 및 트랙션 제어 시스템이 포함되어 있다는 사실을 고려하더라도 높은 수준의 디자인 완성도를 나타냅니다. 엔진의 총 질량은 110kg이고 총 추력은 4100kgf입니다. 비교를 위해 추력이 2700kgf인 Ariane-5 발사체의 상단 엔진 질량이 100kg을 초과합니다.
개발 규모는 매우 컸습니다. 총 작동 시간이 253,281초인 181개의 RD858 엔진과 총 작동 시간이 209,463초인 181개의 RD859 엔진입니다. 11개의 11D410 엔진 블록을 테스트하여 비상 상황을 시뮬레이션했습니다.
일반적으로 달 착륙 모듈의 액체 추진제 엔진 블록은 동급 엔진 중 가장 신뢰할 수 있는 엔진 중 하나입니다. R-7 발사체가 발사한 특수 T-2K 우주선의 일부로 지구 궤도에서 3개의 엔진 블록이 성공적으로 테스트되었습니다.
주요 엔진
|
이름 |
공허에서의 추력, kgf |
연료 구성 요소 |
무게, kg |
||
|---|---|---|---|---|---|
|
산화제 – 질산 + 27% N2O4 연료 - |
8K66(SS-7) 로켓의 2단용으로 설계되었습니다. |
||||
|
산화제 – 사산화이질소 연료 - 비대칭 디메틸히드라진 |
모든 안정화 채널(부스트 스테이지 8K69)(SS-9-2)을 통해 궤도 우주선의 제동 및 제어를 위해 설계되었습니다. |
||||
|
산화제 – 사산화이질소 연료 - 비대칭 디메틸히드라진 |
8K99(SS-15) 로켓의 2단용으로 설계되었습니다. |
||||
|
산화제 – 사산화이질소 연료 - 비대칭 디메틸히드라진 |
123 |
모든 안정화 채널을 따라 비행 활성 단계 동안 11K68 로켓(Cyclone-3)의 세 번째 단계에 대한 제어 추력을 생성하도록 설계되었습니다. |
|||
|
산화제 – 사산화이질소 연료 - 비대칭 디메틸히드라진 |
192 |
15A15 및 15A16(SS-17-1) 및 (SS-17-2) 미사일의 두 번째 단계용으로 설계되었습니다. |
|||
|
산화제 – 사산화이질소 연료 - 비대칭 디메틸히드라진 |
199 |
15A18(SS-18-2) 로켓의 발사 단계 비행 중 모든 안정화 채널에 대한 두 가지 추력 및 제어 모드를 생성하도록 설계되었습니다. |
|||
|
산화제 – 사산화이질소 연료 - 비대칭 디메틸히드라진 |
125,4 |
공간 예인선 및 확장 단계 15Zh44, 15Zh60(SS-24-1) 및 (SS-24-2)의 헤드 구획에 설치하도록 설계되었습니다. |
|||
|
산화제 – 사산화이질소 연료 - 비대칭 디메틸히드라진 |
125 |
Zenit 및 Cyclone-4 발사체의 정점 단계의 일부로 사용하도록 설계되었습니다. |
|||
|
산화제 – 질산 + 연료 - 비대칭 디메틸히드라진 |
196 |
모든 안정화 채널을 따라 15A18M(SS-18-3) 로켓의 두 번째 단계의 우주 예인선 비행을 제어하도록 설계되었습니다. |
액체로켓엔진의 역사
Yuzhnoye 설계국에서 액체 로켓 엔진(LPRE)의 독립적인 제작에 대한 첫 번째 경험은 1958년에 시작된 8K64 ICBM의 1단계 및 2단계 조향 엔진 개발 작업이었습니다. 이 로켓의 주요 특징은 여러 세대의 액체 추진제 엔진의 주요 연료가 된 비대칭 디메틸히드라진(UDMH)이라는 새로운 연료를 AK-27 산화제와 함께 처음으로 사용했다는 것입니다.
최초의 조향 액체 추진 로켓 엔진 개발에 성공함으로써 1960년에는 8K66 로켓의 두 번째 단계를 위한 새롭고 더 복잡하며 다기능적인 엔진 RD853의 개발이 시작되었습니다.
1961년에 새로운 연료 구성 요소 쌍인 사산화이질소(AT)와 UDMH로 작동하는 8K67 로켓의 1단계와 2단계용 조향 엔진을 만드는 작업이 시작되었습니다.
1962년에 RD854 액체 추진 로켓 엔진의 설계 및 개발은 8K69 ICBM의 궤도 헤드 부분의 제동 추진 시스템용 발전기 가스를 재연소하지 않고 AT+UDMH 연료를 사용하기 시작했습니다. 엔진 설계시 국내 엔진 제작 최초로 엔진실용 관형 노즐을 개발하여 생산에 투입하였습니다.
1964년에 8K99 복합 로켓의 두 번째 단계를 위한 RD857 주 엔진 제작 작업이 시작되었으며, 이를 위해 연소실에서 환원 발전기 가스를 재연소하는 방식이 처음으로 개발되었습니다. 이 엔진은 노즐의 초음속 부분에 발전기 가스를 주입하여 추력 벡터를 제어한 최초의 엔진이기도 합니다.
Yuzhnoye SDO는 또한 1965년에 11A52 단지의 달 우주선의 로켓 장치(블록 E) 개발이 시작된 프레임워크 내에서 소련 달 프로그램에 참여했습니다. Yuzhnoye Design Bureau에서 제작한 달 우주선 엔진 블록은 주 RD858 엔진과 예비 RD859 엔진으로 구성되어 있으며 달 표면에 연착륙 수행, 달 표면에서 이륙 및 달 차량을 타원형에 배치하는 작업을 해결했습니다. 인공 달 위성의 궤도. 일반적으로 달 착륙 모듈의 액체 추진제 엔진 블록은 동급 엔진 중 가장 신뢰할 수 있는 엔진 중 하나였습니다. 소유즈 발사체를 사용하여 발사된 특수 T-2K 우주선의 일부로 지구 궤도에서 세 개의 엔진 블록이 성공적으로 테스트되었습니다.
Cyclone-3 발사체의 3단을 위한 RD861 엔진의 설계는 1966년에 시작되었습니다. 이 엔진은 매우 높은 에너지-질량 특성을 가지고 있습니다.
1976년 15A18 ICBM을 만드는 동안 발전기 가스를 재연소하지 않는 방식에 따라 AT 및 UDMH에서 작동하는 4챔버 RD864 엔진 개발 작업이 시작되었습니다. 엔진은 메인 모드와 한 모드에서 다른 모드로 다중(최대 25회) 전환되는 스로틀 모드의 두 가지 모드로 작동을 제공했습니다. 이 엔진에서는 높은 정확성과 속도를 특징으로 하는 고압 카운터 제트용 제어 장치가 최초로 개발되어 사용되었습니다.
이 엔진의 변형은 훨씬 더 높은 성능을 지닌 15A18M ICBM용 RD869 엔진이었습니다.
Yuzhnoye 설계국의 새로운 단계는 1977년에 시작된 Zenit-2 발사체의 개발이었습니다. 이 발사체의 특징은 등유와 액체 산소 등 극저온 연료 구성 요소를 사용한다는 것입니다. 엔진 제작 실무에서는 이러한 연료 구성 요소를 기반으로 한 조향 엔진을 발전기 가스의 재연소 방식에 따라 설계하기로 결정했습니다. 액체 추진제 엔진 설계에 대한 축적된 경험과 RD-8 엔진 설계 과정에서 첨단 기술 솔루션을 도입한 덕분에 높은 에너지 및 질량 특성을 확보하고 높은 신뢰성과 긴 서비스 수명을 보장할 수 있었습니다.
조향 모터
|
이름 |
지구에 대한 추력, kgf |
연료 구성 요소 |
진공에서의 비충동량, kgf?s/kg |
무게, kg |
|
|---|---|---|---|---|---|
|
산화제 – 질산 + 27% N2O4 연료 - 비대칭 디메틸히드라진 |
모든 안정화 채널을 통해 8K64(SS-7) 로켓의 첫 번째 단계를 제어하도록 설계되었습니다. |
||||
|
4920 (공허 속) |
산화제 – 질산 + 27% N2O4 연료 - 비대칭 디메틸히드라진 |
모든 안정화 채널을 통해 8K64(SS-7) 로켓의 두 번째 단계를 제어하도록 설계되었습니다. |
|||
|
산화제 – 사산화이질소 연료 - 비대칭 디메틸히드라진 |
모든 안정화 채널을 따라 8K67 로켓(SS-9-1, SS-9-2) 및 사이클론 발사체의 첫 번째 단계를 제어하도록 설계되었습니다. |
||||
|
5530 (공허 속) |
산화제 – 사산화이질소 연료 - 비대칭 디메틸히드라진 |
모든 안정화 채널을 따라 8K67 로켓(SS-9-1, SS-9-2) 및 사이클론 발사체의 두 번째 단계를 제어하도록 설계되었습니다. |
|||
|
산화제 – 사산화이질소 연료 - 비대칭 디메틸히드라진 |
미사일 15A15 및 15A16(SS-17-1) 및 (SS-17-2)의 첫 번째 단계 비행을 제어하도록 설계되었습니다. |
||||
|
8000 (공허 속) |
산화제 – 액체산소 연료 - |
모든 안정화 채널을 따라 Zenit 발사체의 두 번째 단계 비행을 제어하도록 설계되었습니다. |