Glavne prepreke međukulturalnoj percepciji. Međukulturalne komunikacije

Šta vam prvo padne na pamet kada čujete izraz "raketni motori"? Naravno, misteriozni prostor, međuplanetarni letovi, otkrivanje novih galaksija i primamljiv sjaj dalekih zvijezda. Nebo je u svakom trenutku privlačilo ljude k sebi, ostajući neriješena misterija, ali stvaranje prve svemirske rakete i njeno lansiranje otvorilo je čovječanstvu nove horizonte istraživanja.

Raketni motori su u suštini obični mlazni motori sa jednom važnom osobinom: da bi stvorili mlazni potisak, oni ne koriste atmosferski kiseonik kao oksidator goriva. Sve što je potrebno za njegov rad nalazi se ili direktno u njegovom tijelu, ili u sistemima za dovod goriva i oksidatora. Upravo ova karakteristika omogućava korištenje raketnih motora u svemiru.

Postoji mnogo vrsta raketnih motora i svi se međusobno upadljivo razlikuju ne samo po karakteristikama dizajna, već i po principu rada. Zato se svaki tip mora posmatrati zasebno.

Među glavnim karakteristikama performansi raketnih motora Posebna pažnja daje se specifičnom impulsu - omjeru veličine potiska mlaza i mase radnog fluida koji se troši u jedinici vremena. Specifična vrijednost impulsa odražava efikasnost i ekonomičnost motora.

Hemijski raketni motori (CRD)

Ovaj tip motora trenutno je jedini koji se masovno koristi za lansiranje vanjski prostor svemirska letjelica, osim toga, našla je primjenu u vojnoj industriji. Hemijski motori se u zavisnosti od toga dele na čvrsta i tečna goriva stanje agregacije raketno gorivo.

Istorija stvaranja

Prvi raketni motori bili su na čvrsto gorivo, a pojavili su se prije nekoliko stoljeća u Kini. U to vrijeme nisu imali mnogo veze sa svemirom, ali uz njihovu pomoć bilo je moguće lansirati vojne rakete. Gorivo korišteno je samo barut, po sastavu sličan barutu postotak njegovi sastavni delovi su promenjeni. Kao rezultat toga, tokom oksidacije, prah nije eksplodirao, već je postupno izgorio, oslobađajući toplinu i stvarajući mlazni potisak. Takvi motori su dorađivani, unapređivani i unapređivani s promjenjivim uspjehom, ali je njihov specifični impuls i dalje ostao mali, odnosno dizajn je bio neefikasan i neekonomičan. Ubrzo su se pojavile nove vrste čvrstih goriva koje su omogućile postizanje većeg specifičnog impulsa i razvoj veće vučne sile. Na njegovom stvaranju u prvoj polovini 20. veka radili su naučnici iz SSSR-a, SAD i Evrope. Već u drugoj polovini 1940-ih razvijen je prototip modernog goriva, koji se i danas koristi.

Raketni motor RD - 170 radi na tečno gorivo i oksidant.

Raketni motori na tečnost su izum K.E. Tsiolkovsky, koji ih je predložio kao pogonsku jedinicu za svemirsku raketu 1903. godine. U 1920-im, radovi na stvaranju raketnog motora počeli su se izvoditi u SAD-u, 1930-ih - u SSSR-u. Već početkom Drugog svjetskog rata stvoreni su prvi eksperimentalni uzorci, a nakon njegovog završetka LRE se počeo masovno proizvoditi. Korišćene su u vojnoj industriji za opremanje balističkih projektila. 1957. godine, po prvi put u istoriji čovečanstva, Sovjet umjetni satelit. Za lansiranje je korištena raketa opremljena Ruskim željeznicama.

Uređaj i princip rada hemijskih raketnih motora

Motor na čvrsto gorivo u svom tijelu sadrži gorivo i oksidant u čvrstom agregatnom stanju, a spremnik goriva je i komora za sagorijevanje. Gorivo je obično u obliku šipke sa centralnom rupom. Tokom procesa oksidacije, štap počinje da gori od centra prema periferiji, a gasovi dobijeni kao rezultat sagorevanja izlaze kroz mlaznicu, formirajući potisak. Ovo je najjednostavniji dizajn među svim raketnim motorima.

U motorima na tečno gorivo, gorivo i oksidant su u tečnom agregacijskom stanju u dva odvojena rezervoara. Kroz dovodne kanale ulaze u komoru za sagorevanje, gde se mešaju i odvija se proces sagorevanja. Produkti izgaranja izlaze kroz mlaznicu, stvarajući potisak. Kao oksidator obično se koristi tekući kisik, a gorivo može biti različito: kerozin, tekući vodik itd.

Prednosti i nedostaci hemijskog RD, njihov opseg

Prednosti čvrstog goriva RD su:

jednostavnost dizajna;
komparativna sigurnost u ekološkom smislu;
niska cijena;
pouzdanost.

Nedostaci RDTT-a:

ograničenje vremena rada: gorivo izgara vrlo brzo;
nemogućnost ponovnog pokretanja motora, zaustavljanja i regulacije vuče;
mala specifična gravitacija unutar 2000-3000 m/s.

Analizirajući prednosti i nedostatke raketnih motora na čvrsto gorivo, možemo zaključiti da je njihova upotreba opravdana samo u slučajevima kada je potreban agregat srednje snage, koji je prilično jeftin i jednostavan za implementaciju. Obim njihove upotrebe su balističke, meteorološke rakete, MANPADS, kao i bočni pojačivači svemirskih raketa (opremljeni su američkim raketama, nisu korišteni u sovjetskim i ruskim projektilima).

Prednosti tečnog RD-a:

visok specifični impuls (oko 4500 m/s i više);
mogućnost kontrole vuče, zaustavljanja i ponovnog pokretanja motora;
manja težina i kompaktnost, što omogućava lansiranje čak i velikih višetonskih tereta u orbitu.

LRE nedostaci:

kompleksno projektovanje i puštanje u rad;
u bestežinskim uslovima, tečnosti u rezervoarima mogu da se kreću nasumično. Za njihovo taloženje potrebno je koristiti dodatne izvore energije.

Obim LRE je uglavnom astronautika, jer su ovi motori preskupi za vojne svrhe.

Uprkos činjenici da su do sada hemijski raketni motori jedini sposobni da obezbede lansiranje raketa u svemir, njihovo dalje unapređenje je praktično nemoguće. Naučnici i dizajneri su uvjereni da je granica njihovih mogućnosti već dosegnuta, te su potrebni drugi izvori energije za dobijanje snažnijih jedinica sa visokim specifičnim impulsom.

Nuklearni raketni motori (NRE)

Ovaj tip raketnog motora, za razliku od hemijskih motora, ne generiše energiju sagorevanjem goriva, već zagrevanjem radnog fluida energijom. nuklearne reakcije. NRE su izotopni, termonuklearni i nuklearni.

Istorija stvaranja

Dizajn i princip rada NRE razvijeni su još 50-ih godina. Već 70-ih godina u SSSR-u i SAD-u su bili spremni eksperimentalni uzorci koji su uspješno testirani. Čvrstofazni sovjetski motor RD-0410 sa potiskom od 3,6 tona testiran je na klupi, a američki reaktor NERVA je prije sponzorstva trebao biti ugrađen na raketu Saturn V. lunarni program je zaustavljen. Paralelno se radilo i na stvaranju NRE u gasnoj fazi. Sada aktivan naučni programi na razvoju nuklearnog RD, eksperimenti se izvode na svemirskim stanicama.

Tako već postoje funkcionalni modeli nuklearnih raketnih motora, ali do sada nijedan od njih nije korišten izvan laboratorija ili naučnih baza. Potencijal ovakvih motora je prilično velik, ali je i rizik vezan za njihovu upotrebu značajan, pa za sada postoje samo u projektima.

Uređaj i princip rada

Nuklearni raketni motori su gasoviti, tečni i čvrstofazni, u zavisnosti od agregatnog stanja nuklearnog goriva. Gorivo u čvrstofaznim NRE su gorivne šipke, isto kao u nuklearnih reaktora. Nalaze se u kućištu motora i u procesu raspadanja fisionog materijala oslobađaju se toplotnu energiju. Radni fluid - gasoviti vodonik ili amonijak - u kontaktu sa gorivim elementom, apsorbuje energiju i zagreva se, povećavajući zapreminu i skupljajući se, nakon čega izlazi kroz mlaznicu pod visokim pritiskom.

Princip rada tečnofaznog NRE i njegov dizajn su slični čvrstofaznim, samo je gorivo u tekućem stanju, što omogućava povećanje temperature, a time i potiska.

NRE u gasnoj fazi rade na gorivo u gasovitom stanju. Obično koriste uranijum. U kućištu se može zadržati plinovito gorivo električno polje ili se nalazi u zatvorenoj prozirnoj tikvici - nuklearnoj lampi. U prvom slučaju dolazi do kontakta radnog fluida s gorivom, kao i do djelomičnog curenja potonjeg, stoga, osim najveće količine goriva, motor mora imati svoju rezervu za periodično dopunjavanje. U slučaju nuklearne lampe, nema curenja, a gorivo je potpuno izolirano od protoka radnog fluida.

Prednosti i mane DVORIŠTA

Nuklearni raketni motori imaju ogromnu prednost u odnosu na hemijske - ovo je visok specifični impuls. Za modele sa čvrstom fazom, njegova vrijednost je 8000-9000 m/s, za modele tečne faze je 14000 m/s, za modele u gasnoj fazi je 30000 m/s. Međutim, njihova upotreba povlači zagađenje atmosfere. radioaktivne emisije. Sada se radi na stvaranju sigurnog, ekološki prihvatljivog i efikasnog nuklearnog motora, a glavni "kandidat" za ovu ulogu je gasnofazni NRE sa nuklearnom lampom, gdje radioaktivna supstanca nalazi se u zatvorenoj tikvici i ne izlazi napolje sa mlaznim plamenom.

Električni raketni motori (EP)

Još jedan potencijalni konkurent hemijskim raketnim motorima je električni raketni motor koji pokreće električna energija. ERD može biti elektrotermalni, elektrostatički, elektromagnetni ili impulsni.

Istorija stvaranja

Prvi EJE je dizajniran 30-ih godina Sovjetski dizajner V.P. Glushko, iako se ideja o stvaranju takvog motora pojavila početkom dvadesetog stoljeća. U 60-im godinama, naučnici iz SSSR-a i SAD-a aktivno su radili na stvaranju EJE, a već 70-ih godina počeli su se koristiti prvi uzorci u svemirska letjelica kao upravljački motori.

Uređaj i princip rada

Električni pogonski sistem se sastoji od samog EJE, čija struktura zavisi od njegovog tipa, sistema za dovod radnog fluida, upravljanja i napajanja. Elektrotermalni RD zagrijava protok radnog fluida zbog topline koju stvara grijaći element, ili u električnom luku. Kao radni fluid koriste se helijum, amonijak, hidrazin, azot i drugi inertni gasovi, rjeđe vodonik.

Elektrostatički RD se dijele na koloidne, jonske i plazma. U njima se nabijene čestice radnog fluida ubrzavaju električnim poljem. U koloidnim ili ionskim RD, ionizaciju plina osigurava ionizator, visokofrekventno električno polje ili komora za plinsko pražnjenje. U plazma RD radni fluid, ksenon, inertni gas, prolazi kroz prstenastu anodu i ulazi u komoru za pražnjenje gasa sa kompenzacionom katodom. At visokog napona između anode i katode treperi iskra, ionizirajući plin, što rezultira plazmom. Pozitivno nabijeni ioni izlaze kroz mlaznicu velikom brzinom, stečenom zbog ubrzanja električnim poljem, a elektrone izvode kompenzacijska katoda.

Elektromagnetski RD imaju svoje magnetno polje - vanjsko ili unutarnje, koje ubrzava nabijene čestice radnog fluida.

Impulsni rad RD zbog isparavanja čvrstog goriva pod dejstvom električnih pražnjenja.

Prednosti i nedostaci ERD-a, opseg upotrebe

Među prednostima ERD-a:

visoki specifični impuls, gornja granica koji je praktično neograničen;
niska potrošnja goriva (radna tečnost).

Nedostaci:

visoki nivo potrošnja električne energije;
složenost dizajna;
malo vuče.

Do danas je upotreba električnih pogona ograničena na njihovu ugradnju na svemirski sateliti, a kao izvori električne energije za njih se koriste solarni paneli. Istovremeno, ovi motori mogu postati one elektrane koje će omogućiti istraživanje svemira, stoga se rad na stvaranju njihovih novih modela aktivno provodi u mnogim zemljama. Upravo ove elektrane najčešće pominju pisci naučne fantastike u svojim djelima posvećenim osvajanju svemira, mogu se naći i u filmovima naučne fantastike. Za sada je ERD ta koja je nada da će ljudi i dalje moći putovati do zvijezda.

Kako radi i radi motor na tečno gorivo

Motori na tečno gorivo trenutno se koriste kao motori za teške raketne projektile. vazdušna odbrana, rakete dugog dometa i stratosfere, raketne avione, raketne avio-bombe, vazdušna torpeda, itd. Ponekad se raketni motori koriste i kao startni motori za olakšavanje poletanja aviona.

Imajući u vidu osnovnu namenu LRE, upoznaćemo se sa njihovim dizajnom i radom na primerima dva motora: jedan za raketu velikog dometa ili stratosfere, drugi za raketni avion. Ovi konkretni motori nikako nisu tipični i, naravno, inferiorni u svojim podacima u odnosu na najnovije motore ovog tipa, ali su ipak po mnogo čemu karakteristični i daju prilično jasnu predstavu o modernom tekućem pogonskom pogonu. motor.

LRE za rakete dugog dometa ili stratosferske rakete

Rakete ovog tipa korišćene su ili kao super-teški projektil velikog dometa ili za istraživanje stratosfere. U vojne svrhe, Nemci su ih koristili za bombardovanje Londona 1944. Ove rakete su imale oko tonu eksploziva i domet leta od oko 300 km. Prilikom istraživanja stratosfere, glava rakete umjesto eksploziva nosi različitu istraživačku opremu i obično ima uređaj za odvajanje od rakete i padobransko spuštanje. Visina dizanja rakete 150–180 km.

Izgled takve rakete prikazan je na sl. 26, i njegov presjek na Sl. 27. Figure ljudi koji stoje pored rakete daju ideju o impresivnoj veličini rakete: njena ukupna dužina je 14 m, prečnika oko 1,7 m, a perje oko 3,6 m, težina opremljene rakete sa eksplozivom je 12,5 tona.

Fig. 26. Priprema za lansiranje stratosferske rakete.

Raketa se pokreće motorom na tečno gorivo koji se nalazi na njenom zadnjem delu. Opšti oblik motor je prikazan na sl. 28. Motor radi na dvokomponentnom gorivu - običnom vinskom (etilnom) alkoholu jačine 75% i tečnom kiseoniku, koji se čuvaju u dva odvojena velika rezervoara, kao što je prikazano na sl. 27. Zalihe goriva na raketi su oko 9 tona, što je skoro 3/4 ukupne težine rakete, a po zapremini rezervoari goriva su većina cjelokupni volumen rakete. Uprkos tako ogromnoj količini goriva, dovoljno je samo za 1 minut rada motora, jer motor troši više od 125 kg goriva u sekundi.

Fig. 27. Dio projektila dugog dometa.

Količina obje komponente goriva, alkohola i kisika, izračunata je tako da izgaraju istovremeno. Pošto za sagorevanje 1 kg alkohol u ovaj slučaj troši oko 1,3 kg kiseonika, rezervoar za gorivo drži približno 3,8 tona alkohola, a rezervoar oksidatora drži oko 5 tona tekućeg kiseonika. Dakle, čak i u slučaju korišćenja alkohola, koji zahteva znatno manje kiseonika za sagorevanje od benzina ili kerozina, punjenje oba rezervoara samo gorivom (alkoholom) pri upotrebi atmosferski kiseonik produžilo bi trajanje motora za dva do tri puta. Ovdje dolazi do potrebe da se u raketi nalazi oksidant.

Fig. 28. Raketni motor.

Nehotice se postavlja pitanje: kako raketa prevali put od 300 km ako motor radi samo 1 minut? Ovo je objašnjeno na sl. 33, koja prikazuje putanju rakete, kao i promjenu brzine duž putanje.

Lansiranje rakete se vrši nakon postavljanja u vertikalni položaj sa uz pomoć pluća okidač, kao što se vidi na sl. 26. Nakon lansiranja, raketa se u početku podiže gotovo okomito, a nakon 10-12 sekundi leta počinje da odstupa od vertikale i pod dejstvom kormila kontrolisanih žiroskopima kreće se duž putanje blizu luka kružnice . Takav let traje cijelo vrijeme dok motor radi, odnosno oko 60 sekundi.

Kada brzina dostigne izračunatu vrijednost, upravljački uređaji isključuju motor; do tog vremena u raketnim rezervoarima gotovo da i nema goriva. Visina rakete na kraju motora je 35–37 km, a osa rakete čini ugao od 45° sa horizontom (tačka A na sl. 29 odgovara ovom položaju rakete).

Fig. 29. Putanja rakete dugog dometa.

Ovaj ugao elevacije obezbeđuje maksimalni domet u narednom letu, kada se raketa kreće po inerciji, poput artiljerijske granate koja bi izletjela iz topa sa odrezanom cijevi na visini od 35–37 km. Putanja daljeg leta je bliska paraboli, i ukupno vrijeme let traje otprilike 5 minuta. Maksimalna visina koju raketa dostiže u ovom slučaju je 95-100 km, stratosferske rakete dosežu mnogo veće visine, više od 150 km. Na fotografijama snimljenim sa ove visine pomoću uređaja postavljenog na raketu, već se jasno vidi sferičnost zemlje.

Zanimljivo je vidjeti kako se mijenja brzina leta duž putanje. Do trenutka kada se motor isključi, odnosno nakon 60 sekundi leta, brzina leta dostiže najveća vrijednost i jednak je otprilike 5500 km/h, odnosno 1525 gospođa. Upravo u ovom trenutku i snaga motora postaje najveća, dostižući za neke rakete skoro 600.000 l. sa.! Nadalje, pod utjecajem gravitacije, brzina rakete se smanjuje, a nakon dostizanja najviša tačka Iz istog razloga, putanja ponovo počinje rasti sve dok raketa ne uđe u guste slojeve atmosfere. Tokom čitavog leta, osim početne faze - ubrzanja - brzina rakete znatno premašuje brzinu zvuka, prosječna brzina duž cijele putanje je otprilike 3500 km/h pa čak i na tlo, raketa pada brzinom dva i po puta većom od brzine zvuka i jednakom 3000 km/h. To znači da se snažan zvuk iz leta rakete čuje tek nakon što padne. Ovdje više neće biti moguće uhvatiti približavanje rakete uz pomoć zvučnih prijemnika koji se obično koriste u avijaciji ili mornarica, to će zahtijevati potpuno različite metode. Takve metode se temelje na korištenju radio valova umjesto zvuka. Na kraju krajeva, radio talas se širi brzinom svetlosti - najvećom mogućom brzinom na zemlji. Ova brzina od 300.000 km/s je, naravno, više nego dovoljna da označi približavanje najbrže rakete.

Drugi problem je vezan za veliku brzinu leta rakete. Činjenica je da pri velikim brzinama leta u atmosferi, zbog kočenja i kompresije zraka koji trči na raketu, temperatura njenog tijela jako raste. Proračun pokazuje da bi temperatura stijenki gore opisane rakete trebala doseći 1000–1100 °C. Testovi su, međutim, pokazali da je u stvarnosti ova temperatura mnogo niža zbog hlađenja zidova toplotnom provodljivošću i zračenjem, ali ipak dostiže 600–700 °C, odnosno raketa se zagrijava do crvene topline. Kako se brzina leta rakete povećava, temperatura njenih zidova će brzo rasti i može postati ozbiljna prepreka daljem povećanju brzine leta. Podsjetimo da meteoriti (nebesko kamenje) pucaju iz velika brzina, do 100 km/s, unutar zemljina atmosfera, po pravilu, „izgore“, a ono što mi uzimamo za padajući meteorit („zvijezda padalica“) je u stvarnosti samo ugrušak vrućih plinova i zraka, nastao kao rezultat kretanja meteorita velikom brzinom u atmosfera. Stoga su letovi sa vrlo velikim brzinama mogući samo u gornjim slojevima atmosfere, gdje je zrak razrijeđen, ili izvan nje. Što je bliže zemlji, to su dozvoljene brzine leta niže.

Fig. 30. Šema raketnog motora.

Dijagram raketnog motora prikazan je na sl. 30. Zanimljiva je relativna jednostavnost ove šeme u poređenju sa konvencionalnim klipnim avionskim motorima; posebno, LRE karakterizira gotovo potpuno odsustvo pokretnih dijelova u strujnom krugu motora. Glavni elementi motora su komora za sagorijevanje, mlaznica, generator pare i turbopumpna jedinica za dovod goriva i upravljački sistem.

Sagorevanje goriva se odvija u komori za sagorevanje, odnosno pretvaranje hemijske energije goriva u toplotnu energiju, a u mlaznici se toplotna energija produkata sagorevanja pretvara u energiju velike brzine gasnog mlaza koji teče iz motora u atmosferu. Kako se stanje gasova menja tokom njihovog strujanja u motoru prikazano je na Sl. 31.

Pritisak u komori za sagorevanje je 20–21 ata, a temperatura dostiže 2.700 °C. Karakteristika komore za sagorevanje je ogromna količina toplote koja se u njoj oslobađa tokom sagorevanja u jedinici vremena ili, kako kažu, gustina toplote komore. U tom smislu, LRE komora za sagorevanje je značajno superiornija od svih ostalih uređaja za sagorevanje poznatih u struci (kotlovske peći, cilindri motora). unutrašnjim sagorevanjem ostalo). U ovom slučaju, u komori za sagorevanje motora u sekundi se oslobađa tolika količina toplote koja je dovoljna da proključa više od 1,5 tona ledena voda! Tako da je komora za sagorevanje sa takvim ogroman broj toplina koja se oslobađa u njemu nije propala, potrebno je intenzivno hladiti njegove zidove, kao i zidove mlaznice. U tu svrhu, kao što se vidi na Sl. 30, komora za sagorevanje i mlaznica se hlade gorivom - alkoholom, koji prvo pere njihove zidove, a tek onda, zagrejan, ulazi u komoru za sagorevanje. Ovaj sistem hlađenja, koji je predložio Ciolkovski, je takođe koristan jer se toplota koja se uklanja sa zidova ne gubi i vraća se ponovo u komoru (zbog toga se takav sistem hlađenja ponekad naziva regenerativnim). Međutim, samo vanjsko hlađenje stijenki motora nije dovoljno, već se istovremeno primjenjuje hlađenje stijenki radi snižavanja temperature stijenki. unutrašnja površina. U tu svrhu zidovi na više mjesta imaju male rupice smještene u nekoliko prstenastih pojaseva, tako da kroz te rupe alkohol ulazi u komoru i mlaznicu (oko 1/10 njegove ukupne potrošnje). Hladni film ovog alkohola, koji teče i isparava po zidovima, štiti ih od direktnog kontakta sa plamenom baklje i na taj način smanjuje temperaturu zidova. Uprkos činjenici da temperatura ispiranja gasova sa unutrašnje strane zidova prelazi 2500 °C, temperatura unutrašnje površine zidova, kako su ispitivanja pokazala, ne prelazi 1000 °C.

Fig. 31. Promjena stanja plinova u motoru.

Gorivo se u komoru za sagorevanje dovodi preko 18 predkomornih gorionika koji se nalaze na njenom krajnjem zidu. Kiseonik ulazi u predkomora kroz centralne mlaznice, a alkohol izlazi iz rashladnog omotača kroz prsten malih mlaznica oko svake predkomora. Ovo obezbeđuje dovoljno dobro mešanje goriva neophodno za sprovođenje potpunog sagorevanja za veoma kratko vrijeme dok je gorivo u komori za sagorevanje (stoti deo sekunde).

Mlaznica motora je izrađena od čelika. Njegov oblik, kao što se može jasno vidjeti na sl. 30 i 31, prvo je cijev za sužavanje, a zatim za proširenje (tzv. Lavalova mlaznica). Kao što je ranije spomenuto, mlaznice i raketni motori s prahom imaju isti oblik. Šta objašnjava ovaj oblik mlaznice? Kao što znate, zadatak mlaznice je da obezbedi puna ekspanzija gasa kako bi se postigla najveća brzina izduvnih gasova. Da bi se povećala brzina protoka plina kroz cijev, njen poprečni presjek se najprije mora postepeno smanjivati, što se događa i sa protokom tekućina (na primjer, vode). Međutim, brzina gasa će se povećavati samo dok ne postane jednaka brzinaširenje zvuka u gasu. Daljnje povećanje brzine, za razliku od tekućine, bit će moguće samo s širenjem cijevi; ova razlika između protoka gasa i protoka tečnosti je zbog činjenice da je tečnost nestišljiva, a zapremina gasa se značajno povećava tokom ekspanzije. U grlu mlaznice, odnosno u njenom najužem delu, brzina strujanja gasa je uvek jednaka brzini zvuka u gasu, u našem slučaju oko 1000 gospođa. Brzina istjecanja, tj. brzina u izlaznom dijelu mlaznice je 2100-2200 gospođa(dakle, specifični potisak je približno 220 kg sec/kg).

Dovod goriva iz rezervoara u komoru za sagorevanje motora vrši se pod pritiskom pomoću pumpi koje pokreće turbina i zajedno sa njom raspoređeni u jednu turbopumpnu jedinicu, kao što se može videti na sl. 30. U nekim motorima dovod goriva se vrši pod pritiskom, koji se stvara u zatvorenim rezervoarima goriva uz pomoć nekog inertnog gasa – na primer azota, koji se skladišti pod visokim pritiskom u posebnim cilindrima. Takav sistem napajanja je jednostavniji od pumpnog, ali s dovoljno velikom snagom motora ispada da je teži. Međutim, čak i kada se pumpa gorivo u motoru koji opisujemo, rezervoari, i kiseonik i alkohol, su pod nekim nadpritisak iznutra kako bi se olakšao rad pumpi i spriječilo urušavanje rezervoara. Ovaj pritisak (1,2-1,5 ata) se stvara u rezervoaru za alkohol sa vazduhom ili azotom, u rezervoaru za kiseonik - sa parama kiseonika koji isparava.

Obje pumpe su centrifugalnog tipa. Turbina koja pokreće pumpe radi na mješavinu pare i plina koja nastaje razgradnjom vodikovog peroksida u posebnom generatoru pare i plina. Natrijum permanganat, koji je katalizator koji ubrzava razgradnju vodikovog peroksida, uvodi se u ovaj generator pare i gasa iz posebnog rezervoara. Kada se raketa lansira, vodikov peroksid pod pritiskom dušika ulazi u generator pare i plina, u kojem počinje burna reakcija raspadanja peroksida oslobađanjem vodene pare i gasoviti kiseonik(ovo je takozvana "hladna reakcija", koja se ponekad koristi za stvaranje potiska, posebno kod pokretanja raketnih motora). Smjesa para i plina koja ima temperaturu od oko 400 °C i pritisak preko 20 ata, ulazi u turbinski kotač i zatim se ispušta u atmosferu. Snaga turbine se u potpunosti troši na pogon obje pumpe za gorivo. Ova snaga već nije tako mala - na 4000 o/min turbinskog točka dostiže skoro 500 l. sa.

S obzirom da mješavina kisika i alkohola nije samoreaktivno gorivo, mora se obezbijediti neka vrsta sistema za paljenje da bi se pokrenulo sagorevanje. U motoru se paljenje vrši pomoću posebnog osigurača, koji formira plamenu baklju. U tu svrhu obično se koristio pirotehnički fitilj (čvrsti upaljač kao što je barut), a rjeđe se koristio tekući upaljač.

Lansiranje rakete se izvodi na sljedeći način. Kada se gorionik zapali, otvaraju se glavni ventili, kroz koje alkohol i kiseonik gravitacijom ulaze u komoru za sagorevanje iz rezervoara. Svi ventili u motoru su kontrolirani komprimiranim dušikom pohranjenim na raketi u bateriji cilindra visokog pritiska. Kada sagorijevanje goriva počne, promatrač koji se nalazi na udaljenosti, pomoću električnog kontakta, uključuje dovod vodikovog peroksida u generator pare i plina. Turbina počinje da radi, koja pokreće pumpe koje dovode alkohol i kiseonik u komoru za sagorevanje. Potisak raste i kada postane veći od težine rakete (12-13 tona), raketa polijeće. Od trenutka kada se pali plamen do trenutka kada motor razvije puni potisak, prođe samo 7-10 sekundi.

Prilikom pokretanja, vrlo je važno osigurati strogi red obje komponente goriva ulaze u komoru za sagorijevanje. Ovo je jedan od važnih zadataka sistema kontrole i regulacije motora. Ako se jedna od komponenti nakuplja u komori za sagorevanje (jer je usis druge odgođen), tada obično slijedi eksplozija u kojoj motor često otkaže. Ovo je, uz povremene prekide sagorevanja, jedno od najčešćih uobičajeni uzroci katastrofe tokom LRE testova.

Zanimljiva je zanemarljiva težina motora u odnosu na potisak koji razvija. Kada je težina motora manja od 1000 kg potisak je 25 tona, tako da je specifična težina motora, odnosno težina po jedinici potiska, samo

Za poređenje, navodimo da konvencionalni klipni motor aviona koji radi na propeler ima specifičnu težinu od 1-2 kg/kg, odnosno nekoliko desetina puta više. Također je važno da se specifična težina raketnog motora ne mijenja s promjenom brzine leta, dok se specifična težina klipnog motora brzo povećava sa povećanjem brzine.

LRE za raketne avione

Fig. 32. Projekt LRE sa podesivim potiskom.

1 - pokretna igla; 2 - mehanizam za pomicanje igle; 3 - dovod goriva; 4 - dovod oksidansa.

Glavni zahtjev za avionski motor na tečno gorivo je mogućnost promjene potiska koji razvija u skladu s režimima leta aviona, sve do zaustavljanja i ponovnog pokretanja motora u letu. Najjednostavniji i najčešći način promjene potiska motora je regulacija dovoda goriva u komoru za izgaranje, uslijed čega se mijenja pritisak u komori i potisak. Međutim, ova metoda je nepovoljna, jer sa smanjenjem tlaka u komori za izgaranje, koji se snižava kako bi se smanjio potisak, smanjuje se udio toplinske energije goriva koja prelazi u energiju velike brzine mlaza. To rezultira povećanjem potrošnje goriva za 1 kg potisak, a samim tim i za 1 l. sa. snage, tj. motor počinje da radi manje ekonomično. Da bi se smanjio ovaj nedostatak, raketni motori aviona često imaju dvije do četiri komore za sagorijevanje umjesto jedne, što omogućava isključivanje jedne ili više komora kada rade na smanjenoj snazi. Kontrola potiska promenom pritiska u komori, odnosno dovodom goriva, se i u ovom slučaju zadržava, ali se koristi samo u malom opsegu do polovine potiska komore koja se isključuje. Najpovoljniji način kontrole potiska raketnog motora s tekućim gorivom bila bi promjena područja protoka njegove mlaznice uz smanjenje dovoda goriva, jer bi se u tom slučaju postiglo smanjenje količine gasova koji izlaze u sekundi. održavajući isti pritisak u komori za sagorevanje, a samim tim i brzinu izduvavanja. Takva regulacija područja protoka mlaznice može se izvesti, na primjer, pomoću pokretne igle posebnog profila, kao što je prikazano na sl. 32, koji prikazuje dizajn raketnog motora na tečno gorivo sa ovako regulisanim potiskom.

Na Sl. 33 prikazuje raketni motor aviona s jednom komorom, a sl. 34 - isti raketni motor, ali sa dodatnom malom komorom, koja se koristi u krstarenju kada je potreban mali potisak; glavna kamera je potpuno isključena. Obe komore rade na maksimalnom režimu, a velika razvija potisak od 1700 kg, i mali - 300 kg, tako da je ukupni potisak 2000 kg. Ostali motori su slični u dizajnu.

Motori prikazani na sl. 33 i 34 rade na samozapaljivo gorivo. Ovo gorivo se sastoji od vodikovog peroksida kao oksidatora i hidrazin hidrata kao goriva, u težinskom odnosu 3:1. Tačnije, gorivo je složena kompozicija koja se sastoji od hidrazin hidrata, metil alkohola i soli bakra kao katalizatora koji osigurava brzu reakciju (koriste se i drugi katalizatori). Nedostatak ovog goriva je što uzrokuje koroziju dijelova motora.

Težina jednokomornog motora je 160 kg, specifična težina je

po kilogramu potiska. Dužina motora - 2.2 m. Pritisak u komori za sagorevanje je oko 20 ata. Prilikom rada na minimalnom dovodu goriva da se dobije najmanji potisak, a to je 100 kg, pritisak u komori za sagorevanje se smanjuje na 3 ata. Temperatura u komori za sagorevanje dostiže 2500 °C, brzina protoka gasa je oko 2100 gospođa. Potrošnja goriva je 8 kg/s, a specifična potrošnja goriva je 15,3 kg gorivo po 1 kg potisak na sat.

Fig. 33. Jednokomorni raketni motor za raketne avione

Fig. 34. Dvokomorni avionski raketni motor.

Fig. 35. Šema snabdijevanja gorivom u avio LRE.

Šema dovoda goriva u motor prikazana je na Sl. 35. Kao i kod raketnog motora, snabdevanje gorivom i oksidantom uskladištenim u odvojenim rezervoarima vrši se pod pritiskom od oko 40 ata pumpe na radni pogon. Opšti izgled jedinice turbopumpe prikazan je na Sl. 36. Turbina radi na mješavini pare i plina, koja se, kao i do sada, dobiva kao rezultat razgradnje vodikovog peroksida u parno-gasnom generatoru, koji je u ovom slučaju napunjen čvrstim katalizatorom. Prije ulaska u komoru za sagorijevanje, gorivo hladi zidove mlaznice i komore za sagorijevanje, cirkulirajući u posebnom rashladnom plaštu. Promjena dovoda goriva neophodna za kontrolu potiska motora tokom leta postiže se promjenom dovoda vodikovog peroksida u parno-gasni generator, što uzrokuje promjenu brzine turbine. Maksimalna brzina radnog kola je 17.200 o/min. Motor se pokreće pomoću elektromotora koji pokreće turbopumpnu jedinicu.

Fig. 36. Turbopumpna jedinica avionskog raketnog motora.

1 - zupčanik od startnog elektromotora; 2 - pumpa za oksidator; 3 - turbina; 4 - pumpa za gorivo; 5 - izduvna cijev turbine.

Na Sl. 37 prikazan je dijagram ugradnje jednokomornog raketnog motora u stražnji dio trupa jednog od eksperimentalnih raketnih aviona.

Namjena aviona sa motorima na tečno gorivo određena je svojstvima raketnih motora na tečno gorivo - veliki potisak i, shodno tome, velika snaga pri velikim brzinama leta i velikim visinama i niska efikasnost, odnosno velika potrošnja goriva. Stoga se raketni motori obično ugrađuju na vojne avione - lovce presretače. Zadatak takvog aviona je da brzo poleti i pozove kada dobije signal o približavanju neprijateljskog aviona. velika visina, na kojima ovi avioni obično lete, a zatim se, koristeći svoju prednost u brzini leta, nameću neprijatelju vazdušna bitka. Ukupno trajanje vrijeme leta aviona na tečno gorivo određeno je kapacitetom goriva u avionu i iznosi 10-15 minuta, tako da ovi avioni obično mogu napraviti borbena dejstva samo u blizini njihovog aerodroma.

Fig. 37. Šema ugradnje raketnih motora na avion.

Fig. 38. Raketni lovac (pogled u tri projekcije)

Na Sl. 38 prikazuje lovac presretač sa gore opisanim LRE. Dimenzije ovog aviona, kao i drugih aviona ovog tipa, obično su male. Ukupna težina aviona sa gorivom je 5100 kg; rezerva goriva (preko 2,5 tone) dovoljna je samo za 4,5 minuta rada motora na puna moć. Max brzina let - preko 950 km/h; plafon aviona, odnosno maksimalna visina koju može dostići je 16.000 m. Brzina penjanja aviona karakteriše činjenica da se za 1 minut može popeti sa 6 na 12 km.

Fig. 39. Uređaj raketnog aviona.

Na Sl. 39 prikazuje uređaj drugog aviona sa raketnim motorom; ovo je eksperimentalna letjelica napravljena da postigne brzine leta veće od brzine zvuka (tj. 1200 km/h pri tlu). Na avionu, u zadnjem delu trupa, ugrađen je LRE koji ima četiri identične komore sa ukupnim potiskom od 2720 kg. Dužina motora 1400 mm, maksimalni prečnik 480 mm, težina 100 kg. Zalihe goriva u avionu koje se koriste kao alkohol i tečni kiseonik su 2360 l.

Fig. 40. Četvorokomorni avionski raketni motor.

Spoljašnji izgled ovog motora prikazan je na Sl. 40.

Ostale primjene LRE

Uz glavnu upotrebu raketnih motora na tečno gorivo kao motora za rakete dugog dometa i raketne avione, oni se trenutno koriste u nizu drugih slučajeva.

LRE su se naširoko koristile kao motori za teške raketne projektile, slično onom prikazanom na Sl. 41. Motor ovog projektila može poslužiti kao primjer najjednostavnijeg raketnog motora. Gorivo (benzin i tečni kiseonik) se dovodi u komoru za sagorevanje ovog motora pod pritiskom neutralnog gasa (azota). Na Sl. 42 prikazuje dijagram teške rakete koja se koristi kao snažan protivavionski projektil; dijagram prikazuje ukupne dimenzije rakete.

Raketni motori na tečno gorivo se takođe koriste kao startni avionski motori. U ovom slučaju ponekad se koristi reakcija raspadanja vodikovog peroksida na niskoj temperaturi, zbog čega se takvi motori nazivaju "hladni".

Postoje slučajevi upotrebe LRE kao pojačivača za avione, posebno za avione sa turbomlaznim motorima. U ovom slučaju, pumpe za dovod goriva ponekad se pokreću iz osovine turbomlaznog motora.

Raketni motori na tečno gorivo se takođe koriste, uz motore na prah, za lansiranje i ubrzanje aviona (ili njihovih modela) sa ramjet motorima. Kao što znate, ovi motori razvijaju veoma veliki potisak pri velikim brzinama leta, velikim brzinama zvuka, ali uopšte ne razvijaju potisak tokom poletanja.

Na kraju treba spomenuti još jednu primjenu LRE, koja se odvija u novije vrijeme. Za proučavanje ponašanja aviona pri velikim brzinama leta koje se približavaju i premašuju brzinu zvuka potrebno je ozbiljno i skupo istraživački rad. Posebno je potrebno odrediti otpor krila (profila) aviona, što se obično izvodi u posebnim aerotunelima. Da bi se u takvim cijevima stvorili uslovi koji odgovaraju letu aviona velikom brzinom, potrebno je imati elektrane vrlo velike snage za pogon ventilatora koji stvaraju strujanje u cijevi. Kao rezultat toga, konstrukcija i rad cijevi za ispitivanje pri nadzvučnim brzinama zahtijevaju ogromne troškove.

U posljednje vrijeme, uz konstrukciju nadzvučnih cijevi, zadatak proučavanja različitih profila krila brzih aviona, kao i ispitivanja ramjet motora, inače, rješava se i uz pomoć tečnog goriva.

Fig. 41. Raketni projektil sa raketnim motorom.

motori. Prema jednoj od ovih metoda, ispitivani profil se ugrađuje na raketu dugog dometa sa raketnim motorom na tečno gorivo, sličan gore opisanom, a sva očitavanja instrumenata koji mjere otpor profila u letu se prenose na zemlju pomoću radio telemetrijskih uređaja.

Fig. 42. Šema uređaja snažnog protivavionskog projektila sa raketnim motorom.

7 - borbena glava; 2 - cilindar sa komprimovanim azotom; 3 - rezervoar sa oksidantom; 4 - rezervoar za gorivo; 5 - motor na tečno gorivo.

Prema drugoj metodi, grade se posebna raketna kolica koja se kreću duž šina uz pomoć raketnog motora na tečno gorivo. Rezultati testiranja profila ugrađenog na takva kolica u posebnom mehanizmu za utezi bilježe se posebnim automatskim uređajima koji se također nalaze na kolicima. Takva raketna kolica prikazana je na Sl. 43. Dužina željezničke pruge može doseći 2–3 km.

Fig. 43. Raketna kolica za ispitivanje profila krila aviona.

Iz knjige Prepoznavanje i rješavanje problema samostalno u automobilu autor Zolotnicki Vladimir

Motor je nestabilan u svim režimima. Smetnje u sistemu paljenja. Propadanje i oštećenje kontaktnog ugljenika, njegovo visi u poklopcu razdelnika paljenja. Curenje struje na "zemlju" kroz čađ ili vlagu na unutrašnjoj površini poklopca. Zamijenite pin

Iz knjige Bojni brod "Petar VELIKI" autor

Motor radi neredovno pri malim brzinama motora ili se zaustavlja u praznom hodu Problemi sa karburatorom Nizak ili visok nivo goriva u plivačkoj komori. Nizak nivo- iskoči u karburatoru, visoko - iskoči u prigušivaču. Ispušni

Iz knjige Bojni brod "Navarin" autor Arbuzov Vladimir Vasiljevič

Motor radi normalno u praznom hodu, ali auto ubrzava sporo i sa "promašajima"; slabo ubrzanje motora Neispravnost sistema paljenja Razmak između kontakata prekidača nije podešen. Podesite ugao zatvaranja kontakta

Iz knjige Avioni svijeta 2000 02 autor autor nepoznat

Motor "troit" - jedan ili dva cilindra ne rade Kvarovi u sistemu paljenja Nestabilan rad motora pri malim i srednjim brzinama. Povećana potrošnja goriva. Odvod dima je plave boje. Pomalo prigušeni zvuci koji se periodično emituju, koji su posebno dobri

Iz knjige Svijet avijacije 1996 02 autor autor nepoznat

Kod oštrog otvaranja ventila za gas, motor radi s prekidima. Neispravnosti mehanizma za distribuciju gasa Zazori ventila se ne podešavaju. Svakih 10 hiljada kilometara (za VAZ-2108, -2109 nakon 30 hiljada km) podesite zazore ventila. Sa smanjenim

Iz knjige Servisiramo i popravljamo Volgu GAZ-3110 autor Zolotnicki Vladimir Aleksejevič

Motor radi neravnomjerno i nestabilno pri srednjim i visokim brzinama radilice. Kvarovi u sistemu paljenja Pogrešno podešavanje zazora kontakata prekidača. Da biste fino podesili razmak između kontakata, ne mjerite sam razmak, čak ni staromodan

Iz knjige Raketni motori autor Gilzin Karl Aleksandrovič

Prijave KAKO JE ORGANIZOVAN "PETAR VELIKI" 1 . Pomorska sposobnost i upravljivost Cijeli kompleks ispitivanja obavljenih 1876. godine pokazao je sljedeću sposobnost za plovidbu. Sigurnost okeanske plovidbe "Petra Velikog" nije izazvala strah, a njegovo uključivanje u klasu monitora

Iz knjige Mlazni motori autor Gilzin Karl Aleksandrovič

Kako je uređen bojni brod "Navarin" Imao je korpus bojnih brodova najveća dužina 107 m (dužina između okomica 105,9 m). širina 20,42, projektni gaz 7,62 m pramca i 8,4 krma i regrutovana iz 93 okvira (razmak 1,2 metra). Okviri su pružili uzdužnu čvrstoću i puni

Iz knjige Istorija elektrotehnike autor Tim autora

Su-10 - prvi mlazni bombarder OKB P.O. Sukhoi Nikolay GORDIUKOVA Nakon Drugog svjetskog rata, započela je era mlazne avijacije. Preopremanje sovjetskih i stranih zračnih snaga za lovce s turbomlaznim motorima odvijalo se vrlo brzo. Međutim, stvaranje

Iz autorove knjige

Motor radi neredovno pri maloj brzini radilice ili se zaustavlja u praznom hodu Sl. 9. Vijci za podešavanje karburatora: 1 - vijak za podešavanje (zavrtnje za količinu); 2 - vijak za sastav mješavine, (kvalitetni vijak) sa restriktivnim

Iz autorove knjige

Motor je nestabilan u svim režimima

Iz autorove knjige

Kako je ustrojen i radi raketni motor sa prahom Glavni strukturni elementi raketnog motora sa prahom, kao i svakog drugog raketnog motora, su komora za sagorevanje i mlaznica (slika 16).

Iz autorove knjige

Gorivo za motor na tečno gorivo Najvažnija svojstva i karakteristike motora na tečno gorivo, kao i njegov dizajn, prvenstveno zavise od goriva koje se koristi u motoru.Glavni zahtev za gorivo za raketni motor na tečno gorivo je

Iz autorove knjige

Peto poglavlje Pulsirajući mlazni motor Na prvi pogled, mogućnost značajnog pojednostavljenja motora tokom prelaska na velike brzine leta izgleda čudno, možda čak i nevjerovatno. Čitava istorija vazduhoplovstva još uvek govori o suprotnom: o borbi

Iz autorove knjige

6.6.7. POLUVODIČKI UREĐAJI U ELEKTROPOGONU. SISTEMI TIRISTOSKI KONVERTOR - MOTOR (TP - D) I IZVOR STRUJE - MOTOR (IT - D) V poslijeratnih godina u vodećim svjetskim laboratorijama dogodio se iskorak u području energetske elektronike, koji je radikalno promijenio mnoge