Glavne prepreke međukulturalnoj percepciji. Međukulturne komunikacije

Što vam prvo padne na pamet kada čujete izraz "raketni motori"? Naravno, tajanstveni prostor, međuplanetarni letovi, otkrivanje novih galaksija i primamljiv sjaj dalekih zvijezda. Nebo je u svakom trenutku privlačilo ljude k sebi, dok je ostalo neriješena misterija, no stvaranje prve svemirske rakete i njezino lansiranje otvorilo je čovječanstvu nove horizonte istraživanja.

Raketni motori su u biti obični avionski motori s jednom važnom značajkom: za stvaranje mlaznog potiska, oni ne koriste atmosferski kisik kao oksidator goriva. Sve što je potrebno za njegov rad nalazi se ili izravno u njegovom tijelu, ili u sustavima oksidatora i opskrbe gorivom. Upravo ta značajka omogućuje korištenje raketnih motora u svemiru.

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

Među glavnim karakteristikama izvedbe 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 učinkovitost i ekonomičnost motora.

Kemijski raketni motori (CRD)

Ovaj tip motora trenutno je jedini koji se masovno koristi za lansiranje svemir svemirska letjelica, osim toga, našla je primjenu u vojnoj industriji. Kemijski motori se ovisno o tome dijele na kruto i tekuće gorivo stanje agregacije raketno gorivo.

Povijest stvaranja

Prvi raketni motori bili su na čvrsto gorivo, a pojavili su se prije nekoliko stoljeća u Kini. U to vrijeme nisu imali puno posla s svemirom, ali uz njihovu pomoć bilo je moguće lansirati vojne rakete. Gorivo je korišteno samo u prahu, po sastavu sličan barutu postotak njegovi sastavni dijelovi su promijenjeni. Kao rezultat toga, tijekom oksidacije, prah nije eksplodirao, već je postupno izgorio, oslobađajući toplinu i stvarajući mlazni potisak. Takvi su motori s promjenjivim uspjehom dorađivali, poboljšavali i usavršavali, ali je njihov specifični impuls i dalje ostao mali, odnosno dizajn je bio neučinkovit i neekonomičan. Ubrzo su se pojavile nove vrste krutih goriva koje su omogućile dobivanje većeg specifičnog impulsa i razvoj veće vučne sile. Na njegovom stvaranju u prvoj polovici 20. stoljeća radili su znanstvenici iz SSSR-a, SAD-a i Europe. Već u drugoj polovici 1940-ih razvijen je prototip modernog goriva, koji se i danas koristi.

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

Tekući raketni motori izum su K.E. Tsiolkovsky, koji ih je predložio kao pogonsku jedinicu za svemirsku raketu 1903. godine. U 1920-ima rad na stvaranju raketnog motora počeo se provoditi 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. Korištene su u vojnoj industriji za opremanje balističkih projektila. Godine 1957., prvi put u povijesti čovječanstva, Sovjet umjetni satelit. Za njegovo lansiranje korištena je raketa opremljena Ruskim željeznicama.

Uređaj i princip rada kemijskih raketnih motora

Motor na kruto gorivo u svom tijelu sadrži gorivo i oksidant u čvrstom agregatnom stanju, a spremnik goriva je i komora za izgaranje. Gorivo je obično u obliku šipke sa središnjom rupom. Tijekom procesa oksidacije, šipka počinje gorjeti od središta prema periferiji, a plinovi dobiveni kao rezultat izgaranja izlaze kroz mlaznicu, tvoreći potisak. Ovo je najjednostavniji dizajn među svim raketnim motorima.

U motorima s tekućim pogonom, gorivo i oksidant su u tekućem agregacijskom stanju u dva odvojena spremnika. Kroz dovodne kanale ulaze u komoru za izgaranje, gdje se miješaju i odvija se proces izgaranja. Produkti izgaranja izlaze kroz mlaznicu, tvoreći potisak. Kao oksidant obično se koristi tekući kisik, a gorivo može biti različito: kerozin, tekući vodik itd.

Prednosti i nedostaci kemijskog 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;
mali specifična gravitacija unutar 2000-3000 m/s.

Analizirajući prednosti i nedostatke raketnih motora na čvrsto gorivo, možemo zaključiti da je njihova uporaba opravdana samo u slučajevima kada je potrebna jedinica srednje snage, koja je prilično jeftina i jednostavna za implementaciju. Opseg njihove uporabe su balističke, meteorološke rakete, MANPADS, kao i bočni pojačivači svemirskih raketa (opremljeni su američkim projektilima, nisu korišteni u sovjetskim i ruskim projektilima).

Prednosti tekućeg RD:

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

Nedostaci LRE:

složen dizajn i puštanje u rad;
u bestežinskim uvjetima, tekućine u spremnicima mogu se kretati nasumično. Za njihovo taloženje potrebno je koristiti dodatne izvore energije.

Opseg LRE je uglavnom astronautika, budući da su ti motori preskupi za vojne svrhe.

Unatoč činjenici da su do sada kemijski raketni motori jedini sposobni osigurati lansiranje raketa u svemir, njihovo daljnje poboljšanje je praktički nemoguće. Znanstvenici i dizajneri uvjereni su da je granica njihovih mogućnosti već dosegnuta, a za dobivanje snažnijih jedinica s visokim specifičnim impulsom potrebni su drugi izvori energije.

Nuklearni raketni motori (NRE)

Ova vrsta raketnog motora, za razliku od kemijskih motora, ne stvara energiju izgaranjem goriva, već zagrijavanjem radnog fluida energijom. nuklearne reakcije. NRE su izotopni, termonuklearni i nuklearni.

Povijest stvaranja

Dizajn i princip rada NRE razvijeni su još 50-ih godina. Već 70-ih godina u SSSR-u i SAD-u bili su spremni eksperimentalni uzorci koji su uspješno testirani. Čvrstofazni sovjetski motor RD-0410 s 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 bio zaustavljen. Paralelno se radilo i na izradi NRE u plinskoj fazi. Sada aktivan znanstveni programi na razvoju nuklearne RD, eksperimenti se provode na svemirskim postajama.

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

Uređaj i princip rada

Nuklearni raketni motori su plinoviti, tekućina i kruta faza, ovisno o stanju agregacije nuklearnog goriva. Gorivo u čvrstofaznim NRE su gorivne šipke, isto kao u nuklearnih reaktora. Nalaze se u kućištu motora i u procesu raspadanja fisijskog materijala oslobađaju se Termalna energija. Radni fluid - plinoviti vodik ili amonijak - u kontaktu s gorivnim elementom, apsorbira energiju i zagrijava se, povećavajući volumen i skupljajući se, nakon čega izlazi kroz mlaznicu pod visokim tlakom.

Princip rada tekuće faze NRE i njegov dizajn su slični onima u čvrstoj fazi, samo je gorivo u tekućem stanju, što omogućuje povećanje temperature, a time i potiska.

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

Prednosti i nedostaci DVORIŠTA

Nuklearni raketni motori imaju ogromnu prednost u odnosu na kemijske - to je visok specifični impuls. Za modele s čvrstom fazom, njegova vrijednost je 8000-9000 m/s, za modele tekuće faze je 14000 m/s, za modele s plinskom fazom je 30000 m/s. Međutim, njihova uporaba podrazumijeva onečišćenje atmosfere. radioaktivne emisije. Sada se radi na stvaranju sigurnog, ekološki prihvatljivog i učinkovitog nuklearnog motora, a glavni "kandidat" za tu ulogu je plinskofazni NRE s nuklearnom lampom, gdje radioaktivna tvar nalazi se u zatvorenoj tikvici i ne izlazi van s mlaznim plamenom.

Električni raketni motori (EP)

Drugi potencijalni konkurent kemijskim raketnim motorima je električni raketni motor koji pokreće električna energija. ERD može biti elektrotermalni, elektrostatički, elektromagnetski ili impulsni.

Povijest stvaranja

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

Uređaj i princip rada

Električni raketni pogonski sustav sastoji se od samog ERE, čija struktura ovisi o njegovoj vrsti, sustava opskrbe radnom tekućinom, upravljanja i napajanja. Elektrotermalni RD zagrijava protok radnog fluida zbog topline koju stvara grijaći element, ili u električnom luku. Kao radni fluid koriste se helij, amonijak, hidrazin, dušik i drugi inertni plinovi, rjeđe vodik.

Elektrostatičke RD dijele se na koloidne, ionske 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 s plinskim pražnjenjem. U plazma RD radni fluid, ksenon, inertni plin, prolazi kroz prstenastu anodu i ulazi u komoru za plinsko pražnjenje s kompenzacijskom katodom. Na visoki napon između anode i katode bljeska 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 magnetsko polje - vanjsko ili unutarnje, koje ubrzava nabijene čestice radnog fluida.

Impulsni rad RD zbog isparavanja krutog goriva pod djelovanjem električnih pražnjenja.

Prednosti i nedostaci ERD-a, opseg uporabe

Među prednostima ERD-a:

visoki specifični impuls, Gornja granica koji je praktički neograničen;
niska potrošnja goriva (radna tekućina).

nedostaci:

visoka razina potrošnja električne energije;
složenost dizajna;
malo vuče.

Do danas je uporaba električnih pogona ograničena na njihovu ugradnju na svemirski sateliti, a kao izvori električne energije za njih se koriste solarni paneli. Istodobno, 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 spominju pisci znanstvene fantastike u svojim djelima posvećenim osvajanju svemira, mogu se naći i u znanstvenofantastičnim filmovima. Zasad je ERD ta koja je nada da će ljudi ipak moći putovati do zvijezda.

Kako radi i radi motor na tekuće gorivo

Motori na tekuće gorivo trenutno se koriste kao motori za teške raketne projektile. protuzračna obrana, dalekometne i stratosferske rakete, raketne avione, raketne zračne bombe, zračna torpeda itd. Ponekad se raketni motori koriste i kao startni motori za olakšavanje polijetanja zrakoplova.

Imajući u vidu glavnu namjenu LRE, upoznat ćemo se s njihovim dizajnom i radom na primjerima dva motora: jedan za dalekometnu ili stratosfersku raketu, drugi za raketni zrakoplov. Ovi motori nikako nisu tipični i, naravno, inferiorni u svojim podacima u odnosu na najnovije motore ove vrste, ali su ipak po mnogo čemu karakteristični i daju prilično jasnu predodžbu o modernom tekućem pogonskom pogonu. motor.

LRE za dalekometne ili stratosferske rakete

Rakete ovog tipa korištene su ili kao super-teški projektil velikog dometa ili za istraživanje stratosfere. U vojne svrhe, Njemci su ih koristili za bombardiranje 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. Likovi ljudi koji stoje pored rakete daju ideju o impresivnoj veličini rakete: njena ukupna dužina je 14 m, promjera oko 1,7 m, a perje oko 3,6 m, težina opremljene rakete s eksplozivom je 12,5 tona.

sl. 26. Priprema za lansiranje stratosferske rakete.

Raketa se pokreće motorom na tekuće gorivo koji se nalazi na njezinoj stražnjoj strani. Opći oblik motor je prikazan na sl. 28. Motor radi na dvokomponentnom gorivu - običnom vinskom (etilnom) alkoholu jačine 75% i tekućem kisiku, koji su pohranjeni u dva odvojena velika spremnika, 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 volumenu su spremnici goriva najviše cijeli volumen rakete. Unatoč tako ogromnoj količini goriva, dovoljno je samo za 1 minutu rada motora, budući da motor troši više od 125 kg goriva u sekundi.

sl. 27. Dio projektila dugog dometa.

Količina obje komponente goriva, alkohola i kisika, izračunava se tako da izgaraju istovremeno. Budući da za izgaranje 1 kg alkohol u ovaj slučaj troši oko 1,3 kg kisika, spremnik goriva drži približno 3,8 tona alkohola, a spremnik oksidatora drži oko 5 tona tekućeg kisika. Dakle, čak i u slučaju korištenja alkohola, koji zahtijeva znatno manje kisika za izgaranje od benzina ili kerozina, punjenje oba rezervoara samo gorivom (alkoholom) pri korištenju atmosferski kisik bi produžio trajanje motora za dva do tri puta. Ovdje dolazi do potrebe da se na raketi nalazi oksidant.

sl. 28. Raketni motor.

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

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

Kada brzina dosegne izračunatu vrijednost, upravljački uređaji isključuju motor; do tog trenutka u raketnim spremnicima gotovo da i nema goriva. Visina rakete na kraju motora je 35–37 km, a os rakete čini kut od 45° s horizontom (točka A na sl. 29 odgovara ovom položaju rakete).

sl. 29. Putanja leta dalekometnog projektila.

Ovaj kut elevacije osigurava maksimalni domet u sljedećem letu, kada se raketa kreće po inerciji, poput topničke granate koja bi izletjela iz topa s odrezanom cijevi na visini 35–37 km. Putanja daljnjeg leta bliska je paraboli, i ukupno vrijeme let traje oko 5 minuta. Maksimalna visina koju raketa doseže u ovom slučaju je 95-100 km, stratosferske rakete dosežu mnogo veće visine, više od 150 km. Na fotografijama snimljenim s ove visine uređajem postavljenim na raketu već je jasno vidljiva sferičnost zemlje.

Zanimljivo je vidjeti kako se mijenja brzina leta duž putanje. Do trenutka kada se motor isključi, tj. nakon 60 sekundi leta, brzina leta dostiže najveća vrijednost i jednak je otprilike 5500 km/h, tj. 1525. godine m/s. Upravo u ovom trenutku snaga motora također postaje najveća, dosežući za neke rakete gotovo 600.000 l. s.! Nadalje, pod utjecajem gravitacije, brzina rakete se smanjuje, a nakon dostizanja najviša točka Iz istog razloga, putanja ponovno počinje rasti sve dok raketa ne uđe u guste slojeve atmosfere. Tijekom cijelog 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 pol puta većom od brzine zvuka i jednakom 3000 km/h. To znači da se snažan zvuk iz leta rakete čuje tek nakon što je pala. Ovdje više neće biti moguće uhvatiti približavanje rakete uz pomoć zvučnih prijemnika, koji se obično koriste u zrakoplovstvu ili mornarica, to će zahtijevati potpuno različite metode. Takve se metode temelje na korištenju radio valova umjesto zvuka. Uostalom, radio val se širi brzinom svjetlosti – 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 uz veliku brzinu leta rakete. Činjenica je da pri velikim brzinama leta u atmosferi, zbog kočenja i kompresije zraka koji trči na raketu, temperatura njezina tijela jako raste. Proračun pokazuje da bi temperatura stijenki gore opisane rakete trebala doseći 1000–1100 °C. Testovi su, međutim, pokazali da je ta temperatura u stvarnosti mnogo niža zbog hlađenja stijenki toplinskom vodljivošću i zračenjem, ali ipak doseže 600-700 °C, tj. raketa se zagrijava do crvene topline. Kako se brzina leta rakete povećava, temperatura njezinih stijenki će brzo rasti i može postati ozbiljna prepreka daljnjem povećanju brzine leta. Podsjetimo da meteoriti (nebesko kamenje) pucaju iz velika brzina, do 100 km/s, unutar zemljina atmosfera, u pravilu, "izgaraju", a ono što smatramo padajućim meteoritom ("zvijezda padalica") zapravo je samo ugrušak vrućih plinova i zraka, nastao kao rezultat kretanja meteorita velikom brzinom u atmosfera. Stoga su letovi s vrlo velikim brzinama mogući samo u gornjim slojevima atmosfere, gdje je zrak razrijeđen, ili izvan nje. Što je bliže tlu, to su dopuštene brzine leta niže.

sl. 30. Shema raketnog motora.

Dijagram raketnog motora prikazan je na sl. 30. Zanimljiva je relativna jednostavnost ove sheme u usporedbi s konvencionalnim klipnim motorima zrakoplova; posebno, LRE karakterizira gotovo potpuna odsutnost pokretnih dijelova u strujnom krugu motora. Glavni elementi motora su komora za izgaranje, mlaznica, generator pare i turbopumpna jedinica za dovod goriva i upravljački sustav.

Izgaranje goriva događa se u komori za izgaranje, odnosno pretvaranje kemijske energije goriva u toplinsku energiju, a u mlaznici se toplinska energija produkata izgaranja pretvara u energiju velike brzine plinskog mlaza koji teče iz motora u atmosferu. Kako se mijenja stanje plinova tijekom njihovog strujanja u motoru prikazano je na Sl. 31.

Tlak u komori za izgaranje je 20-21 ata, a temperatura doseže 2.700 °C. Karakteristika komore za izgaranje je ogromna količina topline koja se u njoj oslobađa tijekom izgaranja u jedinici vremena ili, kako kažu, toplinska gustoća komore. U tom smislu, LRE komora za izgaranje je značajno superiornija od svih ostalih uređaja za izgaranje poznatih u struci (kotlovske peći, cilindri motora). unutarnje izgaranje ostalo). U tom slučaju, u komori za izgaranje motora u sekundi, oslobađa se tolika količina topline koja je dovoljna za ključanje više od 1,5 tona ledena voda! Tako da je komora za izgaranje s takvim ogroman broj toplina koja se oslobađa u njemu nije uspjela, potrebno je intenzivno hladiti njegove zidove, kao i zidove mlaznice. U tu svrhu, kao što se vidi na Sl. 30, komora za izgaranje i mlaznica se hlade gorivom - alkoholom, koji prvo pere njihove zidove, a tek onda, zagrijani, ulazi u komoru za izgaranje. Ovaj sustav hlađenja, koji je predložio Tsiolkovsky, također je koristan jer se toplina koja se uklanja sa zidova ne gubi i vraća se ponovno u komoru (zbog toga se takav sustav hlađenja ponekad naziva regenerativnim). Međutim, samo vanjsko hlađenje stijenki motora nije dovoljno, već se istovremeno primjenjuje hlađenje stijenki kako bi se snizila temperatura stijenki. unutarnja površina. U tu svrhu zidovi na nizu mjesta imaju male rupe 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 izravnog kontakta s plamenom baklje i na taj način smanjuje temperaturu zidova. Unatoč činjenici da temperatura ispiranja plinova s unutarnje strane zidova prelazi 2500 °C, temperatura unutarnje površine zidova, kako su ispitivanja pokazala, ne prelazi 1000 °C.

sl. 31. Promjena stanja plinova u motoru.

Gorivo se u komoru za izgaranje dovodi kroz 18 predkomornih plamenika koji se nalaze na njegovoj krajnjoj stijenci. Kisik ulazi u predkomora kroz središnje mlaznice, a alkohol napušta rashladni omotač kroz prsten malih mlaznica oko svake predkomora. Time se osigurava dovoljno dobro miješanje goriva potrebno za provedbu potpunog izgaranja za vrlo kratko vrijeme dok je gorivo u komori za izgaranje (stotinke sekunde).

Mlaznica motora izrađena je 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. Što objašnjava ovaj oblik mlaznice? Kao što znate, zadatak mlaznice je osigurati potpuna ekspanzija plina kako bi se postigla najveća brzina ispuha. Da bi se povećala brzina protoka plina kroz cijev, njezin se poprečni presjek najprije mora postupno smanjivati, što se također događa s protokom tekućina (na primjer, vode). Međutim, brzina plina će se povećavati samo dok ne postane jednaka brzinaširenje zvuka u plinu. Daljnje povećanje brzine, za razliku od tekućine, bit će moguće samo s širenjem cijevi; ova razlika između protoka plina i protoka tekućine posljedica je činjenice da je tekućina nestlačiva, a volumen plina se jako povećava tijekom ekspanzije. U grlu mlaznice, tj. u njenom najužem dijelu, brzina strujanja plina uvijek je jednaka brzini zvuka u plinu, u našem slučaju oko 1000 m/s. Brzina istjecanja, tj. brzina u izlaznom dijelu mlaznice, je 2100-2200 m/s(dakle, specifični potisak je približno 220 kg sec/kg).

Opskrba gorivom iz spremnika u komoru za izgaranje motora vrši se pod pritiskom pomoću pumpi koje pokreće turbina i zajedno s njom raspoređuje u jednu turbopumpnu jedinicu, kao što se može vidjeti na sl. 30. U nekim se motorima opskrba gorivom vrši pod pritiskom, koji se stvara u zatvorenim spremnicima goriva uz pomoć nekog inertnog plina – na primjer dušika, pohranjenog pod visokim tlakom u posebnim cilindrima. Takav je sustav opskrbe jednostavniji od pumpnog, ali s dovoljno velikom snagom motora ispada da je teži. Međutim, čak i pri pumpanju goriva u motor koji opisujemo, spremnici kisika i alkohola su pod nekim nadtlak iznutra kako bi se olakšao rad pumpi i spriječilo urušavanje spremnika. Ovaj pritisak (1,2-1,5 ata) stvara se u spremniku alkohola sa zrakom ili dušikom, u spremniku kisika - s parama kisika koji isparava.

Obje pumpe su centrifugalnog tipa. Turbina koja pokreće pumpe radi na mješavini pare i plina koja nastaje razgradnjom vodikovog peroksida u posebnom generatoru pare i plina. Natrijev permanganat, koji je katalizator koji ubrzava razgradnju vodikovog peroksida, uvodi se u ovaj generator pare i plina iz posebnog spremnika. Kada se raketa lansira, vodikov peroksid pod tlakom dušika ulazi u generator pare i plina, u kojem počinje burna reakcija raspadanja peroksida s oslobađanjem vodene pare i plinoviti kisik(ovo je takozvana "hladna reakcija", koja se ponekad koristi za stvaranje potiska, posebice kod pokretanja raketnih motora). Smjesa para i plina s temperaturom od oko 400 °C i tlakom preko 20 ata, ulazi u turbinski kotač, a zatim se ispušta u atmosferu. Snaga turbine u potpunosti se troši na pogon obje pumpe za gorivo. Ova snaga već nije tako mala - pri 4000 o/min turbinskog kotača doseže gotovo 500 l. s.

Budući da mješavina kisika i alkohola nije samoreaktivno gorivo, mora se osigurati neka vrsta sustava paljenja za pokretanje izgaranja. U motoru se paljenje provodi pomoću posebnog osigurača, koji tvori plamenu baklju. U tu svrhu obično se koristio pirotehnički fitilj (čvrsti upaljač kao što je barut), a rjeđe se koristio tekući upaljač.

Lansiranje rakete izvodi se na sljedeći način. Kada se plamenica za paljenje upali, otvaraju se glavni ventili, kroz koje alkohol i kisik gravitacijom iz spremnika ulaze u komoru za izgaranje. Svi ventili u motoru su kontrolirani komprimiranim dušikom pohranjenim na raketi u bateriji cilindra visokotlačni. Kada počne izgaranje goriva, promatrač koji se nalazi na udaljenosti, pomoću električnog kontakta, uključuje dovod vodikovog peroksida u generator pare i plina. Počinje raditi turbina koja pokreće pumpe koje opskrbljuju alkohol i kisik u komoru za izgaranje. Potisak raste i kada postane veći od težine rakete (12-13 tona), raketa polijeće. Od trenutka kada se zapali plamen paljenja 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 izgaranje. To je jedan od važnih zadataka sustava upravljanja i regulacije motora. Ako se jedna od komponenti nakuplja u komori za izgaranje (jer kasni usis druge), tada obično slijedi eksplozija u kojoj motor često zakaže. Ovo je, uz povremene prekide u izgaranju, jedno od najvećih česti uzroci katastrofe tijekom LRE testova.

Zanimljiva je zanemariva težina motora u usporedbi s potiskom 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 usporedbu, navodimo da konvencionalni klipni motor zrakoplova koji radi na propeler ima specifičnu težinu od 1-2 kg/kg, tj. nekoliko desetaka puta više. Također je važno da se specifična težina raketnog motora ne mijenja s promjenom brzine leta, dok specifična težina klipnog motora brzo raste s povećanjem brzine.

LRE za raketne zrakoplove

sl. 32. Projekt LRE s podesivim potiskom.

1 - mobilna igla; 2 - mehanizam za pomicanje igle; 3 - opskrba gorivom; 4 - opskrba oksidansom.

Glavni zahtjev za zrakoplovni motor s tekućim pogonom je mogućnost promjene potiska koji razvija u skladu s načinima leta zrakoplova, 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 mijenjaju tlak 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 time i za 1 l. s. snage, tj. motor počinje raditi manje ekonomično. Kako bi se smanjio ovaj nedostatak, raketni motori zrakoplova često imaju dvije do četiri komore za izgaranje umjesto jedne, što omogućuje isključivanje jedne ili više komora kada rade na smanjenoj snazi. Kontrola potiska promjenom tlaka u komori, odnosno dovodom goriva, se i u ovom slučaju zadržava, ali se koristi samo u malom rasponu do polovice 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 plinova koji izlaze po sekundi. održavajući isti tlak u komori za izgaranje, a time i brzinu ispuha. Takva regulacija područja protoka mlaznice može se izvesti, na primjer, pomoću pomične igle posebnog profila, kao što je prikazano na sl. 32, koji prikazuje konstrukciju raketnog motora na tekuće gorivo s ovako reguliranim potiskom.

Na Sl. 33 prikazuje raketni motor zrakoplova s jednom komorom, a sl. 34 - isti raketni motor, ali s dodatnom malom komorom, koja se koristi u krstarenju kada je potreban mali potisak; glavna kamera je potpuno isključena. Obje komore rade na maksimalnom načinu rada, a velika razvija potisak od 1700 kg, a 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 omjeru 3:1. Točnije, gorivo je složeni sastav koji se sastoji od hidrazin hidrata, metilnog alkohola i bakrenih soli 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. Duljina motora - 2,2 m. Tlak u komori za izgaranje je oko 20 ata. Pri radu na minimalnoj opskrbi gorivom da se postigne najmanji potisak, a to je 100 kg, tlak u komori za izgaranje se smanjuje na 3 ata. Temperatura u komori za izgaranje doseže 2500 °C, brzina protoka plina je oko 2100 m/s. Potrošnja goriva je 8 kg/s, a specifična potrošnja goriva je 15,3 kg gorivo po 1 kg potisak na sat.

sl. 33. Jednokomorni raketni motor za raketne zrakoplove

sl. 34. Dvokomorni avionski raketni motor.

sl. 35. Shema opskrbe gorivom u zrakoplovnoj LRE.

Shema dovoda goriva u motor prikazana je na Sl. 35. Kao i kod raketnog motora, opskrba gorivom i oksidantom pohranjenim u zasebnim spremnicima vrši se pod tlakom od oko 40 ata pumpe na radni pogon. Opći pogled na turbopumpnu jedinicu 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-plinskom generatoru, koji je u ovom slučaju napunjen čvrstim katalizatorom. Prije ulaska u komoru za izgaranje, gorivo hladi stijenke mlaznice i komore za izgaranje, cirkulirajući u posebnom rashladnom plaštu. Promjena u opskrbi gorivom potrebna za kontrolu potiska motora tijekom leta postiže se promjenom dovoda vodikovog peroksida u generator pare i plina, što uzrokuje promjenu brzine turbine. Maksimalna brzina rotora je 17.200 o/min. Motor se pokreće pomoću elektromotora koji pokreće turbopumpnu jedinicu.

sl. 36. Turbopumpna jedinica zrakoplovnog raketnog motora.

1 - zupčanik od elektromotora za pokretanje; 2 - pumpa za oksidant; 3 - turbina; 4 - pumpa za gorivo; 5 - ispušna cijev turbine.

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

Namjena zrakoplova s motorima na tekuće gorivo određena je svojstvima raketnih motora na tekuće gorivo - veliki potisak i, sukladno tome, velika snaga pri velikim brzinama leta i velikim visinama te niska učinkovitost, odnosno velika potrošnja goriva. Stoga se raketni motori obično ugrađuju na vojne zrakoplove – lovce presretače. Zadaća takvog zrakoplova je brzo uzlijetanje i biranje broja pri primanju signala o približavanju neprijateljskog zrakoplova. velika visina, na kojima ti zrakoplovi obično lete, a zatim, koristeći svoju prednost u brzini leta, nameću se neprijatelju zračna bitka. Ukupno trajanje vrijeme leta zrakoplova na tekuće gorivo određeno je kapacitetom goriva u zrakoplovu i iznosi 10-15 minuta, tako da ti zrakoplovi obično mogu napraviti borbena djelovanja samo u blizini njihove zračne luke.

sl. 37. Shema ugradnje raketnih motora na avion.

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

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

sl. 39. Uređaj raketnog zrakoplova.

Na Sl. 39 prikazuje uređaj drugog zrakoplova s raketnim motorom; ovo je eksperimentalni zrakoplov napravljen da postigne brzine leta veće od brzine zvuka (tj. 1200 km/h pri tlu). Na avionu, u stražnjem dijelu trupa, ugrađen je LRE koji ima četiri identične komore s ukupnim potiskom od 2720 kg. Duljina motora 1400 mm, najveći promjer 480 mm, težina 100 kg. Zalihe goriva u avionu koje se koriste kao alkohol i tekući kisik su 2360 l.

sl. 40. Četverokomorni avionski raketni motor.

Vanjski izgled ovog motora prikazan je na Sl. 40.

Ostale primjene LRE

Uz glavnu upotrebu raketnih motora na tekuće gorivo kao motora za rakete dugog dometa i raketne zrakoplove, 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 tekući kisik) se dovodi u komoru za izgaranje ovog motora pod tlakom neutralnog plina (dušika). Na Sl. 42 prikazuje dijagram teške rakete koja se koristi kao snažan protuzračni projektil; dijagram prikazuje ukupne dimenzije rakete.

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

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

Raketni motori na tekuće gorivo također se koriste, uz motore na prah, za lansiranje i ubrzanje zrakoplova (ili njihovih modela) s ramjet motorima. Kao što znate, ovi motori razvijaju vrlo veliki potisak pri velikim brzinama leta, velikim brzinama zvuka, ali uopće ne razvijaju potisak tijekom polijetanja.

Na kraju treba spomenuti još jednu primjenu LRE koja se odvija u novije vrijeme. Za proučavanje ponašanja zrakoplova 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) zrakoplova, što se obično provodi u posebnim aerotunelima. Da bi se u takvim cijevima stvorili uvjeti koji odgovaraju letu zrakoplova 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 zrakoplova, kao i ispitivanja ramjet motora, inače, rješava se i uz pomoć tekućeg goriva

sl. 41. Raketni projektil s raketnim motorom.

motori. Prema jednoj od ovih metoda, ispitivani profil se ugrađuje na raketu dugog dometa s raketnim motorom na tekuće gorivo, slično gore opisanom, a sva očitanja instrumenata koji mjere otpor profila u letu se prenose na tlo pomoću radio telemetrijskih uređaja.

sl. 42. Shema uređaja snažnog protuzračnog projektila s raketnim motorom.

7 - borbena glava; 2 - cilindar s komprimiranim dušikom; 3 - spremnik s oksidantom; 4 - spremnik za gorivo; 5 - motor na tekuće gorivo.

Prema drugoj metodi, grade se posebna raketna kolica koja se kreću po tračnicama uz pomoć raketnog motora na tekuće gorivo. Rezultati ispitivanja profila ugrađenog na takva kolica u posebnom mehanizmu težine bilježe se posebnim automatskim uređajima koji se također nalaze na kolicima. Takva raketna kolica prikazana su na Sl. 43. Duljina željezničke pruge može doseći 2–3 km.

sl. 43. Raketna kolica za ispitivanje profila krila zrakoplova.

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

Motor je nestabilan u svim načinima rada. Smetnje u sustavu paljenja. Propadanje i oštećenje kontaktnog ugljika, njegovo visi u poklopcu razdjelnika paljenja. Propuštanje struje na "zemlju" kroz čađu ili vlagu na unutarnjoj površini poklopca. Zamijenite pin

Iz knjige Bojni brod "Petar VELIKI" Autor

Motor neredovito radi pri niskim brzinama motora ili se zaustavlja u praznom hodu. Problemi s karburatorom Niska ili visoka razina goriva u plivačkoj komori. Niska razina- iskoči u rasplinjaču, visoko - iskoči u prigušivaču. Ispušni

Iz knjige Bojni brod "Navarin" Autor Arbuzov Vladimir Vasiljevič

Motor normalno radi u praznom hodu, ali auto ubrzava sporo i s "promašajima"; slabo ubrzanje motora Smetnje u radu sustava paljenja Razmak između kontakata prekidača nije podešen. Podesite kut zatvaranja kontakta

Iz knjige Planes of the World 2000 02 Autor autor nepoznat

Motor "troit" - jedan ili dva cilindra ne rade Smetnje u sustavu paljenja Nestabilan rad motora pri malim i srednjim brzinama. Povećana potrošnja goriva. Odvod dima je plave boje. Ponešto prigušeni povremeno emitirani zvukovi, koji su posebno dobri

Iz knjige Svijet zrakoplovstva 1996 02 Autor autor nepoznat

S naglim otvaranjem ventila za gas, motor radi s prekidima. Neispravnosti mehanizma za distribuciju plina Zazori ventila se ne podešavaju. Svakih 10 tisuća kilometara (za VAZ-2108, -2109 nakon 30 tisuća 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 Neispravnosti u sustavu paljenja Pogrešno podešavanje razmaka kontakata prekidača. Za fino podešavanje razmaka između kontakata, ne mjerite sam razmak, pa čak i staromodan

Iz knjige Raketni motori Autor Gilzin Karl Aleksandrovič

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

Iz knjige Mlazni motori Autor Gilzin Karl Aleksandrovič

Kako je ustrojen bojni brod "Navarin" Bojni brod je imao najveća dužina 107 m (dužina između okomica 105,9 m). širine 20,42, projektni gaz 7,62 m pramca i 8,4 krme i regrutirana iz 93 okvira (razmak 1,2 metra). Okviri su pružili uzdužnu čvrstoću i puni

Iz knjige Povijest elektrotehnike Autor Autorski tim

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

Iz knjige autora

Motor neredovito radi pri maloj brzini radilice ili se zaustavlja u praznom hodu Sl. 9. Vijci za podešavanje karburatora: 1 - operativni vijak za podešavanje (vijak količine); 2 - vijak za sastav smjese, (kvalitetni vijak) s restriktivnim

Iz knjige autora

Motor je nestabilan u svim režimima

Iz knjige autora

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

Iz knjige autora

Gorivo za tekući pogonski motor Najvažnija svojstva i karakteristike motora na tekuće gorivo, kao i njegova konstrukcija, prvenstveno ovise o gorivu korištenom u motoru.Glavni zahtjev za gorivom za raketne motore na tekuće gorivo je

Iz knjige autora

Peto poglavlje Pulsirajući mlazni motor Na prvi pogled, mogućnost značajnog pojednostavljenja motora tijekom prijelaza na velike brzine leta čini se čudnom, možda čak i nevjerojatnom. Cijela povijest zrakoplovstva još uvijek govori o suprotnom: o borbi

Iz knjige autora

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