Как спроектировать, построить и испытать малые жидкостные ракетные двигатели. Часть 1 / Хабр

Перевод разделен на две части.

• Теория

• Практика

Введение

В жидкостном ракетном двигателе используется жидкое топливо, которое под давлением подается из резервуаров в камеру сгорания. Смесь обычно состоит из жидкого окислителя и жидкого горючего. В камере сгорания топливо вступает в химическую реакцию (сгорает), образуя горячие газы, которые затем ускоряются и выбрасываются с большой скоростью через сопло, придавая тем самым двигателю импульс. Момент — это произведение массы и скорости. Сила тяги ракетного двигателя — это реакция, которую испытывает конструкция двигателя в результате выброса высокоскоростного вещества (газов).

Рисунок 1 Типичный ракетный двигатель

Типичный ракетный двигатель состоит из камеры сгорания, сопла и инжектора, как показано на рисунке 1. Камера сгорания — это место, где происходит сжигание топлива под высоким давлением. Камера должна быть достаточно прочной, чтобы выдержать высокое давление, возникающее в процессе сгорания и высокую температуру. Из-за высокой температуры и теплопередачи камера и сопло обычно охлаждаются. Камера также должна быть достаточной длины, чтобы обеспечить полное сгорание до того, как газы попадут в сопло.

Рисунок 2 Форсунка ДеЛаваль

Функция сопла заключается в преобразовании химико-тепловой энергии, образующейся в камере сгорания, в кинетическую энергию. Сопло преобразует медленно движущийся газ высокого давления и температуры в камере сгорания в высокоскоростной газ более низкого давления и температуры. Поскольку тяга является произведением массы (количества газа, проходящего через сопло) и скорости, желательна очень высокая скорость газа. В ракетных соплах можно получить скорость газа от 1,5 до 3,7 километра в секунду. Сопла, в которых достигается этот удивительный результат, называются соплами ДеЛаваль (по имени их изобретателя) и состоят из сходящегося и расходящегося участков, как показано на рис. 2. Минимальная площадь потока между сходящимся и расходящимся участком называется поперечным сечением сопла. Область потока в конце расходящегося участка называется областью выхода сопла. Сопло обычно делается достаточно длинным (или площадь выхода достаточно велика), чтобы давление в камере сгорания на выходе из сопла уменьшилось до давления, существующего вне сопла. Если ракетный двигатель запускается на уровне моря, это давление составляет около 101,3 килопаскаля (кПа). Если двигатель предназначен для работы на большой высоте, то давление на выходе из сопла меньше 101,3 кПа. Падение температуры газов сгорания, проходящих через форсунку, велико и может достигать 1100-1600 °C. Поскольку газы в камере сгорания могут иметь температуру 2700-3200 °C, температура газа на выходе из сопла все равно составляет около 1600 °C.

Выбор топлива и его свойства

Выбор топлива

Жидкостные ракетные двигатели могут сжигать различные комбинации окислителей и топлива, некоторые из которых приведены в таблице I. Большинство из перечисленных комбинаций топлива опасны, токсичны и дороги. С другой стороны, любителю, создающему ракетные двигатели, требуется легкодоступное, достаточно безопасное, простое в обращении и недорогое топливо. Основываясь на опыте, ROCKETLAB рекомендует использовать газообразный кислород в качестве окислителя и углеводородную жидкость в качестве топлива. Они дают хорошие характеристики, пламя сгорания хорошо видно, а их высокая температура сгорания представляет собой адекватную конструкторскую задачу для строителя-любителя. Эти топлива используются в ракете Atlas и космическом ускорителе Saturn. Однако в этих системах в качестве окислителя используется жидкий, а не газообразный кислород.

ТАБЛИЦА I

Газообразный кислород можно легко и недорого получить в баллонах под давлением практически в любом населенном пункте, поскольку он используется для кислородно-ацетиленовой сварки. При соблюдении разумных мер предосторожности, которые будут подробно описаны ниже, газ (и баллон) безопасен в обращении для использования на ракетном стенде.

Углеводородные виды топлива, такие как бензин и спирт, легко доступны в любом населенном пункте. Меры предосторожности уже известны большинству ответственных лиц в связи с широким использованием этих видов топлива в двигателях внутреннего сгорания автомобилей.

Во всех последующих разделах данной публикации будет упоминаться и предполагаться, что топливо, которое будет использоваться в любительских жидкотопливных ракетных двигателях — это газообразный кислород и углеводородное топливо.

Температура пламени углеводородного топлива, сжигаемого в газообразном кислороде при различных давлениях в камере сгорания, изображено на рисунке 3 для стехиометрического соотношения смеси. Соотношение смеси определяется как весовой расход окислителя, деленный на весовой расход топлива, или

(1)

Рис. 4 Зависимость температуры пламени от соотношения смесей при постоянном давлении в камере.

Когда достигается стехиометрическое соотношение, кислорода достаточно для химической реакции со всем топливом; в таких условиях достигается самая высокая температура пламени. Если требуется более низкая температура пламени, то обычно лучше, чтобы топлива было больше, чем окислителя; это известно как сжигание «вне соотношения» или «с большим количеством топлива». Это условие является менее тяжелым для ракетного двигателя, чем горение при стехиометрических или богатых кислородом условиях.

На рисунке 4 показано, как изменяется температура пламени, когда давление в камере сгорания поддерживается на постоянном значении, а соотношение смеси может изменяться.

Рисунок 3. Температура пламени в зависимости от давления в камере при стехиометрическом соотношении смеси.

Тяга, развиваемая на единицу веса (ньютон) всего топлива, сжигаемого в секунду, известна как удельный импульс и определяется как

(2)

На рисунке 5 показана максимальная производительность углеводородного топлива, сжигаемого с газообразным кислородом при различных давлениях в камере, при расширении газа до атмосферного давления. Этот график можно использовать для определения расхода топлива, необходимого для создания определенной тяги. Предположим, вы хотите спроектировать ракетный двигатель, использующий газообразное кислородно-бензиновое топливо, которое будет сжигаться при давлении в камере 1,4 МПа с тягой 445 Н. При таких условиях производительность топлива, согласно рисунку 5, составляет 244 Н тяги на килограмм топлива, сжигаемого в секунду. Поэтому

(3)

Рисунок 5 Производительность Isp углеводородных топлив с газообразным кислородом.

Поскольку максимальное отношение смеси Isp(r) для кислорода/бензина равно 2,5, мы имеем:

(4)

(5)

(6)

Свойства топлива

Химические и физические свойства газообразного кислорода, метилового спирта и бензина приведены в табл. II .

Таблица II

Примечание: Плотность газообразного кислорода при условиях, отличных от стандартных, можно определить поформуле ρ ₂ = ρ ₁ ( P ₂ / P ₁ )( T ₁ / T ₂ ), где P ₁ = 101,3 кПа, T ₁ = 20 °С, ρ ₁ = 1,330 кг/м ³ .

Расчетные уравнения

Рис. 6 Конфигурация двигателя

В следующем разделе будут подробно описаны упрощенные уравнения для проектирования небольших жидкотопливных ракетных двигателей. Номенклатура для проектирования двигателя показана на рисунке 6.

Сопло

Площадь критического сечения сопла может быть рассчитана, если известен общий расход топлива и выбраны топливо и условия эксплуатации. В предположении теории закона идеального газа:

(7)

R = газовая постоянная, определяемая R = R*/M.

R* — универсальная газовая постоянная, равная 8,31446 Дж/(моль — К),

M — молекулярный вес газа. Молекулярный вес горячих газообразных продуктов сгорания газообразного кислорода/углеводородного топлива составляет около 24, так что R составляет около 350 Дж/(кг — К).

Гамма, (𝛾), — это отношение удельных теплот газов и термодинамическая переменная, о которой читателю рекомендуется прочитать в другом месте. Гамма составляет около 1,2 для продуктов сгорания газообразного кислорода/углеводородного топлива.

Для дальнейших расчетов читатель может принять следующие константы в качестве постоянных при использовании газообразного кислорода/углеводородных топлив:

Tt — температура газов в поперечном сечении сопла. Температура газа в поперечном сечении сопла меньше, чем в камере сгорания, из-за потери тепловой энергии на разгон газа до локальной скорости звука (число Маха = 1) в поперечном сечении сопла. Поэтому

(8)

Для 𝛾 = 1,2

(9)

Tc — температура пламени в камере сгорания в градусах Цельсия (°C), задается следующим образом

(10)

Pt — давление газа в поперечном сечении сопла. Давление в поперечном сечении сопла меньше, чем в камере сгорания из-за ускорения газа до местной скорости звука (число Маха = 1) в поперечном сечении сопла. Поэтому

(11)

Для 𝛾 = 1.2

(12)

Теперь горячие газы должны быть расширены в расходящейся части сопла для получения максимальной тяги. Давление этих газов будет уменьшаться, так как энергия используется для ускорения газа, и теперь мы должны найти ту область сопла, где давление газа равно атмосферному давлению. Эта область и будет площадью выхода из сопла.

Число Маха — это отношение скорости газа к местной скорости звука. Число Маха на выходе из сопла задается выражением для расширения идеального газа

(13)

Pc — давление в камере сгорания, а Patm — атмосферное давление, или 101,3 кПа.

Площадь выхода из сопла, соответствующая числу Маха на выходе, полученному в результате выбора давления в камере, определяется следующим образом

(14)

Поскольку для газообразного кислорода/углеводородных топливных продуктов гамма фиксирована на уровне 1,2, мы можем рассчитать параметры для будущего использования при проектировании; результаты приведены в таблице III.

Таблица III

Параметры сопла для различных давлений в камере, 𝛾 = 1,2, Patm = 14,7 psi

(15)

Отношение температур газов в камере и на выходе из сопла определяется как

(16)

Диаметр поперечном сечении сопла определяется

(17)

а диаметр выходного отверстия определяется

(18)

Хорошее значение полуугла схождения сопел (бета) (см. рис. 6) составляет 60 градусов. Полуугол расхождения сопла (альфа) должен быть не более 15 градусов для предотвращения потерь внутреннего потока сопла.

Камера сгорания

Параметром, описывающим объем камеры, необходимый для полного сгорания, является характерная длина камеры, L*, которая задается следующим образом

(19)

где Vc — объем камеры (включая сходящуюся часть сопла), в кубических дюймах, а At — площадь поперечном сечении сопла (дюйм2). Для газообразного кислорода/углеводородного топлива подходит L* от 50 до 100 дюймов. L* действительно является заменой для определения времени пребывания в камере реагирующих топлив.

Для снижения потерь, связанных со скоростью потока газов внутри камеры, площадь поперечного сечения камеры сгорания должна быть как минимум в три раза больше площади поперечном сечении сопла форсунки. Это соотношение известно как «коэффициент сжатия».

Площадь поперечного сечения камеры сгорания определяется следующим образом

(20)

Объем камеры определяется

(21)

Для небольших камер сгорания сходящийся объем составляет примерно 1/10 объема цилиндрической части камеры, так что

(22)

Диаметр камеры для небольших камер сгорания (уровень тяги менее 75 фунтов «34 кг») должен быть в три-пять раз больше диаметра поперечного сечения сопла форсунки, чтобы инжектор имел полезную площадь поверхности.

Толщина стенки камеры

Камера сгорания должна выдерживать внутреннее давление горячих продуктов сгорания. Камера сгорания также должна быть физически прикреплена к охлаждающей рубашке, поэтому толщина стенок камеры должна быть достаточной для сварки или пайки. Поскольку камера будет представлять собой цилиндрическую оболочку, рабочее напряжение в стенке задается следующим образом

(23)

P — давление в камере сгорания (пренебрегая влиянием давления охлаждающей жидкости на внешнюю поверхность гильзы)

D — средний диаметр цилиндра

tw — толщина стенки цилиндра.

Типичным материалом для небольших камер сгорания с водяным охлаждением является медь, для которой допустимое рабочее напряжение составляет около 8000 фунтов (3628,7 кг) на кв. дюйм. Поэтому толщина стенки камеры сгорания определяется следующим образом

(24)

Это минимальная толщина; на самом деле толщина должна быть несколько больше, чтобы обеспечить возможность сварки, смятия и концентрации напряжений. Толщина стенок камеры и сопла обычно равны.

Уравнение  также можно использовать для расчета толщины стенок рубашки водяного охлаждения. И в этом случае значение tw будет минимальной толщиной, поскольку факторы сварки и конструктивные соображения (такие как уплотнительные кольца, канавки и т.д.) обычно требуют стенок толще, чем указано в уравнении напряжений. В уравнении необходимо использовать новое значение допустимого напряжения, зависящее от выбранного материала рубашки.

Охлаждение двигателя

Любителю не следует рассматривать возможность создания неохлаждаемых ракетных двигателей, поскольку они могут работать только в течение короткого времени, а их конструкция требует глубоких знаний в области тепло- и массообмена. В охлаждаемых ракетных двигателях предусмотрено охлаждение некоторых или всех металлических деталей, контактирующих с горячими продуктами сгорания. Инжектор обычно самоохлаждается поступающим потоком топлива. Камера сгорания и сопло определенно требуют охлаждения.

Охлаждающая рубашка обеспечивает циркуляцию охлаждающей жидкости, которая в случае летных двигателей обычно является одним из топливных материалов. Однако для статических испытаний и для любительской эксплуатации рекомендуется использовать только воду. Охлаждающая рубашка состоит из внутренней и внешней стенки. Внутреннюю стенку образует камера сгорания, а внешнюю — другой концентрический, но большего размера цилиндр. Пространство между стенками служит проходом для охлаждающей жидкости. Область поперечного сечения сопла обычно имеет самую высокую интенсивность теплопередачи и, следовательно, ее труднее всего охладить.

Выделение энергии на единицу объема камеры ракетного двигателя очень велико и может быть в 250 раз больше, чем у хорошего парового котла или в пять раз больше, чем у камеры сгорания газовой турбины. Скорость теплопередачи ракетного двигателя обычно в 20-200 раз выше, чем у хорошего котла. Поэтому очевидно, что охлаждение ракетного двигателя является сложной и ответственной задачей. Полная конструкция теплообмена ракетного двигателя чрезвычайно сложна и обычно находится за пределами возможностей большинства строителей-любителей. Однако некоторые важные эмпирические рекомендации по проектированию имеются, и они перечислены ниже:

1. Используйте воду в качестве охлаждающей жидкости.

2. Для стенок камеры сгорания и сопла используйте медь.

3. Скорость потока воды в рубашке охлаждения должна составлять 20-50 футов/сек.

4. Скорость потока воды должна быть достаточно высокой, чтобы не происходило кипения.

5. Удлините водяную рубашку охлаждения за пределы торца форсунки.

6. Необходимо обеспечить постоянный поток охлаждающей воды.

Теплопередача

Большая часть тепла, передаваемого от горячих газов камеры к стенкам камеры, происходит за счет конвекции. Количество тепла, передаваемого теплопроводностью, невелико, а количество тепла, передаваемого излучением, обычно составляет менее 25% от общего количества. Стенки камеры должны поддерживаться при такой температуре, чтобы прочность материала стенок была достаточной для предотвращения разрушения. Разрушение материала обычно вызывается либо повышением температуры стенки со стороны газа, чтобы ослабить, расплавить или повредить материал стенки, либо повышением температуры стенки со стороны жидкого теплоносителя, чтобы испарить жидкость рядом со стенкой. Последующее разрушение происходит из-за резкого повышения температуры стенки, вызванного чрезмерной теплопередачей к кипящему теплоносителю.

(25)

Q = общее количество переданного тепла, Btu/sec

q = средняя скорость теплопередачи камеры, Btu/in²-sec

A = площадь теплообмена, in²

w(w) = скорость потока теплоносителя, Ib/sec

cp = удельная теплота теплоносителя, Btu/lb°F

T = температура теплоносителя, выходящего из рубашки, °F

Ti = температура теплоносителя, поступающего в рубашку, °F

Использование этого уравнения будет проиллюстрировано в разделе Пример расчета конструкции.

Материалы

Стенки камеры сгорания и сопла должны выдерживать относительно высокую температуру, высокую скорость газа, химическую эрозию и высокие нагрузки. Материал стенок должен обеспечивать высокую скорость теплопередачи (что означает хорошую теплопроводность) и в то же время обладать достаточной прочностью, чтобы выдерживать давление камеры сгорания. Требования к материалу являются критическими только для тех деталей, которые непосредственно контактируют с топливными газами. Другие компоненты двигателя могут быть изготовлены из обычных материалов.

Как только материал стенок работающего ракетного двигателя начинает разрушаться, окончательное прогорание и разрушение двигателя происходит чрезвычайно быстро. Даже небольшое отверстие в стенке камеры почти сразу (в течение одной секунды) превратится в большое отверстие, поскольку горячие газы камеры (4000-6000 °F) окисляют или расплавляют прилегающий металл, который затем сдувается, подвергая новый металл воздействию горячих газов.

Экзотические металлы и сложные технологии изготовления используются в современных космических и ракетных ракетных двигателях, обеспечивая легкую конструкцию, абсолютно необходимую для эффективных стартовых и летательных аппаратов. Эти передовые металлы и технологии изготовления находятся далеко за пределами возможностей серьезного строителя-любителя. Однако использование более распространенных (и гораздо менее дорогих) металлов и технологий изготовления вполне возможно, вот только двигатель полетного веса не получится. Поскольку почти все любительские ракетные стрельбы должны проводиться на статическом испытательном стенде, это не является серьезным ограничением для строителя-любителя. Опыт работы с широким разнообразием конструкций ракетных двигателей позволяет сделать следующие рекомендации для любительских ракетных двигателей:

1. Камера сгорания и сопло должны быть выточены как единое целое из меди.

2. Те части инжектора, которые соприкасаются с горячими газами камеры, также должны быть изготовлены из меди.

3. Рубашка охлаждения и те части форсунки, которые не контактируют с горячими пороховыми газами, должны быть изготовлены из латуни или нержавеющей стали.

4. Квалифицированные станочные и сварочные работы необходимы для производства безопасного и пригодного для использования ракетного двигателя. Некачественное или небрежное выполнение работ или плохая сварка могут легко привести к отказу двигателя.

Форсунки

Функция инжектора — вводить топливо в камеру сгорания таким образом, чтобы происходило эффективное сгорание. Существует два типа инжекторов, которые конструктор-любитель может рассмотреть при проектировании небольшого двигателя. Один из них — инжектор с набегающим потоком, в котором окислитель и топливо впрыскиваются через несколько отдельных отверстий так, что получающиеся потоки пересекаются друг с другом. Поток топлива сталкивается с потоком окислителя, и оба потока распадаются на мелкие капли. Когда в качестве окислителя используется газообразный кислород, а в качестве топлива — жидкий углеводород, столкновение потока жидкости с высокоскоростным потоком газа приводит к диффузии и испарению, что вызывает хорошее смешивание и эффективное сгорание. Недостатком этого типа инжектора является то, что для малых расходов двигателя требуются очень маленькие отверстия, а гидравлические характеристики и уравнения, обычно используемые для прогнозирования параметров инжектора, не дают хороших результатов для маленьких отверстий. Маленькие отверстия также трудно просверлить, особенно в мягкой меди.

Однако, чтобы дать полное представление об уравнениях, используемых при проектировании ракетных двигателей, ниже мы приводим уравнение для потока жидкости через простое отверстие (например, круглое просверленное отверстие)

(26)

w = расход ракетного топлива, lb/sec

A = площадь отверстия,  ft²

ΔP = перепад давления через отверстие, фунт/кв. psi

ρ = плотность ракетного топлива, lb/ft³

g = гравитационная постоянная, 32,2 ft/sec²

C(d) = коэффициент разряжения отверстия

Коэффициент разгрузки для простого отверстия хорошей формы обычно имеет значение от 0,5 до 0,7.

Скорость впрыска, или скорость потока жидкости, выходящего из отверстия, определяется следующим образом

(27)

В небольших жидкотопливных ракетных двигателях обычно используются перепады давления впрыска от 70 до 150 фунтов (31,7 кг до 68 кг) на квадратный дюйм или скорости впрыска от 50 до 100 футов (22,6 кг до 45,3 кг) в секунду. Перепад давления впрыска должен быть достаточно высоким, чтобы устранить нестабильность горения в камере сгорания, но не должен быть настолько высоким, чтобы нанести ущерб баку и системе нагнетания, используемой для подачи топлива в двигатель.

Рисунок 7 Топливные форсунки для любительских ракетных двигателей

Второй тип форсунок — это распылительные форсунки, в которых может быть получен конический, сплошной конус, полый конус или другой тип распылительного листа. Когда жидкое углеводородное топливо продавливается через распылительную форсунку (подобную тем, которые используются в домашних масляных горелках), образующиеся капли топлива легко смешиваются с газообразным кислородом, и полученная смесь легко испаряется и сгорает. Распылительные форсунки особенно привлекательны для строителей-любителей, поскольку несколько компаний производят их серийно для нефтяных горелок и других применений. Любителю нужно только определить размер и характеристики распыления, необходимые для его конструкции двигателя, а затем можно недорого приобрести подходящую форсунку. На рисунке 7 показаны два типа форсунок.

Настоятельно рекомендуется использовать коммерческие распылительные форсунки для ракетных двигателей, построенных любителями.

Британцы испытали ракетный двигатель на пластиковых отходах и собираются создать термоядерный космический двигатель

Сборка модели ракетного двигателя в домашних условиях.

| by Orion Harball

Ракетные двигатели в настоящее время являются наиболее эффективным методом взлета с поверхности планеты. Для компаний, занимающихся исследованием космоса, таких как SpaceX и Blue Origin, разработка наиболее эффективного двигателя является ключом к сохранению их статуса повторного использования. Но насколько сложно собрать одно из этих устройств?

В этой реплике я попытаюсь построить простую модель ракетного двигателя, которая используется различными частными космическими компаниями.

Так как же работают ракетные двигатели?

Ракетные двигатели — это устройства, используемые для управления серией взрывов и доставки полезной нагрузки из точки А в точку Б под действием силы тяжести Земли. Серия взрывов создает тягу, силу, которая отталкивает нашу ракету от Земли.

Из чего состоит ракетный двигатель?

Схема двигателя на жидком топливе, показывающая основной принцип смешивания топлива и окислителя.

Проще говоря, ракетные двигатели состоят из горючего и окислителя. Топливо и окислитель объединяются и воспламеняются, создавая большую тягу (серия взрывов). Тяга может быть сосредоточена в одной точке (просто небольшое отверстие для выхода горячих газов взрыва), позволяя управляемому взрыву просто направить ракету к месту назначения.

Какие типы ракетных двигателей существуют?

Существует три типа химических ракетных двигателей: жидкостные, твердотельные и гибридные.

• Жидкостные двигатели: топливо и окислитель хранятся в баках.
• Твердотопливные двигатели: Топливо и окислитель смешаны в твердое вещество.
• Гибридные двигатели: наполовину твердые, наполовину жидкостные.

Преимущества/Недостатки каждого типа:

Жидкостные двигатели:

Посмотрите, насколько сложна конструкция этого жидкостного двигателя F1!

• Обладает максимальной управляемостью по сравнению с любым другим типом двигателя.
• Самые экономичные двигатели благодаря своей управляемости.
• Самые дорогие из-за сложности.

Твердотопливные двигатели:

Твердотопливные двигатели состоят из трубки и сопла, что довольно просто.

• Может генерировать большую тягу за более короткие периоды времени.
• Очень простой дизайн, очень дешевый в изготовлении.
• Не очень легко контролировать, что делает их менее эффективными.

Гибридные двигатели:

То же, что твердотопливный двигатель, но топливо и окислитель разделены.

• Объедините простоту твердотельных двигателей (дешевле) и управляемость/безопасность жидкостных двигателей.
• Более эффективен, чем твердотопливные двигатели.
• Еще менее эффективен, чем двигатели на жидком топливе.

Итак, собираем модель гибридного двигателя!

• Нам нужно что-то более легкое в управлении и простое в сборке, поэтому гибридный двигатель кажется подходящим вариантом (я люблю жидкостные двигатели, но они слишком опасны для работы).
• Наш гибридный двигатель будет использовать твердое топливо и «жидкий» окислитель (я использую газ, потому что жидкий кислород дорог!).
• Наше топливо может быть почти любым! Пока он легко воспламеняется и может поместиться внутри трубопровода двигателя.

Двигатель тоже будет из латуни, которая не очень жаропрочная. Но единственная часть, которая больше всего страдает, это форсунка. Эту деталь можно легко заменить более жаростойкими металлами, такими как сталь, но давайте пока попробуем латунь.

Наш гибридный двигатель состоит из трех простых компонентов:

• Клапан для управления баком окислителя под давлением.

• Камера сгорания, хранящая топливо в удлиненной трубе.

• Сопло для концентрации и направления потока выхлопных газов.

Чтобы получить эти компоненты, мне пришлось придумать разные формы деталей. Клапан для кислорода был простым, он просто должен был соединить кислородный баллон с остальной частью двигателя. Камера сгорания должна хранить топливо, длинная трубка должна давать место для камеры сгорания внутри двигателя. Сопло должно конденсировать горячие газы в меньшем пространстве, направляя поток и увеличивая давление в двигателе.

Топливо и окислитель двигателя также приобретаются в магазине…

Окислитель: Сварочный кислородный баллон.

Купленные в хозяйственном магазине, эти резервуары недорогие и модульные. Они содержат 100% чистый кислород, идеально подходящий для сжигания этого топлива!

Топливо: Изделия из бумаги.

Картонная трубка, казалось, работала лучше всего, она могла быть удобного размера и давала достаточно материала для реакции внутри камеры сгорания. Были и другие варианты топлива, но я был слишком труслив, чтобы попробовать их!

Как мы запустим двигатель:

С помощью простого предохранителя или небольшого куска дерева это невероятно легко сделать. Мне нужно было только поджечь кончик предохранителя зажигалкой, прежде чем быстро отойти от самого двигателя и включить кислородный клапан.

Тест двигателя:

Пробная стрельба была не очень впечатляющей по тяге (Мы даже не смогли бы измерить ее, если бы захотели!) , но пламя выглядело великолепно!

Несколько вещей, которые я узнал…

1. Разжечь огонь легко, а переместить груз сложно.

Да, все горючее можно использовать в качестве ракетного топлива… Однако есть причина, по которой мы не используем бумагу ни в одной из наших современных ракет.

Топливо и окислитель составляют 80 процентов массы ракеты. Из-за того, сколько места занимает топливо, эффективность является ключом к получению оставшихся 20 процентов от земного притяжения. Таким образом, топливо должно быть чрезвычайно реактивным, создавая большие взрывы с меньшей массой. Многие виды топлива обладают этой способностью, но у них есть и свои недостатки.

2. Хорошее топливо имеет свою цену.

Хорошее топливо может быть коррозионным, легковоспламеняющимся, токсичным или даже всеми тремя одновременно. Даже простое элементарное топливо, такое как водород, может легко убить многих, поскольку оно очень активно взаимодействует с окружающей средой. Материал, который я использовал, не очень вступает в реакцию с окружающей средой, , он должен иметь такую ​​же плотность энергии (вероятно, меньшую), что и древесина на этой диаграмме , которая имеет менее половины плотности энергии обычного ракетного топлива и даже меньше энергии, чем древесина на этой диаграмме . чистый водород (Одно из лучших ракетных топлив, так как имеет более высокое соотношение веса и плотности энергии) .

Где сияет жидкое топливо:

Если ракета предназначена для перевозки большего количества груза на большие расстояния, жидкостные двигатели работают намного лучше, поскольку жидкое топливо может иметь гораздо более высокую плотность энергии, чем их твердые аналоги.

3. Даже некоторый контроль лучше, чем его отсутствие.

Наиболее распространенные ракетные двигатели, используемые энтузиастами-любителями ракет, работают на твердом топливе. Твердое топливо недорогое и простое в использовании, но его очень трудно контролировать. В более широком масштабе у твердотопливных двигателей больше шансов взаимодействовать с окружающей средой, поскольку топливо и окислитель находятся в одном месте, что может быть очень вредно для тех, кто работает с этими двигателями (Кому нужна смерть от ракетного топлива?) . Гибридный двигатель немного сложнее по шкале сложности среди ракетных двигателей, поскольку он использует управляемость жидкостного двигателя, но также и простоту твердотопливного ускорителя. Гибридные двигатели более безопасны, так как топливо и окислители хранятся отдельно, что упрощает сборку ракеты без риска для жизни.

Различные компании, занимающиеся космическим туризмом, продолжат использовать гибриды, поскольку они чрезвычайно надежны и безопасны для своей цены. Virgin Galactic — один из лучших примеров использования гибридного топлива, поскольку им нужно перевозить только небольшие грузы (туристов) на край космоса.

Проектирование, сборка и испытания жидкостных ракетных двигателей « Научные эксперименты :: WonderHowTo

• Автор Джастин Мейерс
• 8.12.10 15:04

Переместиться НАСА — SpaceX принимает управление.

Ну, не совсем так. Но сегодня компания , финансируемая из частных источников, превзошла все ожидания, когда их капсула Dragon совершила мягкую посадку в Тихом океане, совершив, несомненно, успешный демонстрационный полет, состоящий из почти двух полных полетов вокруг Земли. Это был первый в истории повторный вход коммерческого космического корабля, приблизивший коммерческий космический транспорт к реальности.

Космический корабль Dragon стартовал сегодня утром с мыса Канаверал с помощью Ракета Falcon 9 .

В заявлении SpaceX говорилось:

SpaceX запустила свой космический корабль Dragon на низкую околоземную орбиту на ракете Falcon 9 в 10:43 по восточному стандартному времени со стартового комплекса 40 на базе ВВС на мысе Канаверал.

Космический корабль Dragon облетел Землю со скоростью более 17 000 миль в час, снова вошел в атмосферу Земли и приземлился в Тихом океане вскоре после 14:00 по восточному стандартному времени.

Это первый случай, когда коммерческая компания успешно подняла космический корабль, возвращающийся с низкой околоземной орбиты. Это подвиг, совершенный только шестью странами или правительственными учреждениями: Соединенными Штатами, Россией, Китаем, Японией, Индией и 9 европейскими странами. 0009 Космическое агентство.

Это также первый полет в рамках программы COTS НАСА по развитию коммерческих услуг по снабжению Международной космической станции. После того, как космический шаттл уйдет на пенсию, SpaceX выполнит не менее 12 миссий по доставке грузов на Международную космическую станцию ​​​​и обратно в рамках контракта на коммерческие услуги по пополнению запасов для НАСА. Ракета Falcon 9 и космический корабль Dragon были рассчитаны на то, чтобы однажды доставить астронавтов; как миссии COTS, так и CRS дадут ценный опыт полетов для достижения этой цели.

Участники включают в себя:

• Elon Musk, генеральный директор SpaceX и CTO (через спутник из Mission Control в Хоторне, Калифорния)
• Gwynne Shotwel Менеджер грузовой программы

Если хотите, загрузите PDF-файл официального пресс-кита от SpaceX .

Вот если бы Илон Маск (сооснователь PayPal ) можете это сделать, вы тоже можете. Но вы можете начать немного меньше, с базовой ракетной техники . Может быть, небольшой жидкостный ракетный двигатель…

РАЗРАБОТКА, СОЗДАНИЕ И ИСПЫТАНИЯ МАЛЫХ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Это старое изобретение, но полезное для всех, кто интересуется ракетной техникой и космическими полетами. Это подробное практическое руководство от Leroy J. Krzycki компании ROCKETLAB уже давно не издается, и к нему можно получить доступ онлайн с нескольких веб-сайтов ( или по ссылкам ниже ):

• http://risacher.yi.org/
• http://gramlich.net/

ПРОЕКТИРОВАНИЕ, СОЗДАНИЕ и ИСПЫТАНИЯ МАЛЫХ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ «от 1967 года в формате PDF или tarball. Вот несколько ссылок, где их можно получить:

• PDF
• TAR 1
• TAR 2
• ZIP
  

  4

ПРЕДИСЛОВИЕ:

Ракетный двигатель представляет собой относительно простое устройство, в котором топливо сжигается, а образующиеся под высоким давлением газы расширяются через сопло особой формы для создания тяги. Газовые топливные баки под давлением и простые регуляторы расхода топлива делают работу небольшого ракетного двигателя на жидком топливе примерно такой же простой, как работа автомобильного двигателя. Почему же тогда так много любительских ракетных двигателей выходят из строя или вызывают травмы? Причина, как правило, и проста, заключается в том, что любитель не привык к устройствам высокого давления, работающим вблизи предельных температур материала. Вместо этого его обычная повседневная жизнь заполнена устройствами и приспособлениями, работающими при низком давлении и низком уровне тепловой энергии. При правильном проектировании, тщательном изготовлении и хорошем испытательном оборудовании, эксплуатируемом безопасным образом, любитель может построить небольшие ракетные двигатели на жидком топливе, которые будут безопасно работать в течение нескольких часов.

Целью данной публикации является предоставление серьезным строителям-любителям информации о конструкции, процедурах изготовления, требованиях к испытательному оборудованию и процедурах безопасной эксплуатации малых жидкостных ракетных двигателей.

Содержание

1. ВВЕДЕНИЕ

2. Выбор и свойства спеллета

3. Уравнения проектирования
1. Смотен
2. Сгорационная камера
1. Соп.0324 3. Толщина стенки камеры
4. Охлаждение двигателя
5. Теплопередача
6. Материалы
7. Переводы

4. Пример расчет дизайна
1. Конструкция

5. Изготовление

6. Испытательное оборудование
    1. Система подачи
    2. Компоненты системы подачи

7. Испытательный стенд

5

4

Safety

9. Очех и калибровка двигателя

10. .

13. Список поставщиков

14.