Жидкостный ракетный двигатель

Жидкостный ракетный двигатель – это двигатель, топливом для которого служат сжиженные газы и химические жидкости. В зависимости от количества компонентов ЖРД делятся на одно-, двух- и трехкомпонентные.

Краткая история развития

            Впервые использование сжиженного водорода и кислорода как топлива для ракет предложил К.Э. Циолковский в 1903 году. Первый прототип ЖРД создал американец Роберт Говард в 1926 году. Впоследствии подобные разработки проводились в СССР, США, Германии. Самых больших успехов добились немецкие ученые: Тиль, Вальтер, фон Браун. Во время Второй мировой войны они создали целую линейку ЖРД для военных целей. Есть мнение, что создай Рейх «Фау-2» раньше, они бы выиграли войну. Впоследствии холодная война и гонка вооружений стали катализатором для ускорения разработок ЖРД с целью применения их в космической программе. При помощи РД-108 были выведены на орбиту первые искусственные спутники Земли.

Сегодня ЖРД используется в космических программах и тяжелом ракетном вооружении.

Сфера применения

Как уже было сказано выше, ЖРД используется в основном как двигатель космических аппаратов и ракет-носителей. Основными преимуществами ЖРД есть:

• наивысший удельный импульс в классе;
• возможность выполнения полной остановки и повторного запуска в паре с  управляемостью по тяге дает повышенную маневренность;
• значительно меньший вес топливного отсека в сравнении со твердотопливными двигателями.

Среди недостатков ЖРД:

• более сложное устройство и дороговизна;
• повышенные требования к безопасной транспортировке;
• в состоянии невесомости необходимо задействовать дополнительные двигатели для осаждения топлива.

Однако основным недостатком ЖРД является предел энергетических возможностей топлива, что ограничивает космическое освоение с их помощью до расстояния Венеры и Марса.

Устройство и принцип действия

Принцип действия ЖРД один, но он достигается при помощи разных схем устройств. Горючее и окислитель при помощи насосов поступают из разных баков на форсуночную головку, нагнетаются в камеру сгорания и смешиваются. После возгорания под давлением внутренняя энергия топлива превращается в кинетическую и через сопло вытекает, создавая реактивную тягу.

Топливная система состоит из топливных баков, трубопроводов и насосов с турбиной для нагнетания топлива из бака в трубопровод и клапана-регулятора.

Насосная подача топлива создает высокое давление в камере и, как следствие, большее расширение рабочего тела, за счет которого достигается максимальное значение удельного импульса.

Форсуночная головка – блок форсунок для осуществления впрыска топливных компонентов в камеру сгорания. Основное требование к форсунке – качественное смешивание и скорость подачи топлива в камеру сгорания.

Система охлаждения

Хотя доля теплоотдачи конструкции в процессе сгорания незначительна, проблема охлаждения актуальна ввиду высокой температуры горения (>3000 К) и грозит термическим разрушением двигателя. Выделяют несколько типов охлаждения стенок камеры:

• Регенеративное охлаждение базируется на создании полости в стенках камеры, через которую проходит горючее без окислителя, охлаждая стенку камеры, а тепло вместе с охладителем (горючим) возвращается обратно в камеру.

• Пристенный слой – это созданный из паров горючего слой газа у стенок камеры. Достигается этот эффект путем установки по периферии головки форсунок подающих только горючее. Таким образом горючая смесь испытывает недостаток окислителя, и горение у стенки происходит не так интенсивно, как в центре камеры. Температура пристенного слоя изолирует высокие температуры в центре камеры от стенок камеры сгорания.

• Абляционный метод охлаждения жидкостного ракетного двигателя осуществляется нанесением на стенки камеры и сопел специального теплозащитного покрытия. Покрытие при высоких температурах переходит из твердого состояния в газообразное, поглощая большую долю тепла. Данный метод  охлаждения жидкостного ракетного двигателя использовался в лунной программе «Аполлон».

Запуск ЖРД очень ответственная операция в плане взрывоопасности при сбоях в ее осуществлении. Есть самовоспламеняющиеся компоненты, с которыми не возникает трудностей, однако при использовании для воспламенения внешнего инициатора необходима идеальная согласованность подачи его с компонентами топлива. Скопление несгоревшего топлива в камере имеет разрушительную взрывную силу и сулит тяжелые последствия.

Запуск больших жидкостных ракетных двигателей проходит в несколько ступеней с последующим выходом на максимальную мощность, в то время как малые двигатели запускаются с моментальным выходом на стопроцентную мощность. 

Система автоматического управления жидкостных ракетных двигателей характеризируется выполнением безопасного запуска двигателя и выхода на основной режим, контролем стабильной работы, регулировкой тяги согласно плану полета, регулировкой расходников, отключением при выходе на заданную траекторию. Вследствие не поддающихся расчетам моментов  ЖРД оснащается гарантийным запасом топлива, чтобы ракета могла выйти на заданную орбиту при отклонениях в программе.   

Компоненты топлива и их выбор в процессе проектирования являются решающими в схеме построения жидкостного ракетного двигателя. Исходя из этого, определяются условия хранения, транспортировки и технологии производства. Важнейшим показателем сочетания компонентов является удельный импульс, от которого зависит распределение процента массы топлива и груза. Размеры и масса ракеты рассчитываются при помощи формулы Циолковского. Кроме удельного импульса, плотность влияет на размер баков с компонентами горючего, температура кипения может ограничивать условия эксплуатации ракет,  химическая агрессивность свойственна всем окислителям и при несоблюдении правил эксплуатации баков может стать причиной возгорания  бака, токсичность некоторых соединений топлива может нанести серьезный вред атмосфере и окружающей среде. Поэтому фтор хотя и является лучшим окислителем, чем кислород, не используется ввиду своей токсичности.

Однокомпонентные жидкостные ракетные двигатели как топливо используют жидкость, которая, взаимодействуя с катализатором, распадается с выходом горячего газа. Основное преимущество однокомпонентных ЖРД в простоте их конструкции, и хотя удельный импульс таких двигателей небольшой, они идеально подходят как двигатели с малой тягой для ориентации и стабилизации космических аппаратов. Данные двигатели используют вытеснительную систему подачи горючего и ввиду небольшой температуры процесса не нуждаются в системе охлаждения. К однокомпонентным двигателям относятся также газореактивные двигатели, которые  используются в условиях недопустимости тепловых и химических выхлопов.

В начале 70-х годов США и СССР разрабатывали трехкомпонентные жидкостные ракетные двигатели, которые использовали бы в качестве горючего водород и углеводородное горючее. Таким образом двигатель работал бы на керосине и кислороде при запуске и переключался на жидкий водород и кислород на большой высоте. Примером трехкомпонентного ЖРД в России есть РД-701.

Управление ракетой впервые было применено в ракетах «Фау-2» при использовании графитных газодинамических рулей, однако это снижало тягу двигателя, и в современных ракетах используются поворотные камеры, прикрепленные к корпусу шарнирами, создающими маневренность в одной или двух плоскостях. Кроме поворотных камер, используются также двигатели управления, которые закреплены соплами в противоположном направлении и включаются при необходимости управления аппаратом в пространстве.

ЖРД закрытого цикла – это двигатель, один из компонентов которого газифицируется при сжигании при небольшой температуре с малой частью другого компонента, полученный газ выступает как рабочее тело турбины, а после подается в камеру сгорания, где сгорает с остатками топливных компонентов и создает реактивную тягу. Основным недостатком данной схемы есть сложность конструкции, но при этом удельный импульс увеличивается. 

Перспектива увеличения мощности жидкостных ракетных двигателей

В российской школе создателей ЖРД, руководителем которой долгое время был академик Глушко, стремятся к максимальному использованию энергии топлива и, как следствие, предельно возможному удельному импульсу. Так как максимальный удельный импульс можно получить лишь при повышении расширения продуктов сгорания в сопле, все разработки ведутся на поиски идеальной топливной смеси.    

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.

Жидкостный ракетный двигатель

Роберт Годдард и первая жидкостная ракета

Роберт Годдард и первая жидкостная ракета

16 марта 2016 г.

По
Майкл Нойфельд

Девяносто лет назад, 16 марта 1926 года, Роберт Х. Годдард (1882–1945) запустил первую в мире ракету на жидком топливе. Его шаткое приспособление с камерой сгорания и соплом наверху горело 20 секунд, прежде чем израсходовать достаточное количество жидкого кислорода и бензина, чтобы подняться со стартовой стойки. Ракета взлетела со снежного поля недалеко от Вустера, штат Массачусетс, достигнув высоты около 12,5 метров (41 фут) и пролетев 56 метров (184 фута). Он был разбит при ударе. Годдард, его жена Эстер и пара ассистентов из Университета Кларка, где он был профессором физики, были единственными свидетелями.

Эстер Годдард сделала этот снимок своего мужа с ракетой внутри стартовой рамы 8 марта 1926 года в Оберне, штат Массачусетс. После неудачной попытки в тот день он успешно запустил его 16 марта.

Копия жидкотопливной ракеты Годдарда выставлена ​​в космическом ангаре в Центре Стивена Ф. Удвара-Хейзи в Шантийи, штат Вирджиния. Изображение: Дейн Пенланд, Национальный музей авиации и космонавтики, NASM2016-00687

Жидкотопливная ракета Годдарда, май 1926 года. Эта ракета позаимствована у его ракеты, выпущенной в марте 1926 года, и этой весной будет выставлена ​​в нашем Зале полетов Boeing. Изображение: Дейн Пенланд, Национальный музей авиации и космонавтики, NASM2016-00615

Это событие даже не попало в местные газеты; действительно, сдержанный профессор держал это в секрете в течение десятилетия. Он рассказал лишь нескольким людям и через пару недель Чарльзу Г. Эбботу, директору Смитсоновской астрофизической обсерватории (и секретарю учреждения после 1928). Смитсоновский институт финансировал Годдарда с 1917 года в надежде, что его ракета сможет поднять инструменты над атмосферой — основной программой обсерватории было измерение солнечной изменчивости и излучения. В январе 1920 года Институт непреднамеренно сделал Годдарда всемирно известным, опубликовав его короткий, часто математический трактат « Метод достижения экстремальных высот» . В давно утерянном пресс-релизе Смитсоновского института упоминалось о его предложении поразить ночную сторону Луны ракетой с пороховым зарядом. История быстро распространилась по всему миру — ученый узаконил идею о возможности путешествия на Луну. Но газетный лоскут также произвел много сенсаций. Добровольцы написали Годдарду письмо с просьбой присоединиться к команде его предстоящего лунного путешествия. После этого он не отказывался говорить с прессой в общих чертах, но хранил скрытность в отношении своих технических экспериментов. Он боялся, что другие могут украсть его изобретения, так как был убежден, что он был первым человеком в мире, который придумал, как сделать космический полет возможным. Его паранойя только усилилась после того, как немецкие космические энтузиасты активизировались в 19 веке.20 с. В 1930 году Годдард получил большее финансирование, когда знаменитый летчик Чарльз Линдберг вмешался в дела фонда Гуггенхайма. Профессор Университета Кларка провел большую часть 1930-х годов в Розуэлле, штат Нью-Мексико, строя и запуская гораздо более крупные ракеты. Когда Смитсоновский институт, Линдберг и Гарри Гуггенхайм подтолкнули Годдарда к публикации еще одного отчета в 1936 году, он наконец раскрыл запуск 1926 года. Тем не менее, какими бы впечатляющими ни были некоторые из его работ в Розуэлле, он продолжал сопротивляться уговорам своих спонсоров обратиться за помощью, когда его обещания достичь верхних слоев атмосферы так и не были реализованы. На самом деле работа Годдарда по жидкостным ракетам оказалась близкой к тупиковой, потому что он не хотел делиться ею с кем-либо. Прорыв в крупномасштабную ракетную технику совершили немцы с Фау-2. Годдард лежал на смертном одре, убежденный, что нацисты украли у него их технологии. Его реальная важность оказалась вовсе не в изобретении жидкостной ракетной техники, хотя никто не может отнять у него первое. Однако он вдохновил других поверить в то, что космические путешествия возможны, если будет развита ракетная техника. Вышедший на пенсию куратор Национального музея авиации и космонавтики Фрэнк Винтер продемонстрировал глобальное влияние Метод достижения экстремальных высот. Практически сразу в научной фантастике, фильмах и документальной литературе ракета стала фундаментальной технологией космических полетов. До 1920 года это была лишь одна из многих идей и фантазий. Традиционная пороховая ракета не производила впечатления, а законы физики широко понимались неправильно. После публикации Годдарда и других пионеров в Советской России и немецкоязычном мире мнение начало меняться.