Жидкостный ракетный или жидкостные ракетный использует ракетный двигатель , который использует жидкие пропеллент . Жидкости желательны, потому что они имеют достаточно высокую плотность и высокий удельный импульс ( I уд. ). Это позволяет иметь относительно небольшой объем топливных баков. Также возможно использование легких центробежных турбонасосов для перекачки ракетного топлива из баков в камеру сгорания, что означает, что топливо может находиться под низким давлением. Это позволяет использовать топливные баки с малой массой, которые не должны противостоять высокому давлению, необходимому для хранения значительного количества газов, что приводит к низкому удельному весу.для ракеты. [ необходима цитата ]
Инертный газ, хранящийся в резервуаре под высоким давлением, иногда используется вместо насосов в более простых небольших двигателях, чтобы нагнетать топливо в камеру сгорания. Эти двигатели могут иметь более высокую относительную массу, но обычно они более надежны и поэтому широко используются в спутниках для поддержания орбиты. [1]
Жидкостные ракеты могут быть монотопливными ракетами, использующими один тип топлива, или двухкомпонентными ракетами, использующими два типа топлива. Трехкомпонентные ракеты, использующие три типа топлива, встречаются редко. Некоторые конструкции имеют дроссельную заслонку для работы с переменной тягой, а некоторые могут быть перезапущены после предыдущего останова в космосе. Жидкое топливо также используется в гибридных ракетах с некоторыми преимуществами твердотопливной ракеты .
Идея жидкостной ракеты , как она понимается в современном контексте впервые появляется в книге по исследованию космического пространства с помощью Reaction устройств , [2] российской школе учитель Константин Циолковский . Этот основополагающий трактат по космонавтике был опубликован в мае 1903 года, но распространялся за пределами России лишь несколько лет спустя, и русские ученые не уделяли ему особого внимания. [3]
Педро Полет написал письмо в газету в Лиме в 1927 году, в котором утверждал, что он экспериментировал с жидкостным ракетным двигателем, когда он был студентом в Париже три десятилетия назад. [4] Историки ранних экспериментов в области ракетной техники, в том числе Макс Валье , Вилли Лей и Джон Д. Кларк , по-разному доверяют отчету Пола. Полет описал лабораторные испытания, но не утверждал, что запускал жидкостную ракету.
Первый полет жидкостной ракеты состоялся 16 марта 1926 года в Оберне, штат Массачусетс , когда американский профессор доктор Роберт Х. Годдард запустил транспортное средство, используя жидкий кислород и бензин в качестве топлива. [5] Ракета, получившая название «Нелл», поднялась всего на 41 фут во время 2,5-секундного полета, который закончился в поле с капустой, но это была важная демонстрация того, что ракеты с жидкостным двигателем возможны. Годдард предложил жидкое ракетное топливо примерно пятнадцатью годами ранее и начал серьезно экспериментировать с ним в 1921 году. Немецко-румынский Герман Оберт опубликовал в 1922 году книгу, в которой предлагалось использовать жидкое топливо.
В Германии инженеры и ученые увлеклись жидкостными двигателями, построив и испытав их в начале 1930-х годов на поле под Берлином. [6] В эту любительскую ракетную группу, VfR , входил Вернер фон Браун , который стал руководителем армейской исследовательской станции, разработавшей для нацистов ракетное оружие Фау-2 .
К концу 1930-х годов начались серьезные эксперименты с использованием ракетного двигателя для пилотируемого полета, так как немецкий Heinkel He 176 совершил первый пилотируемый полет с ракетным двигателем с использованием жидкостного ракетного двигателя, разработанного немецким авиационным инженером Хельмутом Вальтером 20 июня 1939 года. . [7] Единственный серийный боевой самолет с ракетным двигателем, когда-либо участвовавший в вооруженных силах, Me 163 Komet в 1944-45 годах также использовал разработанный Walter жидкостный ракетный двигатель Walter HWK 109-509 , производивший до 1700 кгс. (16,7 кН) тяги на полной мощности.
После Второй мировой войны американское правительство и военные наконец всерьез рассмотрели жидкостные ракеты как оружие и начали финансировать работы по ним. Советский Союз поступил так же, и таким образом началась космическая гонка .
В 2010-х годах двигатели, напечатанные на 3D-принтере, начали использовать для космических полетов. Примеры таких двигателей включают SuperDraco используется в пусковой эвакуации системы из SpaceX Dragon 2 , а также двигателей , используемых для первого или второго этапов ракет - носителей из Astra , [8] Orbex , [9] [10] относительности Пространство , [11] Skyrora , [12] или Лаунчер. [13] [14] [15]
Жидкостные ракеты были построены как монотопливные ракеты, использующие один тип топлива, двухкомпонентные ракеты, использующие два типа топлива, или более экзотические трехкомпонентные ракеты, использующие три типа топлива. В двухкомпонентных жидкостных ракетах обычно используется жидкое топливо , такое как жидкий водород, или углеводородное топливо, такое как RP-1 , и жидкий окислитель , например жидкий кислород . Двигатель может быть криогенным ракетным двигателем , в котором топливо и окислитель, например водород и кислород, представляют собой газы, сжиженные при очень низких температурах.
Ракеты на жидком топливе можно дросселировать (изменять тягу) в реальном времени и контролировать соотношение смеси (соотношение, при котором окислитель и топливо смешиваются); они также могут быть остановлены и снова запущены с помощью подходящей системы зажигания или самовоспламеняющегося топлива.
Гибридные ракеты применяют жидкий или газообразный окислитель к твердому топливу. [1] : 354–356
Все жидкостные ракетные двигатели имеют резервуары и трубы для хранения и передачи топлива, систему инжектора, камеру сгорания, которая обычно имеет цилиндрическую форму, и одно (иногда два или более) ракетных сопла . Жидкостные системы обеспечивают более высокий удельный импульс, чем твердотельные двигатели и гибридные ракетные двигатели, и могут обеспечить очень высокую эффективность резервуара.
В отличие от газов, типичное жидкое топливо имеет плотность, аналогичную плотности воды, приблизительно 0,7–1,4 г / см3 (за исключением жидкого водорода, который имеет гораздо более низкую плотность), при этом для предотвращения испарения требуется лишь относительно небольшое давление . Такое сочетание плотности и низкого давления позволяет производить очень легкую цистерну; примерно 1% содержимого для плотного топлива и около 10% для жидкого водорода (из-за его низкой плотности и массы необходимой изоляции).
Для впрыска в камеру сгорания давление топлива в форсунках должно быть больше, чем давление в камере; это может быть достигнуто с помощью насоса. В подходящих насосах обычно используются центробежные турбонасосы из-за их высокой мощности и легкого веса, хотя в прошлом применялись поршневые насосы . Турбонасосы обычно очень легкие и могут обеспечить отличную производительность; с земным весом значительно меньше 1% тяги. Действительно, общее соотношение тяги ракетного двигателя к массе, включая турбонасос, достигло 155: 1 с ракетным двигателем SpaceX Merlin 1D и до 180: 1 с вакуумной версией [16].
В качестве альтернативы вместо насосов можно использовать тяжелый резервуар с инертным газом высокого давления, например гелий, и отказаться от насоса; но дельта-v, которую может достичь ступень, часто намного ниже из-за дополнительной массы резервуара, что снижает производительность; но для работы на большой высоте или в условиях вакуума масса цистерны может быть приемлемой.
Таким образом, основными компонентами ракетного двигателя являются камера сгорания ( камера тяги), пиротехнический воспламенитель , система подачи топлива , клапаны, регуляторы, топливные баки и сопло ракетного двигателя . Что касается подачи топлива в камеру сгорания, жидкостные двигатели работают либо под давлением, либо с насосом , а двигатели с насосным питанием работают либо в цикле газогенератора , либо в цикле ступенчатого сгорания , либо в цикле детандера .
Жидкостный ракетный двигатель можно испытать перед использованием, тогда как для твердотопливного ракетного двигателя во время производства необходимо применять строгий контроль качества, чтобы гарантировать высокую надежность. [17] Жидкостный ракетный двигатель также обычно может быть повторно использован для нескольких полетов, как в ракетах серии Space Shuttle и Falcon 9 , хотя повторное использование твердотопливных ракетных двигателей также было эффективно продемонстрировано во время программы шаттлов.
Использование жидкого топлива может быть связано с рядом проблем:
Тысячи комбинаций топлива и окислителей были опробованы на протяжении многих лет. Вот некоторые из наиболее распространенных и практичных:
Одна из наиболее эффективных смесей, кислород и водород , страдает от чрезвычайно низких температур, необходимых для хранения жидкого водорода (около 20 K или -253,2 ° C или -423,7 ° F) и очень низкой плотности топлива (70 кг / м 3 или 4,4 ° C). фунт / куб фут по сравнению с RP-1 при 820 кг / м 3 или 51 фунт / куб фут), что требует больших резервуаров, которые также должны быть легкими и изолирующими. Легкая пенная изоляция на внешнем баке космического челнока привела к разрушению космического челнока « Колумбия » , поскольку часть оторвалась, повредила его крыло и заставила его разрушиться при входе в атмосферу .
Жидкий метан / СПГ имеет несколько преимуществ перед LH 2 . Его характеристики (макс. Удельный импульс ) ниже, чем у LH 2, но выше, чем у RP1 (керосина) и твердого топлива, а его более высокая плотность, как и у других углеводородных топлив, обеспечивает более высокое отношение тяги к объему, чем у LH 2 , хотя его плотность не такая высокая, как у RP1. [19] Это делает его особенно привлекательным для многоразовых пусковых систем, поскольку более высокая плотность позволяет использовать меньшие двигатели, топливные баки и связанные с ними системы. [18] СПГ также горит с меньшим количеством сажи или без нее (меньше или без коксования), чем RP1, что облегчает повторное использование по сравнению с ним, а LNG и RP1 горят холоднее, чем LH.2, поэтому СПГ и RP1 не так сильно деформируют внутренние конструкции двигателя. Это означает, что двигатели, работающие на СПГ, можно повторно использовать чаще, чем двигатели, работающие на RP1 или LH 2 . В отличие от двигателей, работающих на LH 2 , двигатели RP1 и LNG могут быть сконструированы с общим валом с одной турбиной и двумя турбонасосами, по одному для LOX и LNG / RP1. [19] В космосе СПГ не нуждается в нагревателях, чтобы поддерживать его в жидком состоянии, в отличие от RP1. [20] СПГ дешевле и доступен в больших количествах. Его можно хранить более продолжительное время, и он менее взрывоопасен, чем LH 2 . [18]
Многие некриогенные двухкомпонентные топлива являются гиперголичными (самовоспламеняющимися).
Для хранимых межконтинентальных баллистических ракет и большинства космических аппаратов, включая аппараты с экипажем, планетарные зонды и спутники, хранение криогенного топлива в течение продолжительных периодов времени невозможно. Из-за этого для таких применений обычно используются смеси гидразина или его производных в сочетании с оксидами азота, но они токсичны и канцерогены . Следовательно, для улучшения управляемости некоторые транспортные средства экипажа, такие как Dream Chaser и Space Ship Two, планируют использовать гибридные ракеты с нетоксичными комбинациями топлива и окислителя.
Реализация инжектора в жидкостных ракетах определяет процент теоретической производительности сопла, который может быть достигнут. Плохая работа инжектора приводит к тому, что несгоревшее топливо покидает двигатель, что снижает эффективность.
Кроме того, форсунки также обычно играют ключевую роль в снижении тепловых нагрузок на сопло; за счет увеличения доли топлива по краю камеры это приводит к гораздо более низким температурам на стенках сопла.
Форсунки могут быть такими простыми, как ряд отверстий малого диаметра, расположенных по тщательно продуманным схемам, через которые проходят топливо и окислитель. Скорость потока определяется квадратным корнем из перепада давления на форсунках, формой отверстия и другими деталями, такими как плотность топлива.
Первые форсунки, использованные на V-2, создавали параллельные струи топлива и окислителя, которые затем сгорали в камере. Это давало довольно низкую эффективность.
Форсунки сегодня классически состоят из ряда небольших отверстий, через которые направляются струи топлива и окислителя, так что они сталкиваются в точке пространства, находящейся на небольшом расстоянии от пластины форсунки. Это помогает разбить поток на мелкие капельки, которые легче сгорают.
Основные типы форсунок:
Форсунка с игольчатой головкой позволяет хорошо контролировать смесь топлива и окислителя в широком диапазоне расходов. Инжектор иглы использовался в двигателях лунного модуля Apollo ( Descent Propulsion System ) и двигателе Kestrel , в настоящее время он используется в двигателе Merlin на ракетах Falcon 9 и Falcon Heavy .
В двигателе RS-25, разработанном для космического корабля "Шаттл", используется система рифленых столбов, в которых используется нагретый водород из форкамеры для испарения жидкого кислорода, протекающего через центр столбов [22], что улучшает скорость и стабильность процесса сгорания. ; предыдущие двигатели, такие как F-1, используемые для программы Apollo, имели значительные проблемы с колебаниями, которые приводили к разрушению двигателей, но это не было проблемой для RS-25 из-за этой детали конструкции.
Валентин Глушко изобрел центростремительный инжектор в начале 1930-х годов, и он почти повсеместно использовался в российских двигателях. К жидкости прикладывается вращательное движение (и иногда два пороха смешиваются), затем она выбрасывается через небольшое отверстие, где образует конусообразный лист, который быстро распыляется. В первом жидкостном двигателе Годдарда использовался одиночный инжектор. Немецкие ученые во время Второй мировой войны экспериментировали с ударными форсунками на плоских пластинах, которые успешно использовались в ракете Вассерфаль.
Чтобы избежать нестабильности, такой как пыхтение, которое представляет собой колебание с относительно низкой скоростью, двигатель должен быть спроектирован с таким перепадом давления на форсунках, чтобы поток практически не зависел от давления в камере. Это падение давления обычно достигается за счет использования не менее 20% давления в камере через форсунки.
Тем не менее, особенно в более крупных двигателях, высокоскоростные колебания сгорания легко запускаются, и они не совсем понятны. Эти высокоскоростные колебания имеют тенденцию нарушать пограничный слой на стороне газа двигателя, и это может привести к быстрому отказу системы охлаждения, разрушив двигатель. Такие колебания гораздо чаще встречаются в больших двигателях и мешали разработке Saturn V , но в конце концов были преодолены.
В некоторых камерах сгорания, например, в двигателе RS-25 , используются резонаторы Гельмгольца в качестве демпфирующих механизмов, предотвращающих рост определенных резонансных частот.
Чтобы предотвратить эти проблемы, в конструкции инжектора RS-25 было приложено много усилий для испарения топлива перед его впрыском в камеру сгорания. Хотя многие другие функции использовались для предотвращения возникновения нестабильности, более поздние исследования показали, что эти другие функции были ненужными, и газофазное сжигание работало надежно.
Проверка на устойчивость часто включает использование небольших взрывчатых веществ. Они взрываются внутри камеры во время работы и вызывают импульсное возбуждение. Изучая след давления в камере, чтобы определить, насколько быстро исчезают эффекты возмущения, можно оценить стабильность и при необходимости изменить конструкцию камеры.
Для жидкостных ракет обычно используются четыре различных способа подачи топлива в камеру. [23]
Топливо и окислитель должны закачиваться в камеру сгорания против давления сжигаемых горячих газов, а мощность двигателя ограничивается скоростью, с которой топливо может закачиваться в камеру сгорания. Для использования в атмосфере или в пусковой установке, высокое давление и, следовательно, высокая мощность желательны, чтобы минимизировать сопротивление силы тяжести . Для орбитального использования обычно подходят более низкие циклы мощности.
Выбор цикла двигателя - один из первых шагов к проектированию ракетного двигателя. Из этого выбора возникает ряд компромиссов, некоторые из которых включают:
Тип цикла | ||||
---|---|---|---|---|
Генератор газа | Цикл экспандера | Поэтапное сжигание | Под давлением | |
Преимущества | Простой; малая сухая масса; позволяет использовать турбонасосы большой мощности для большой тяги | Высокий удельный импульс; довольно низкая сложность | Высокий удельный импульс; высокое давление в камере сгорания, обеспечивающее высокую тягу | Простой; нет турбонасосов; малая сухая масса; высокий удельный импульс |
Недостатки | Более низкий удельный импульс | Необходимо использовать криогенное топливо; передача тепла топливу ограничивает доступную мощность турбине и, следовательно, тягу двигателя | Сильно увеличенная сложность и, следовательно, масса (особенно для полнопоточного) | Давление в баке ограничивает давление и тягу в камере сгорания; тяжелые танки и связанное с ними оборудование для наддува |
Форсунки обычно расположены так, что на стенке камеры сгорания создается богатый топливом слой. Это снижает температуру там и ниже по потоку до горловины и даже в сопле и позволяет работать камере сгорания при более высоком давлении, что позволяет использовать сопло с более высокой степенью расширения, что дает более высокий I SP и лучшую производительность системы. [24] Жидкостный ракетный двигатель часто использует регенеративное охлаждение , при котором для охлаждения камеры и сопла используется топливо или, реже, окислитель.
Воспламенение может осуществляться разными способами, но, возможно, в большей степени с жидким топливом, чем с другими ракетами, требуется постоянный и значительный источник воспламенения; задержка воспламенения (в некоторых случаях всего несколько десятков миллисекунд) может вызвать избыточное давление в камере из-за избытка топлива. Жесткий старт даже может привести двигатель к взрыву.
Как правило, системы зажигания пытаются направить пламя на поверхность инжектора с массовым расходом примерно 1% от полного массового расхода камеры.
Иногда используются предохранительные блокировки, чтобы гарантировать наличие источника возгорания до открытия основных клапанов; однако надежность блокировок в некоторых случаях может быть ниже, чем у системы зажигания. Таким образом, это зависит от того, должна ли система обеспечить отказоустойчивость или более важен общий успех миссии. Блокировки редко используются для верхних, беспилотных ступеней, где отказ блокировки может привести к потере полета, но они присутствуют на двигателе RS-25, чтобы выключить двигатели перед стартом космического челнока. Кроме того, обнаружение успешного воспламенения воспламенителя на удивление сложно, в некоторых системах используются тонкие провода, которые перерезаются пламенем, датчики давления также нашли применение.
Способы воспламенения включают пиротехнические , электрические (искра или горячая проволока) и химические. Преимущество топлива Hypergolic заключается в том, что они самовоспламеняются, надежно и с меньшей вероятностью жесткого запуска. В 1940-х годах русские начали запускать двигатели с гиперголами, чтобы затем переключиться на первичное топливо после зажигания. Это также использовалось на американском ракетном двигателе F-1 по программе Apollo .
Воспламенение пирофорным агентом - триэтилалюминий воспламеняется при контакте с воздухом и воспламеняется и / или разлагается при контакте с водой и любым другим окислителем - это одно из немногих веществ, обладающих достаточной пирофорностью, чтобы воспламениться при контакте с криогенным жидким кислородом . Энтальпия сгорания , Δ с H °, является -5,105.70 ± 2,90 кДж / моль (-1,220.29 ± 0,69 ккал / моль). Его легкое зажигание делает его особенно востребованным в качестве воспламенителя ракетного двигателя . Может быть использован в сочетании с триэтилбораном для создания триэтилалюминий-триэтилбораном, более известный как TEA-ТЭБ.
Популярная механика 1931 года.