موتور موشک کم رانش موتور موشک مایع

موتور موشک مایع (LPRE)- یک موتور موشک شیمیایی که از مایعات، از جمله گازهای مایع، به عنوان سوخت موشک استفاده می کند. تعداد اجزای مورد استفاده موتورهای پیشران مایع یک، دو و سه جزئی را متمایز می کند.

یوتیوب دایره المعارفی

1 / 5

✪ یک موتور موشک چگونه کار می کند؟ [LPRE]

✪ موتور موشک مایع RD-191

✪ موتورهای موشک

✪ 🌑 پارادوکس موتور موشک یا پارادوکس های موشکی آزمایش جالب ایگور بلتسکی

✪ RDM-60-5 شماره 36 (NN-Fructose-Sorbitol-S-Fe2O3 61.4%-25%-8%-5%-0.6%)

زیرنویس

داستان

امکان استفاده از مایعات، از جمله هیدروژن مایع و اکسیژن، به عنوان سوخت برای موشک توسط K. E. Tsiolkovsky در مقاله "اکتشاف فضاهای جهان با استفاده از ابزار جت" منتشر شده در سال 1903 اشاره شد. اولین موتور آزمایشی راکت پیشران مایع توسط مخترع آمریکایی رابرت گدارد در سال 1926 ساخته شد. تحولات مشابهی در سالهای 1931-1933 در اتحاد جماهیر شوروی توسط گروهی از علاقه مندان به رهبری F. A. Zander انجام شد. این کار در RNII که در سال 1933 سازماندهی شد ادامه یافت و در سال 1939 آزمایشات پروازی موشک کروز 212 با موتور ORM-65 انجام شد.

بزرگترین موفقیت ها در توسعه موتورهای سوخت مایع در نیمه اول قرن بیستم توسط طراحان آلمانی والتر تیل، هلموت والتر، ورنر فون براون و دیگران به دست آمد. آنها در طول جنگ جهانی دوم طیف کاملی از موتورهای سوخت مایع را ایجاد کردند. برای موشک های نظامی: بالستیک V-2، ضد هوایی Wasserfall، "Schmetterling"، "Reintochter R3". در رایش سوم، تا سال 1944، یک شاخه صنعتی جدید در واقع ایجاد شد - علم موشک، تحت رهبری عمومی. وی. دورنبرگردر حالی که در کشورهای دیگر توسعه موتورهای موشک پیشران مایع در مرحله آزمایشی بود.

در پایان جنگ، تحولات طراحان آلمانی باعث تحریک تحقیقات در زمینه علم موشک در اتحاد جماهیر شوروی و ایالات متحده شد، جایی که بسیاری از دانشمندان و مهندسان آلمانی از جمله W. von Braun مهاجرت کردند. شروع مسابقه تسلیحاتی و رقابت بین اتحاد جماهیر شوروی و ایالات متحده آمریکا برای رهبری در اکتشافات فضایی، محرک های قدرتمندی برای توسعه موتورهای موشکی سوخت مایع بود.

در سال 1957، در اتحاد جماهیر شوروی، تحت رهبری S. P. Korolev، R-7 ICBM، مجهز به موتورهای سوخت مایع RD-107 و RD-108، در آن زمان قدرتمندترین و پیشرفته ترین در جهان، ساخته شد که تحت عنوان رهبری V. P. Glushko. این موشک به عنوان حامل اولین ماهواره های زمین مصنوعی جهان، اولین فضاپیمای سرنشین دار و کاوشگرهای بین سیاره ای مورد استفاده قرار گرفت.

در سال 1969 اولین فضاپیمای سری آپولو در ایالات متحده به فضا پرتاب شد که توسط پرتابگر Saturn 5 به سمت ماه پرتاب شد که اولین مرحله آن به 5 موتور F-1 مجهز شد. F-1 در حال حاضر قدرتمندترین موتور پیشران مایع تک محفظه است و از نظر نیروی رانش کمتر از موتور چهار محفظه RD-170 است که توسط دفتر طراحی Energomash در اتحاد جماهیر شوروی در سال 1976 ساخته شد.

در حال حاضر موتورهای سوخت مایع به طور گسترده در برنامه های فضایی استفاده می شوند. به عنوان یک قاعده، اینها موتورهای موشک مایع دو جزئی با اجزای برودتی هستند. در تجهیزات نظامی، موتورهای موشک مایع نسبتاً به ندرت، عمدتاً بر روی موشک‌های سنگین استفاده می‌شوند. اغلب اینها موتورهای موشک دو جزئی با سوخت مایع هستند که از اجزای جوش بالا استفاده می کنند.

دامنه استفاده، مزایا و معایب

طراحی و اصل کارکرد موتور موشک دو جزئی پیشران مایع

طیف گسترده ای از طرح های طراحی موتور موشک پیشران مایع با همان اصل اصلی عملکرد آنها وجود دارد. اجازه دهید طراحی و اصل عملکرد یک موتور موشک سوخت مایع را با استفاده از مثال موتور دو جزئی با منبع سوخت پمپ به عنوان رایج ترین مورد در نظر بگیریم که طراحی آن کلاسیک شده است. انواع دیگر موتورهای موشک پیشران مایع (به استثنای موتور سه جزئی) نسخه های ساده شده مورد بررسی هستند و هنگام توصیف آنها، نشان دادن ساده سازی ها کافی است.

در شکل 1 به صورت شماتیک دستگاه موتور موشک پیشران مایع را نشان می دهد.

سیستم سوخت

سیستم سوخت موتور موشک پیشران مایع شامل تمام عناصر مورد استفاده برای تامین سوخت به محفظه احتراق - مخازن سوخت، خطوط لوله، یک واحد توربوپمپ (TNA) - یک واحد متشکل از پمپ ها و یک توربین نصب شده بر روی یک شفت، یک انژکتور است. سر و دریچه هایی که جریان سوخت را تنظیم می کنند.

تغذیه پمپسوخت به شما امکان می دهد فشار زیادی را در محفظه موتور ایجاد کنید، از ده ها اتمسفر تا 250 اتمسفر (LPRE 11D520 RN "Zenit"). فشار بالا درجه بیشتری از انبساط سیال عامل را فراهم می کند، که پیش نیازی برای دستیابی به یک ضربه خاص بالا است. علاوه بر این، در فشار بالا در محفظه احتراق، مقدار بهتری از نسبت رانش به وزن موتور به دست می آید - نسبت رانش به وزن موتور. هر چه مقدار این نشانگر بیشتر باشد، اندازه و وزن موتور (با همان میزان رانش) کوچکتر و درجه کمال آن بیشتر می شود. مزایای سیستم پمپ به ویژه در موتورهای موشک مایع با رانش بالا قابل توجه است - به عنوان مثال، در سیستم های محرکه وسایل نقلیه پرتاب.

در شکل 1، گازهای خروجی از توربین TNA از طریق سر نازل به همراه اجزای سوخت وارد محفظه احتراق می شوند (11). چنین موتوری موتور سیکل بسته نامیده می شود (که در غیر این صورت به عنوان موتور سیکل بسته شناخته می شود) که در آن کل جریان سوخت، از جمله سوخت مورد استفاده در درایو TPU، از محفظه احتراق موتور موشک پیشران مایع عبور می کند. فشار در خروجی توربین در چنین موتوری بدیهی است که باید بیشتر از محفظه احتراق موتور موشک پیشران مایع باشد و در ورودی به ژنراتور گاز (6) که توربین را تغذیه می کند، باید حتی بیشتر باشد. برای برآورده کردن این الزامات، از همان اجزای سوخت (در فشار بالا) که خود موتور موشک پیشران مایع روی آن کار می‌کند، برای به حرکت درآوردن توربین (با نسبت متفاوتی از اجزا، معمولاً با سوخت اضافی، برای کاهش بار حرارتی روی توربین استفاده می‌شود. توربین).

جایگزینی برای سیکل بسته، سیکل باز است که در آن اگزوز توربین مستقیماً از طریق یک لوله اگزوز وارد محیط می شود. اجرای یک چرخه باز از نظر فنی ساده تر است، زیرا عملکرد توربین با عملکرد محفظه موتور سوخت مایع مرتبط نیست، و در این مورد، TPU به طور کلی می تواند سیستم سوخت مستقل خود را داشته باشد، که این روند را ساده می کند. راه اندازی کل سیستم محرکه اما سیستم‌های چرخه بسته دارای مقادیر ضربه‌ای خاص کمی بهتر هستند و این امر طراحان را مجبور می‌کند بر مشکلات فنی پیاده‌سازی خود غلبه کنند، به‌ویژه برای موتورهای وسایل نقلیه پرتاب بزرگ، که به ویژه نیازمندی‌های بالایی برای این شاخص دارند.

در نمودار در شکل. 1 پمپ یک پمپ هر دو جزء را پمپ می کند که در مواردی که قطعات دارای چگالی قابل مقایسه باشند قابل قبول است. برای اکثر مایعاتی که به عنوان اجزای پیشران استفاده می شوند، چگالی در محدوده 0.5 ± 1 گرم بر سانتی متر مکعب است که امکان استفاده از یک درایو توربو را برای هر دو پمپ فراهم می کند. استثنا هیدروژن مایع است که در دمای 20 کلوین دارای چگالی 0.071 گرم بر سانتی متر مکعب است. چنین مایع سبکی به پمپی با مشخصات کاملاً متفاوت از جمله سرعت چرخش بسیار بالاتر نیاز دارد. بنابراین در صورت استفاده از هیدروژن به عنوان سوخت، برای هر جزء یک پمپ سوخت مستقل در نظر گرفته شده است.

سیستم جابجاییبا نیروی رانش کم موتور (و در نتیجه مصرف سوخت کم)، واحد توربوپمپ بسیار "سنگین" می شود و ویژگی های وزنی سیستم پیشرانه را بدتر می کند. جایگزینی برای سیستم سوخت پمپ یک سیستم سوخت جابجایی است که در آن تامین سوخت به محفظه احتراق توسط فشار افزایشی در مخازن سوخت تضمین می شود که توسط گاز فشرده، اغلب نیتروژن، غیر قابل اشتعال و غیر قابل اشتعال ایجاد می شود. -سمی، غیر اکسید کننده و نسبتاً ارزان برای تولید. هلیوم برای تحت فشار قرار دادن مخازن با هیدروژن مایع استفاده می شود، زیرا گازهای دیگر در دمای هیدروژن مایع متراکم می شوند و به مایع تبدیل می شوند.

هنگام در نظر گرفتن عملکرد یک موتور با سیستم تامین سوخت جابه‌جایی از نمودار شکل 1. 1، TNA مستثنی است، و اجزای سوخت از مخازن مستقیماً به دریچه‌های اصلی موتور موشک عرضه می‌شوند (9، 10). فشار در مخازن سوخت در هنگام جابجایی مثبت باید بیشتر از محفظه احتراق باشد و مخازن باید قوی تر (و سنگین تر) از سیستم سوخت پمپ باشند. در عمل، فشار در محفظه احتراق یک موتور با منبع سوخت جابجایی به 10-15 در محدود است. به طور معمول، چنین موتورهایی دارای رانش نسبتاً کم (در عرض 10 تن) هستند. از مزایای سیستم جابجایی می توان به سادگی طراحی و سرعت پاسخ موتور به فرمان استارت به ویژه در مورد استفاده از اجزای سوخت خود اشتعال اشاره کرد. چنین موتورهایی برای انجام مانور فضاپیماها در فضای بیرونی استفاده می شود. سیستم جابجایی در هر سه سیستم پیشرانه فضاپیمای قمری آپولو - سرویس ( رانش 9760 kgf )، فرود ( رانش 4760 kgf ) و برخاست ( رانش 1950 kgf ) مورد استفاده قرار گرفت.

سر نازل- واحدی که در آن نازل ها نصب شده اند و برای تزریق اجزای سوخت به محفظه احتراق طراحی شده اند. (شما اغلب می توانید نام نادرست این واحد "مخلوط سر" را پیدا کنید. این یک ترجمه نادرست است، یک کپی از مقالات انگلیسی زبان است. اصل خطا این است که اختلاط اجزای سوخت در یک سوم اول احتراق رخ می دهد. محفظه، و نه در سر انژکتور.) نیاز اصلی برای انژکتورها - مخلوط کردن اجزاء به سرعت و به طور کامل هنگام ورود به محفظه است، زیرا سرعت اشتعال و احتراق آنها به این بستگی دارد.
به عنوان مثال از طریق سر نازل موتور F-1 در هر ثانیه 1.8 تن اکسیژن مایع و 0.9 تن نفت سفید وارد محفظه احتراق می شود. و زمان ماند هر قسمت از این سوخت و محصولات احتراق آن در محفظه بر حسب میلی ثانیه محاسبه می شود. در این مدت، سوخت باید تا حد امکان کاملاً بسوزد، زیرا سوخت نسوخته به معنای از دست دادن نیروی رانش و ضربه خاص است. راه حل این مشکل با تعدادی از اقدامات به دست می آید:

• حداکثر افزایش در تعداد نازل ها در سر، با حداقل سازی متناسب نرخ جریان از طریق یک نازل. (سر انژکتور موتور F-1 دارای 2600 انژکتور اکسیژن و 3700 انژکتور نفت سفید است.)
• هندسه خاص نازل ها در سر و ترتیب متناوب نازل های سوخت و اکسید کننده.
• شکل خاص کانال نازل که به دلیل آن هنگام حرکت مایع در کانال، چرخش ایجاد می شود و هنگامی که وارد محفظه می شود توسط نیروی گریز از مرکز به طرفین پراکنده می شود.

سیستم خنک کننده

با توجه به سرعت فرآیندهای انجام شده در محفظه احتراق موتور موشک سوخت مایع، تنها بخش ناچیزی (کسری از درصد) از کل گرمای تولید شده در محفظه به ساختار موتور منتقل می شود، اما به دلیل دمای احتراق بالا (گاهی اوقات بیش از 3000 کلوین) و مقدار قابل توجهی گرمای تولید شده حتی قسمت کوچکی از آن برای تخریب حرارتی موتور کافی است، بنابراین مشکل محافظت از قسمت مادی موتور موشک پیشران مایع در برابر دماهای بالا وجود دارد. بسیار مرتبط است برای حل آن، دو روش اساسی وجود دارد که اغلب با هم ترکیب می شوند - خنک کننده و حفاظت حرارتی.

برای موتورهای موشک پیشران مایع با منبع سوخت پمپی، یک روش خنک کننده عمدتاً همراه با یک روش حفاظت حرارتی از دیواره های محفظه موتور موشک پیشران مایع استفاده می شود: خنک کننده جریانو لایه دیوار [مدت نامعلوم ] . اغلب برای موتورهای کوچک با سیستم سوخت جابجایی مثبت استفاده می شود. روش خنک سازی فرسایشی.

خنک کننده جریاناین واقعیت شامل این واقعیت است که در دیواره محفظه احتراق و قسمت فوقانی و گرم شده نازل، یک حفره به یک طریق یا دیگری ایجاد می شود (گاهی اوقات "جلقه خنک کننده" نامیده می شود) که از طریق آن یکی از اجزای سوخت ( معمولاً سوخت) قبل از ورود به سر نازل عبور می کند و در نتیجه دیواره محفظه خنک می شود.

اگر گرمای جذب شده توسط جزء خنک کننده همراه با خود مایع خنک کننده به محفظه بازگردانده شود، چنین سیستمی نامیده می شود. احیا کننده"اگر گرمای دفع شده وارد محفظه احتراق نشود، اما به بیرون ریخته شود، به این می گویند: مستقل» به روش flow cooling.

روش های تکنولوژیکی مختلفی برای ایجاد یک ژاکت خنک کننده توسعه داده شده است. به عنوان مثال، محفظه موشک پیشران مایع V-2 از دو پوسته فولادی تشکیل شده بود، یک پوسته داخلی (به اصطلاح "دیوار آتش") و یک بیرونی که شکل یکدیگر را تکرار می کردند. جزء خنک کننده (اتانول) از شکاف بین این پوسته ها عبور کرد. به دلیل انحرافات تکنولوژیکی در ضخامت شکاف، جریان سیال ناهموار بوجود آمد که منجر به ایجاد مناطق محلی گرمای بیش از حد پوسته داخلی شد که اغلب در این مناطق با عواقب فاجعه بار می سوزد.

در موتورهای مدرن، قسمت داخلی دیوار محفظه از آلیاژهای برنز با رسانایی حرارتی بالا ساخته شده است. کانال های دیواره نازک باریک را با آسیاب (15D520 RN 11K77 Zenith، RN 11K25 انرژی) یا حکاکی اسیدی (SSME Space Shuttle) ایجاد می کند. از بیرون، این سازه به طور محکم به دور یک پوسته ورق باربر ساخته شده از فولاد یا تیتانیوم پیچیده می شود که بار نیروی فشار داخلی محفظه را جذب می کند. جزء خنک کننده از طریق کانال ها به گردش در می آید. گاهی اوقات ژاکت خنک کننده از لوله های نازک رسانای گرما مونتاژ می شود که برای محکم شدن با آلیاژ برنز مهر و موم شده است، اما چنین اتاقک هایی برای فشار کمتر طراحی شده اند.

لایه دیواری [مدت نامعلوم ] (لایه مرزی، آمریکایی ها همچنین از اصطلاح "پرده" استفاده می کنند) یک لایه گاز در محفظه احتراق است که در مجاورت دیوار اتاق قرار دارد و عمدتا از بخار سوخت تشکیل شده است. برای سازماندهی چنین لایه ای، فقط نازل های سوخت در امتداد حاشیه سر مخلوط نصب می شوند. به دلیل سوخت بیش از حد و کمبود اکسید کننده، واکنش احتراق شیمیایی در لایه نزدیک دیواره با شدت کمتری نسبت به ناحیه مرکزی محفظه رخ می دهد. در نتیجه دمای لایه دیوار به طور قابل توجهی کمتر از دمای ناحیه مرکزی محفظه است و دیواره محفظه را از تماس مستقیم با داغ ترین محصولات احتراق عایق می کند. گاهی اوقات علاوه بر این، نازل هایی بر روی دیواره های جانبی محفظه نصب می شود که بخشی از سوخت را مستقیماً از ژاکت خنک کننده به داخل محفظه خارج می کند، همچنین با هدف ایجاد لایه دیواری.

پرتاب موتور موشک

راه اندازی یک موتور موشک سوخت مایع یک عملیات مسئولانه است که مملو از عواقب جدی در صورت بروز شرایط اضطراری در حین اجرای آن است.

اگر اجزای سوخت خود اشتعال شوند، یعنی در تماس فیزیکی با یکدیگر وارد یک واکنش احتراق شیمیایی شوند (به عنوان مثال، هپتیل/نیتریک اسید)، شروع فرآیند احتراق مشکلی ایجاد نمی کند. اما در مواردی که اجزای آن چنین نیستند (مثلاً اکسیژن / نفت سفید)، یک آغازگر احتراق خارجی مورد نیاز است که عملکرد آن باید دقیقاً با تأمین اجزای سوخت به محفظه احتراق هماهنگ شود. مخلوط سوخت نسوخته یک ماده منفجره با قدرت تخریب زیاد است و انباشته شدن آن در محفظه یک حادثه جدی را تهدید می کند.

پس از احتراق سوخت، حفظ روند مداوم احتراق آن به خودی خود اتفاق می افتد: سوختی که به تازگی وارد محفظه احتراق می شود به دلیل دمای بالای ایجاد شده در طی احتراق قسمت های قبلاً معرفی شده مشتعل می شود.

برای احتراق اولیه سوخت در محفظه احتراق هنگام راه اندازی موتور موشک پیشران مایع، روش های مختلفی استفاده می شود:

• استفاده از اجزای خود اشتعال (معمولاً مبتنی بر سوخت های راه انداز حاوی فسفر، خود اشتعال در هنگام تعامل با اکسیژن)، که در همان ابتدای فرآیند راه اندازی موتور از طریق نازل های ویژه و اضافی از سوخت کمکی وارد محفظه می شوند. سیستم، و پس از شروع احتراق، اجزای اصلی تامین می شود. وجود یک سیستم سوخت اضافی طراحی موتور را پیچیده می کند، اما اجازه می دهد تا چندین بار راه اندازی مجدد شود.
• یک جرقه زنی الکتریکی که در محفظه احتراق نزدیک سر انژکتور قرار دارد و با روشن شدن آن یک قوس الکتریکی یا یک سری تخلیه جرقه با ولتاژ بالا ایجاد می کند. این جرقه زن یکبار مصرف می باشد. هنگامی که سوخت مشتعل شد، می سوزد.
• جرقه زن پیروتکنیک. در نزدیکی سر نازل، یک بمب آتش زا کوچک در محفظه قرار داده شده است که توسط فیوز برقی مشتعل می شود.

راه اندازی خودکار موتور، عملکرد جرقه زن و تامین سوخت را به موقع هماهنگ می کند.

راه اندازی موتورهای موشکی بزرگ با سوخت مایع با سیستم سوخت پمپ شامل چند مرحله است: ابتدا پمپ شروع به کار می کند و شتاب می گیرد (این فرآیند می تواند شامل چندین فاز نیز باشد)، سپس دریچه های اصلی موتور موشک پیشران مایع چرخانده می شوند. در، معمولاً در دو یا چند مرحله با افزایش تدریجی رانش از مرحله ای به مرحله دیگر، به حالت عادی می رسد.

برای موتورهای نسبتاً کوچک، تمرین می شود که موتور موشک را فوراً با رانش 100% راه اندازی کنند که به آن "توپ" می گویند.

سیستم کنترل اتوماتیک LRE

یک موتور موشک پیشران مایع مدرن مجهز به اتوماسیون نسبتاً پیچیده است که باید وظایف زیر را انجام دهد:

• راه اندازی ایمن موتور و آوردن آن به حالت اصلی.
• حفظ شرایط عملیاتی پایدار.
• تغییر رانش مطابق با برنامه پرواز یا به دستور سیستم های کنترل خارجی.
• خاموش کردن موتور هنگام رسیدن موشک به مدار معین (مسیر).
• تنظیم نسبت مصرف قطعات.

با توجه به تنوع تکنولوژیکی در مقاومت هیدرولیکی مسیرهای سوخت و اکسید کننده، نسبت نرخ جریان اجزاء در یک موتور واقعی با مقدار محاسبه شده متفاوت است که مستلزم کاهش نیروی رانش و ضربه خاص در رابطه با مقادیر محاسبه شده است. در نتیجه، موشک ممکن است هرگز وظیفه خود را کامل نکند، زیرا یکی از اجزای سوخت را به طور کامل مصرف کرده است. در طلوع علم موشک، آنها با ایجاد یک ذخیره تضمینی سوخت با این مشکل دست و پنجه نرم کردند (موشک با سوخت بیش از مقدار محاسبه شده پر شده است، به طوری که برای هر گونه انحراف شرایط پرواز واقعی از شرایط محاسبه شده کافی است) . تامین سوخت تضمینی با هزینه بار ایجاد می شود. در حال حاضر موشک های بزرگ مجهز به سیستم کنترل خودکار نسبت مصرف قطعات هستند که این امکان را فراهم می کند تا این نسبت را نزدیک به مقدار محاسبه شده حفظ کرده و در نتیجه سوخت تضمینی را کاهش داده و بر این اساس جرم محموله را افزایش دهد.
سیستم کنترل خودکار پیشرانه شامل سنسورهای فشار و جریان در نقاط مختلف سیستم سوخت است و دستگاه های اجرایی آن دریچه های اصلی موتور موشک و دریچه های کنترل توربین هستند (در شکل 1 - موقعیت های 7، 8، 9 و 10).

اجزای سوخت

انتخاب اجزای سوخت یکی از مهمترین تصمیمات هنگام طراحی یک موتور پیشران مایع است که بسیاری از جزئیات طراحی موتور و راه حل های فنی بعدی را از پیش تعیین می کند. بنابراین، انتخاب سوخت برای موتور موشک پیشران مایع با در نظر گرفتن همه جانبه هدف موتور و موشکی که روی آن نصب شده است، شرایط عملکرد آنها، فناوری تولید، ذخیره سازی، حمل و نقل به محل پرتاب انجام می شود. ، و غیره.

یکی از مهمترین شاخص هایی که ترکیب اجزا را مشخص می کند، ضربه خاص است که به ویژه هنگام طراحی وسایل پرتاب فضاپیما از اهمیت ویژه ای برخوردار است، زیرا نسبت جرم سوخت و محموله و بنابراین اندازه و جرم کل موشک تا حد زیادی به آن (نگاه کنید به فرمول Tsiolkovsky)، که ممکن است غیرواقعی باشد اگر تکانه خاص به اندازه کافی بالا نباشد. جدول زیر ویژگی های اصلی برخی از ترکیبات اجزای سوخت مایع را نشان می دهد.

علاوه بر ضربه خاص، هنگام انتخاب اجزای سوخت، سایر شاخص های خواص سوخت نیز می توانند نقش تعیین کننده ای داشته باشند، از جمله:

• تراکم، بر ابعاد مخازن اجزاء تأثیر می گذارد. همانطور که از جدول نشان داده شده است، هیدروژن قابل اشتعال است، با بالاترین ضربه خاص (برای هر اکسید کننده)، اما چگالی بسیار پایینی دارد. بنابراین، در اولین (بزرگترین) مراحل وسایل پرتاب معمولاً از انواع سوخت دیگر (کمتر کارآمدتر، اما متراکم تر) مانند نفت سفید استفاده می شود که امکان کاهش اندازه مرحله اول را به اندازه قابل قبولی فراهم می کند. نمونه هایی از چنین "تاکتیک ها" موشک زحل 5 است که در مرحله اول از اجزای اکسیژن / نفت سفید استفاده می شود و مراحل 2 و 3 - اکسیژن / هیدروژن و سیستم شاتل فضایی که در مرحله اول از تقویت کننده های سوخت جامد استفاده می کند.
• دمای جوش، که می تواند محدودیت های جدی برای شرایط عملیاتی موشک ایجاد کند. طبق این شاخص، اجزای سوخت مایع به گازهای برودتی - مایع خنک شده تا دمای بسیار پایین و مایعات با جوش بالا با نقطه جوش بالای 0 درجه سانتیگراد تقسیم می شوند.
  • برودتیقطعات را نمی توان برای مدت طولانی ذخیره کرد و در فواصل طولانی حمل کرد، بنابراین آنها باید در تأسیسات تولید انرژی بر ویژه واقع در نزدیکی محل پرتاب ساخته شوند (حداقل مایع) که باعث می شود پرتابگر کاملاً بی حرکت باشد. علاوه بر این، اجزای برودتی دارای خواص فیزیکی دیگری هستند که الزامات اضافی را برای استفاده از آنها تحمیل می کند. به عنوان مثال، وجود حتی مقدار کمی آب یا بخار آب در ظروف دارای گازهای مایع منجر به تشکیل کریستال های یخ بسیار سخت می شود که در صورت ورود به سیستم سوخت موشک، بر روی قطعات آن به عنوان یک ماده ساینده عمل می کنند و می توانند باعث تصادف شدید در طی ساعت‌ها آماده‌سازی موشک برای پرتاب، مقدار زیادی یخ روی آن یخ می‌زند و به یخ تبدیل می‌شود و سقوط قطعات آن از ارتفاع زیاد برای پرسنل درگیر در آماده‌سازی و همچنین خطراتی ایجاد می‌کند. خود راکت و تجهیزات پرتاب. پس از پر شدن راکت ها با گازهای مایع، شروع به تبخیر می کنند و تا لحظه پرتاب باید به طور مداوم از طریق یک سیستم پر کردن ویژه دوباره پر شوند. گاز اضافی تشکیل شده در طول تبخیر اجزاء باید به گونه ای حذف شود که اکسید کننده با سوخت مخلوط نشود و یک مخلوط انفجاری تشکیل دهد.
  • جوش زیاداین قطعات برای حمل، نگهداری و جابجایی بسیار راحت‌تر هستند، بنابراین در دهه 1950 آنها جایگزین اجزای برودتی از حوزه موشک‌های نظامی شدند. پس از آن، این منطقه به طور فزاینده ای شروع به تمرکز بر روی سوخت های جامد کرد. اما هنگام ایجاد حامل‌های فضایی، سوخت‌های برودتی به دلیل بازده انرژی بالا همچنان موقعیت خود را حفظ می‌کنند و برای مانور در فضای بیرونی، زمانی که سوخت باید ماه‌ها یا حتی سال‌ها در مخازن ذخیره شود، اجزای با جوش بالا مناسب‌ترین هستند. نمونه ای از این "تقسیم کار" را می توان در موتورهای موشک مایع درگیر در پروژه آپولو مشاهده کرد: هر سه مرحله پرتابگر زحل 5 از اجزای برودتی استفاده می کنند و موتورهای کشتی قمری که برای تصحیح مسیر و برای مانورهایی که در مدار ماه انجام می شود، از مانورهای با جوش بالا، دی متیل هیدرازین نامتقارن و تتروکسید دی نیتروژن استفاده کنید.
• تهاجمی شیمیایی. همه عوامل اکسید کننده این کیفیت را دارند. بنابراین، وجود حتی مقادیر کمی از مواد آلی در مخازن در نظر گرفته شده برای اکسید کننده (مثلاً لکه های چربی به جا مانده از انگشتان انسان) می تواند باعث آتش سوزی شود که در نتیجه مواد خود مخزن می تواند مشتعل شود (آلومینیوم، منیزیم، تیتانیوم و آهن در محیط اکسید کننده موشک بسیار شدید می سوزند). به دلیل تهاجمی بودن آنها، اکسید کننده ها، به عنوان یک قاعده، به عنوان خنک کننده در سیستم های خنک کننده موتور موشک پیشران مایع استفاده نمی شوند، و در ژنراتورهای گاز TNA، برای کاهش بار حرارتی روی توربین، سیال کار بیش از حد با سوخت اشباع می شود تا اکسید کننده. . در دماهای پایین، اکسیژن مایع شاید ایمن ترین اکسید کننده باشد، زیرا اکسید کننده های جایگزین مانند تتروکسید دی نیتروژن یا اسید نیتریک غلیظ با فلزات واکنش می دهند، و اگرچه آنها اکسید کننده هایی با جوش بالا هستند که می توانند برای مدت طولانی در دمای معمولی ذخیره شوند، اما عمر مفید مخازن که در آن قرار دارند محدود هستند.
• سمیتاجزای سوخت و محصولات احتراق آنها یک محدودیت جدی برای استفاده از آنها است. به عنوان مثال، فلوئور، همانطور که در جدول بالا آمده است، به عنوان یک عامل اکسید کننده موثرتر از اکسیژن است، با این حال، هنگامی که با هیدروژن جفت می شود، فلورید هیدروژن را تشکیل می دهد - یک ماده بسیار سمی و تهاجمی، و انتشار چند صد، بسیار کمتر. هزاران تن از چنین محصولات احتراق به جو هنگام شروع یک موشک بزرگ است. و در صورت بروز حادثه و ریختن چنین مقداری از این ماده خسارت قابل محاسبه نیست. بنابراین، فلوئور به عنوان یک جزء سوخت استفاده نمی شود. تتروکسید نیتروژن، اسید نیتریک و دی متیل هیدرازین نامتقارن نیز سمی هستند. در حال حاضر، اکسید کننده ارجح (از نظر محیطی) اکسیژن و سوخت هیدروژن و پس از آن نفت سفید است.

UDC. 621.454.2

A.G. وروبیوف، I.N. بوروویک، I.S. کازنوف، A.V. لاخین، ا.ا. بوگاچف،

A. N. تیموفیف.

توسعه یک موتور موشک پیشران مایع کم رانش با محفظه احتراق ساخته شده از مواد کامپوزیت کربن-سرامیک.

الکسی گنادیویچ وروبیوف، مدرس ارشد، محقق MAI، فرمول1_ av@ پست الکترونیکی. ru

ایگور نیکولاویچ بوروویک، مدرس ارشد MAI، بورا2000@ پست الکترونیکی. ru

ایوان سرگیویچ کازنوف، دانشجوی MAI، heavygot@

لاخین آنتون ولادیسلاوویچ، رئیس گروه مطالعه مواد کامپوزیت OJSC "Composite"، Ph.D. اطلاعات@.

Evgeniy Akimovich Bogachev، رئیس گروه مواد کامپوزیت ماتریس سرامیکی، Ph.D. اطلاعات@.

تیموفیف آناتولی نیکولاویچ، معاون اول مدیر کل OJSC "کامپوزیت"، دکتری. اطلاعات@.

این مقاله به مشکل توسعه موتورهای موشک مایع کم رانش (LPREM) با محفظه احتراق (CC) ساخته شده از مواد کامپوزیت کربن-سرامیک (CCCM) اختصاص دارد. این مقاله یک نمای کلی از وضعیت فعلی مشکل ارائه می دهد. تجزیه و تحلیل بهره وری انرژی استفاده از مواد کامپوزیت در طراحی موتورهای موشک پیشران مایع توسعه یافته توسط موسسه هوانوردی مسکو ارائه شده است.

کلمات کلیدی: موتور موشک مایع کم رانش، محفظه احتراق، مواد کامپوزیت سرامیکی.

توسعه موتور موشک مایع با رانش کوچک با محفظه احتراق frمواد کامپوزیت کربن-سرامیک.

A.G. وروبیف، I.N. بوروویک، I.S. کازنوف، A.V. لاهین، ا.الف. بوگاچف،

مقاله فنی در مورد مشکل توسعه موتور موشک مایع رانش کوچک با محفظه احتراق سرامیکی-کامپوزیت. بررسی وضعیت واقعی مشکل ارائه شده است. تجزیه و تحلیل بهره وری انرژی برای موتور موشک با رانش کوچک با محفظه احتراق کامپوزیت سرامیکی در حال توسعه در MAI ارائه شده است.

کلمات کلیدی: LRE رانش کوچک، محفظه احتراق، مواد کامپوزیت کربن-سرامیک.

Alexey G. Vorobiev، او دستیار ارشد پروفسور MAI است. ایمیل: formula1_av@

ایگور N. Borovik، او دستیار ارشد در MAI است. پست الکترونیک: borra2000@

ایوان اس. کازنوف، او دانشجوی MAI است. پست الکترونیک: سنگین @

Anton V. Lahin، رئیس گروه تحقیقات مواد مرکب، شرکت "Kompozit"، cand. فن آوری علمی، info@.

Evgeny A. Bogachev، رئیس بخش مواد کامپوزیت سرامیکی، شرکت "Kompozit"، cand. فن آوری علمی، info@.

تیموفیف آناتولی نیکولاویچ، معاون اول GM، شرکت "Kompozit"، cand. فن آوری علمی، info@.

معرفی.

پیشرفت در ایجاد مواد کامپوزیتی با دمای بالا و پوشش‌های مبتنی بر شیشه و سرامیک به عنوان مبنایی برای استفاده از آنها در صنایع هوایی، فضایی و سایر صنایع بوده است. مواد کامپوزیت کربن-سرامیک (CCCM) دارای ویژگی های منحصر به فرد محافظ حرارتی، مقاوم در برابر فرسایش و مقاومت در چگالی کم هستند.

در حال حاضر، مواد کامپوزیت به عنوان پوشش محافظ برای عناصر موتورهای توربین گاز هواپیما، واحدهای توربوپمپ موتورهای موشک مایع، محصولات فناوری مافوق صوت، محافظ کاشی برای فضاپیماها، آسترها در بلوک نازل موتورهای سوخت جامد و در سایر زمینه‌های فناوری استفاده می‌شوند. موضوع حفاظت حادترین سازه ها در دماهای بالا در محیط اکسید کننده است.

در مؤسسه هوانوردی مسکو، بخش 202، تحقیقاتی در زمینه توسعه موتورهای موشک پیشران مایع کم رانش در حال انجام است. امکان استفاده از CCCM به عنوان ماده محفظه احتراق به عنوان یکی از نویدبخش ترین زمینه ها برای بهبود موتورهای رانش کوچک در نظر گرفته می شود.

بررسی اجمالی مشکل و بیان مشکل

تمایل به استفاده از مواد کامپوزیتی (CM) برای ایجاد یک محفظه احتراق برای موتورهای موشک پیشران مایع با افزایش اجتناب ناپذیر ضربه خاص موتور همراه است که کارایی آن را مشخص می کند. اولین تلاش ها برای معرفی مواد کامپوزیتی کربن-کربن (CCCM) به عنوان ماده ای برای محفظه احتراق موتورهای موشک پیشران مایع در اوایل تا اواسط دهه گذشته انجام شد. با این حال، طرح های حاصل، به عنوان یک قاعده، یک یا چند مورد از الزامات اتاق های LPRE را برآورده نمی کنند. راه حل مشکل استفاده از CM بر اساس حل مشکلات زیر است:

در دسترس بودن فناوری برای تشکیل یک پوسته دیواره نازک از مشخصات مشخصات موتورهای موشک سوخت مایع از CM.

حفاظت از مواد در برابر دمای بالا در شرایط احتمالی محیط اکسید کننده؛

توسعه طراحی برای اتصال قابل اعتماد یک محفظه احتراق کامپوزیت (CCC) با یک سر مخلوط فلز.

اطمینان از سفتی گاز دیوار؛

امکان پردازش مکانیکی قطعات کار CM؛

اطمینان از استحکام مواد در صورت تغییر شدید فشار و وجود تنش‌های دمایی مشخصه حالت‌های عملکرد پالسی موتور موشک پیشران مایع.

در نتیجه توسعه و بهبود فناوری تولید CM مربوط به انتخاب پارامترهای بهینه فرآیند فن آوری، سطح فنی تجهیزات و لوازم جانبی مورد استفاده، در دسترس بودن روش های قابل اعتماد آزمایش غیر مخرب سازه های کامپوزیتی و نیمه محصولات نهایی برای تولید آنها، امکان توسعه پایه های علمی و ایجاد فهرست گسترده ای از مواد و فناوری های کامپوزیت برای تولید آنها وجود داشت. در حال حاضر، تمام پیش نیازها برای استفاده عملی موفقیت آمیز از CCCM به عنوان ماده ای برای موتورهای موشک پیشران مایع وجود دارد.

از دیرباز، مواد اصلی مورد استفاده در کمپرسورهای موتور موشک پیشران مایع در داخل و خارج از کشور، آلیاژهای نیوبیم با پوشش محافظ سیلیسید بودند. آنها نمی توانند دمای بیش از 1200 درجه سانتیگراد را تحمل کنند، اگرچه دمای محصولات احتراق سوخت می تواند به 3500 درجه سانتیگراد برسد. برای کاهش دمای دیواره احتراق، اختلاط سوخت و اکسید کننده با نسبت غیر بهینه اجزا سازماندهی می شود. این امر باعث کاهش بهره وری سوخت می شود که به طور کلی بر عملکرد هواپیما تأثیر می گذارد. موتورهای سری داخلی کم رانش (KBKhM، موسسه تحقیقاتی مهندسی مکانیک) هنوز از آلیاژهای مبتنی بر نیوبیم به عنوان ماده اصلی استفاده می کنند. امروزه، تکانه خاص برای DMT های خانگی بر اساس اجزای تتروکسید نیتروژن (AT) + دی متیل هیدرازین نامتقارن (UDMH) / مونو متیل هیدرازین (MMH) از 310 ثانیه تجاوز نمی کند (شکل 1، شکل 2).

موتورهای موشک پیشران مایع خارجی از آلیاژهای مبتنی بر نیوبیم (TR-308، TR-312-100MN (موتور نورتروپ گرومن)، LEROS 1R، LEROS 1C American Pacific Corporation (AMPAC) USA) و پلاتین (S400 - 12، S400 - 1) استفاده می کنند. آستریوم، اروپا)، ایریدیوم (موتورهای R-4D، R-4D-15 (HiPAT) (شکل 3) از Aerojet، ایالات متحده آمریکا) با پوشش های محافظ (شکل. 4). برای کاهش اثرات دما بر روی دیوار، از پرده فیلم استفاده می شود. دمای کار دیوار محفظه با استفاده از پلاتینوئیدهای گرانبها می تواند به 2200 درجه سانتیگراد برسد. تکانه خاص موتورهای خارجی مدرن با استفاده از اجزای AT + UDMG/MMG به 327 ثانیه می رسد.

با ظهور مواد کامپوزیتی که از نظر خصوصیات پایین‌تر نیستند و با قیمت بسیار ارزان‌تر از آلیاژهای فوق، سازندگان خارجی به توسعه اتاق‌های احتراق موتورهای موشک سوخت مایع با استفاده از CM روی آوردند. استفاده از کامپوزیت غیر فلزی امیدوارکننده است زیرا از نظر قیمت قابل مقایسه با آلیاژ نیوبیوم سنتی، چگالی کمتری دارد که از نظر کاهش وزن موتور مهم است و هزینه قابل توجهی کمتری نسبت به گروه پلاتین دارد. فلزات

در روسیه، مسائل مربوط به توسعه CM توسط OJSC Composite، VIAM، OJSC Iskra و تعدادی از سازمان های دیگر رسیدگی می شود. در کشور ما، استفاده از CM در موتورهای موشک به استفاده از CCCM برای اتصال خنک کننده تابشی موتور 11D58M کاهش می یابد، با این حال، درک چشم انداز استفاده از CM در عناصر فناوری موشک وجود دارد.

تعداد زیادی سازمان در خارج از کشور وجود دارد که با مواد کامپوزیت سروکار دارند (ULTRAMet، SNECMA، DuPont). در تعدادی از کشورها برنامه های جداگانه ای برای توسعه صنعت هوافضا با استفاده گسترده از CM پیشرفته وجود دارد. برخی از توسعه دهندگان خارجی موتورهای موشک پیشران مایع در حال حاضر محفظه های احتراق را از CM به سیستم های رانش خود وارد کرده اند.

یکی از نمونه‌های پیاده‌سازی موفقیت‌آمیز فناوری‌های کامپوزیت مدرن، توسعه یک موتور اوج رانش پایین توسط شرکت EADS است که موتور آپژی اروپایی نامیده می‌شود. موتور اروپایی Apogee موتور با رانش 500 نیوتن که در آن محفظه احتراق و نازل به طور همزمان ساخته شده است (شکل 5، شکل 6) دارای وزن کم و ضربه مخصوص بالا است که بیشتر است. بیش از 325 ثانیه موتور Apogee اروپا موتور اصلی پلت فرم AlphaBus خواهد بود.

همراه با مواد کامپوزیت پیشرفته CM، که می تواند دماهای بالا، ارتعاشات و بارهای ضربه ای را تحمل کند، یک سر مخلوط میکرو اسپری بهینه دستیابی به این سطح از ضربه خاص را ممکن می کند.

روش های مختلف تست غیر مخرب از جمله اولتراسونیک، ترموگرافی و توموگرافی مورد بررسی و استفاده قرار گرفته است. موتور Apogee اروپا می تواند برای کارهای مختلف به عنوان بخشی از ماهواره های تجاری و نظامی، وسایل نقلیه حمل و نقل بین مداری و وسایل نقلیه قابل استفاده مجدد استفاده شود. وزن کم موتور و ویژگی های خاص بالا باعث صرفه جویی در مصرف سوخت می شود که در مقایسه با سایر موتورها تأثیر مثبتی بر بار محموله دارد. قیمت متوسط ​​مواد تولیدی و مواد کامپوزیتی به موتور اجازه می دهد تا با موفقیت در بازار رقابت کند.

ویژگی های LPRE تولید داخلی و خارجی با تعیین مواد مورد استفاده در جدول 1 آورده شده است.

جدول 1. ویژگی های موتورهای موشک پیشران مایع.

بنابراین، در زمینه توسعه فناوری برای تولید سازه های ساخته شده از مواد کامپوزیتی، تمایل توسعه دهندگان فضاپیماها و سکوها برای افزایش جرم محموله، وظیفه ایجاد یک موتور موشک پیشران مایع با محفظه احتراق ایجاد شده است. CM کربن سرامیک مربوط است.

توسعه CS از CM برای LPRE MAI-202

بخش 202 موسسه هوانوردی مسکو مدتهاست که در زمینه توسعه و ایجاد موتورهای موشکی آزمایشی پیشران مایع کار می کند. تعدادی قرارداد در این زمینه انجام شده است و چندین قرارداد در حال انجام است. طراحی سر اختلاط موتورهای پیشران موشک مایع MAI-202 بر اساس استفاده از صفحات اجزای جداگانه جوش داده شده به هم و وجود یک لایه پرده کم افت با قابلیت تنظیم دبی نسبی آن است.

موتورهای اصلی LPRE که CS از CM برای آنها ساخته می شود عبارتند از: MAI-202-200 با رانش 200 نیوتن روی اجزای AT+UDMG (پرده بازیابی)، MAI-202-500-VPVK با رانش 500 نیوتن روی ERW. اجزاء (96%) + نفت سفید (پرده اکسیداسیون)، MAI-202-200-OK با رانش 200 نیوتن بر روی اجزای اکسیژن گازی و نفت سفید (پرده اکسیداسیون). نسبت انبساط برای همه موتورها 70 است، فشار در محفظه احتراق 9-12 اتمسفر است.

برای کاهش هزینه های تولید موتور، محفظه های احتراق از آلیاژ مقاوم در برابر حرارت EP-202 و KhN60VT با پوشش محافظ ضد اکسیداسیون مبتنی بر اکسید کروم ساخته شده است. حداکثر دمای دیواره احتراق در طول آزمایش از 1200 کلوین تجاوز نکرد.

در نتیجه همکاری با OJSC "Composite"، بر اساس فناوری های موجود در آن زمان برای توسعه دهندگان برای ساخت محصولات مشابه، امکان ایجاد برنامه ای برای ایجاد محفظه های احتراق آزمایشی از مواد کامپوزیت ماتریس سرامیکی برای موارد فوق فراهم شد. موتورها

جدول 2 ویژگی های ماده توسعه یافته UKKM C-SiC را برای محفظه احتراق موتور موشک پیشران مایع در مقایسه با مواد سنتی - آلیاژ نیوبیم 5VMTs و یک ماده مشابه C-SiC مورد استفاده در موتورهای موشک پیشران مایع خارجی نشان می دهد.

JSC "Composite" دارای تعدادی فرمولاسیون و قابلیت برای اعمال پوشش های اکسیدی با استفاده از فناوری نانو بر روی سطح CCCM به منظور افزایش گسیل پذیری دیواره بیرونی محفظه و بازتاب پذیری دیواره داخلی است. این اقدامات با هدف افزایش دمای لایه نزدیک دیواره محصولات احتراق بدون افزایش دمای دیواره محفظه احتراق انجام می شود.

فناوری تولید محفظه های کامپوزیت سرامیکی سازگار با محیط زیست است و بر خلاف آنالوگ های خارجی نیازی به هزینه های زیادی برای تجهیزات و تجهیزات تولید گران قیمت ندارد. روش تشکیل ماتریس باعث آسیب به اجزای تقویت کننده نمی شود. معرف MS قبلاً برای تولید مواد ساختاری و پوشش های محافظ استفاده نشده است.

جدول 2 - مقایسه ویژگی های مواد در حال توسعه برای کمپرسور موتور موشک پیشران مایع با ویژگی های مواد سنتی و آنالوگ خارجی

فناوری موجود در تشکیل ماتریس امکان اتصال با انتهای فلزی - فلنج ها به دلیل تشکیل یک انتقال فلز-کامپوزیت را فراهم می کند که امکان اتصال محکم و مهر و موم شده محفظه کامپوزیت سرامیکی به قطعات فلزی موتور را فراهم می کند. سر انژکتور و نازل نازل.

هنگام طراحی (شکل 7) محفظه های احتراق جدید، شرایط زیر رعایت شد:

حفظ مشخصات هندسی داخلی محفظه احتراق و نازل؛

استفاده از سرهای اختلاط آماده موجود موتورهای مربوطه؛

حفظ طراحی موتور تاشو به عنوان بخشی از قطعات اصلی (سر، محفظه احتراق، نازل نازل) برای آزمایش اجزای جداگانه با امکان ایجاد یک ساختار غیرقابل جدا شدن.

امکان نصب اتصالات برای اندازه گیری فشار در ایستگاه کمپرسور در طول توسعه فرآیند کار.

نمونه های ساخته شده از محفظه های احتراق (CC) (شکل 8) تحت عملیات تکنولوژیکی زیر قرار گرفتند:

تشکیل یک قاب از صفحات فیبر کربنی؛

پیش ماشینکاری؛

کربنیزاسیون و عملیات حرارتی بالا (HHT)؛

تشکیل یک ماتریس کاربید سیلیکون مقاوم در برابر اکسیداسیون با اشباع فاز گاز با استفاده از متیل سیلان به عنوان یک معرف شروع.

تشکیل یک پوشش عایق گاز مرکب

در نتیجه کار، تعدادی از مشکلات شناسایی و حل شد:

فن آوری بهبود یافته برای چیدمان الگوها برای ایجاد یک نمایه CS پیچیده با ابعاد قطری کوچک در ناحیه بخش بحرانی.

اتصالات جداشدنی محفظه با سر اختلاط و نازل ساخته شده از فولاد مقاوم در برابر حرارت ایجاد شده است.

در حال حاضر، موتورهای جدید با نام MAI-202K، که در آن حرف K به معنای استفاده از کامپوزیت CS با ماتریس سرامیکی به عنوان بخشی از موتور موشک پیشران مایع است (شکل 9)، در مرحله آماده سازی برای آزمایش آتش هستند. .

استفاده از مواد کامپوزیتی با پوشش ضد اکسیداسیون علاوه بر کاهش وزن سازه و افزایش تکانه ویژه ناشی از افزایش دمای محصولات احتراق، امکان سوئیچ به اکسیداسیون کم جریان را در آینده فراهم خواهد کرد. پرده، که تأثیر مثبتی بر راندمان موتور خواهد داشت.

تجزیه و تحلیل اثربخشی استفاده از CM برای محفظه های احتراق موتورهای موشک پیشران مایع

با افزایش دمای محصولات احتراق و دمای کار دیوار احتراق با تغییر شکل گیری مخلوط و کاهش مصرف جزء در هر پرده، می توان در هنگام استفاده از CM در طراحی محفظه احتراق، یک ضربه خاص بالا به دست آورد.

بر اساس آزمایشات آتش سوزی بر روی موتور MAI-202-200 (AT+UDMG)، تجزیه و تحلیلی از افزایش ضربه خاص در مورد استفاده از یک محفظه احتراق ساخته شده از CM انجام شد. در نتیجه محاسبات با استفاده از یک مدل تجربی-نظری از وضعیت حرارتی یک موتور موشک مایع، نشان داده شد که استفاده از یک ماده جدید برای موتور MAI-202-200، که می تواند دمای 1800 کلوین را تحمل کند، باعث می شود. دستیابی به یک ضربه خاص 325 ثانیه امکان پذیر است. و برای موتور MAI-202-500-VPPVK، ضربه خاص 326 ثانیه خواهد بود که در سطح تولید کنندگان پیشرو موتورهای موشک پیشران مایع در جهان است (شکل 10، شکل 11).

نتایج محاسبات نشان می‌دهد که افزایش ضربه خاص LPRE اوج به میزان 5 ثانیه، جرم محموله را به میزان 7 کیلوگرم برای یک ماهواره زمین‌ایستا مدل با وزن 4800 کیلوگرم افزایش می‌دهد، که به طور معادل می‌تواند با افزایش طول عمر دستگاه جایگزین شود. تجزیه و تحلیل دقیق تر از افزایش جرم محموله ناشی از افزایش ضربه خاص موتور موشک مایع نیاز به ارجاع به یک وسیله نقلیه خاص دارد.

آزمایش‌های آتش‌سوزی برای موتورهای MAI-202-200 و MAI-202-500K-VPPV آماده می‌شوند تا بازده انرژی آن‌ها را با کامپوزیت ماتریس سرامیکی CS ارزیابی کنند. همچنین برنامه ریزی شده است که CS کامپوزیت در موتورهای MAI-202 تحت حالت های عملیاتی پالسی به منظور اثبات عملکرد مواد در دمای چرخه ای و تنش های مکانیکی مورد مطالعه قرار گیرد.

نتیجه گیری

بخش 202 موسسه هوانوردی مسکو، همراه با OJSC Composite، به طور فعال در حال توسعه موتورهای پیشران مایع کم رانش با محفظه های احتراق ساخته شده از مواد کامپوزیت کربن-سرامیک است. تجزیه و تحلیل نشان می دهد که استفاده از CM امکان دستیابی به یک ضربه خاص را فراهم می کند که از مدل های پرواز داخلی فراتر رفته و با آنالوگ های خارجی توسعه یافته مطابقت دارد.

اطلاعات دقیق را می توان در وب سایت یافت.

فهرست ادبیات استفاده شده

1. Bulanov I.M., Vorobey V.V. فناوری ساختارهای موشک و هوافضا ساخته شده از مواد کامپوزیتی: کتاب درسی. برای دانشگاه ها M.: انتشارات MSTU im. N.E. Bauman, 1998, 516 p.

2. Vorobyov A.G. مدل ریاضی حالت حرارتی موتور موشک پیشران مایع بولتن MAI. T14، شماره 4. مسکو. 2007. – صص 42-49.

3. کوزلوف A.A.، Abashev V.M. محاسبه و طراحی موتور موشک مایع کم رانش. مسکو، مای، 2006.

4. Koshlakov V.V.، Mironov V.V. چشم انداز استفاده از مواد کامپوزیتی در موتورهای موشکی راکت و سیستم های رانش فضایی: مجموعه ای از مواد از کنفرانس علمی و فنی همه روسیه. M.: انتشارات MSTU به نام N.E. باومن، 2008. – 10-11 ص.

5. لاخین ع.و. فرآیندهای تولید مواد کامپوزیتی و پوشش‌های مبتنی بر کاربید سیلیکون با رسوب شیمیایی بخار از متیل سیلان در دماها و فشارهای نسبتاً پایین: دیس. دکتری علمی - مسکو، 2006. - 140 ص.

6. Pavlov S.V., Grachev V.D., Tokarev A.S. نتایج توسعه و تحقیق در مورد عملکرد محفظه های احتراق LPRE ساخته شده از CCCM // Rocket and Space Technology، جلد. 3 (136). پژوهشکده فرآیندهای حرارتی، 1371، 30-33 ص.

7. Solntsev S.S., Isaeva N.V. مواد کامپوزیت سرامیکی از واحدها و قطعات دارای بار گرما. اولین سمینار علمی و فنی بین بخشی با موضوع مشکلات اتاق های احتراق کم آلاینده واحدهای توربین گازی. تجربه توسعه، مشکلات ایجاد و چشم انداز توسعه اتاق های احتراق کم انتشار نیروگاه های توربین گاز. 14-16 دسامبر. مسکو، CIAM

8. Solntsev S.S. مواد کامپوزیت سرامیکی با دمای بالا و پوشش های منبع ضد اکسیداسیون. // 75 ساله. مواد هوانوردی آثار منتخب "VIAM" 1932-2007. اد. Kablova E.N. - M.: "VIAM"، 2007. - 438 ص.

9. تیموفیف A.N., Bogachev E.A., Gabov A.V., Abyzov A.M., Smirnov E.P., Persin M.I. روش تولید مواد کامپوزیت – اختراع RF شماره 2130509 مورخ 20 می 1999، اولویت مورخ 26 ژانویه 1998.

10. صفحه وب Astrium.EADS: /sp/ /SpacecraftPropulsion/BipropellantThrusters.html

11. کوزلوف A.A.، Abashev V.M.، Denisov K.P. ets تکمیل آزمایشی موتور اوج دو پیشرانه با رانش 200 نیوتن پنجاه و یکمین کنگره بین المللی فضانوردی. ریودوژانیرو، برزیل 2-6 اکتبر 2000.

موتور موشک مایع موتوری است که از گازهای مایع و مایعات شیمیایی به عنوان سوخت استفاده می کند. بسته به تعداد اجزا، موتورهای موشک مایع به موتورهای یک، دو و سه جزئی تقسیم می شوند.

تاریخچه مختصر توسعه

برای اولین بار استفاده از هیدروژن و اکسیژن مایع به عنوان سوخت موشک توسط K.E پیشنهاد شد. تسیولکوفسکی در سال 1903. اولین نمونه اولیه موتور موشک پیشران مایع توسط رابرت هاوارد آمریکایی در سال 1926 ساخته شد. متعاقباً، تحولات مشابهی در اتحاد جماهیر شوروی، ایالات متحده آمریکا و آلمان انجام شد. بزرگترین موفقیت ها توسط دانشمندان آلمانی به دست آمد: تیل، والتر، فون براون. در طول جنگ جهانی دوم آنها یک سری کامل از موتورهای موشکی برای اهداف نظامی ایجاد کردند. این عقیده وجود دارد که اگر رایش زودتر V-2 را ایجاد می کرد، آنها در جنگ پیروز می شدند. متعاقباً، جنگ سرد و مسابقه تسلیحاتی به کاتالیزوری برای تسریع توسعه موتورهای موشک پیشران مایع برای استفاده در برنامه فضایی تبدیل شد. با کمک RD-108، اولین ماهواره های مصنوعی زمین به مدار پرتاب شدند.

امروزه از موتورهای راکت سوخت مایع در برنامه های فضایی و سلاح های موشکی سنگین استفاده می شود.

دامنه کاربرد

همانطور که در بالا ذکر شد، موتورهای موشک پیشران مایع عمدتاً به عنوان موتور برای فضاپیماها و وسایل نقلیه پرتاب استفاده می شوند. مزایای اصلی موتورهای سوخت مایع عبارتند از:

• بالاترین انگیزه خاص در کلاس؛
• توانایی انجام توقف کامل و راه اندازی مجدد همراه با کنترل کشش باعث افزایش مانور می شود.
• وزن محفظه سوخت به طور قابل توجهی کمتر از موتورهای سوخت جامد است.

از جمله معایب موتورهای موشک مایع:

• دستگاه پیچیده تر و هزینه بالا؛
• افزایش الزامات برای حمل و نقل ایمن؛
• در حالت بی وزنی، استفاده از موتورهای اضافی برای ته نشین شدن سوخت ضروری است.

با این حال، نقطه ضعف اصلی موتورهای پیشران مایع، محدودیت توانایی های انرژی سوخت است که اکتشافات فضایی را با کمک آنها به فاصله زهره و مریخ محدود می کند.

دستگاه و اصل کار

اصل کار یک موتور موشک پیشران مایع یکسان است، اما با استفاده از مدارهای مختلف دستگاه به دست می آید. با استفاده از پمپ ها، سوخت و اکسید کننده از مخازن مختلف به سر نازل می رسد، به داخل محفظه احتراق پمپ می شود و مخلوط می شود. پس از احتراق تحت فشار، انرژی داخلی سوخت به انرژی جنبشی تبدیل می شود و از طریق نازل به بیرون جریان می یابد و نیروی رانش جت ایجاد می کند.

سیستم سوخت شامل مخازن سوخت، خطوط لوله و پمپ هایی با توربین برای پمپاژ سوخت از مخزن به خط لوله و یک شیر کنترل است.

تامین سوخت پمپاژ باعث ایجاد فشار زیاد در محفظه و در نتیجه انبساط بیشتر سیال کار می شود که به همین دلیل حداکثر مقدار ضربه خاص به دست می آید.

سر انژکتور - بلوکی از انژکتورها برای تزریق اجزای سوخت به محفظه احتراق. نیاز اصلی یک انژکتور اختلاط با کیفیت بالا و سرعت تامین سوخت در محفظه احتراق است.

سیستم خنک کننده

اگر چه نسبت انتقال حرارت از ساختار در طول فرآیند احتراق ناچیز است، مشکل خنک کننده به دلیل دمای احتراق بالا (> 3000 K) مرتبط است و تخریب حرارتی موتور را تهدید می کند. انواع مختلفی از خنک کننده دیوار محفظه وجود دارد:

خنک کننده احیا کننده بر اساس ایجاد حفره ای در دیواره های محفظه است که سوخت بدون اکسید کننده از آن عبور می کند، دیواره محفظه خنک می شود و گرما به همراه مایع خنک کننده (سوخت) به محفظه باز می گردد.

لایه دیوار لایه ای از گاز است که از بخارات سوخت در نزدیکی دیواره های محفظه ایجاد می شود. این اثر با نصب نازل‌هایی در اطراف سر که فقط سوخت را تامین می‌کنند به دست می‌آید. بنابراین، مخلوط قابل احتراق فاقد اکسید کننده است و احتراق در دیوار به شدت در مرکز محفظه رخ نمی دهد. دمای لایه دیوار، دمای بالا در مرکز محفظه را از دیواره های محفظه احتراق عایق می کند.

روش فرسایشی خنک کردن موتور موشک مایع با اعمال یک پوشش محافظ حرارتی ویژه بر روی دیواره های محفظه و نازل ها انجام می شود. در دماهای بالا، پوشش از حالت جامد به گاز تبدیل می شود و نسبت زیادی از گرما را جذب می کند. این روش خنک کردن موتور موشک مایع در برنامه آپولو قمری مورد استفاده قرار گرفت.

راه اندازی یک موتور موشک پیشران مایع از نظر خطر انفجار در صورت بروز نقص در اجرای آن، عملیات بسیار مهمی است. اجزای خود اشتعال وجود دارد که با آنها مشکلی وجود ندارد، اما هنگام استفاده از آغازگر خارجی برای احتراق، هماهنگی کامل تامین آن با اجزای سوخت ضروری است. تجمع سوخت نسوخته در محفظه دارای نیروی انفجاری مخرب است و نوید عواقب جدی را می دهد.

پرتاب موتورهای بزرگ راکت پیشران مایع در چند مرحله انجام می شود و به دنبال آن به حداکثر قدرت می رسد، در حالی که موتورهای کوچک با دسترسی فوری به قدرت صد در صد پرتاب می شوند.

سیستم کنترل خودکار موتورهای موشک پیشران مایع با شروع ایمن موتور و ورود به حالت اصلی، کنترل عملکرد پایدار، تنظیم نیروی رانش مطابق با برنامه پرواز، تنظیم مواد مصرفی و خاموش شدن در هنگام رسیدن به حالت مشخص مشخص می شود. خط سیر با توجه به عواملی که قابل محاسبه نیستند، موتور موشک سوخت مایع مجهز به سوخت تضمینی است تا در صورت انحراف در برنامه، موشک بتواند وارد مدار معینی شود.

اجزای پیشرانه و انتخاب آنها در طول فرآیند طراحی برای طراحی موتور موشک پیشران مایع حیاتی است. بر این اساس شرایط نگهداری، حمل و نقل و فناوری تولید مشخص می شود. مهمترین شاخص ترکیب اجزاء، ضربه خاص است که توزیع درصد سوخت و جرم محموله به آن بستگی دارد. ابعاد و جرم موشک با استفاده از فرمول Tsiolkovsky محاسبه می شود. علاوه بر ضربه خاص، چگالی بر اندازه مخازن با اجزای سوخت تأثیر می گذارد، نقطه جوش می تواند شرایط عملیاتی موشک ها را محدود کند، تهاجم شیمیایی مشخصه همه اکسید کننده ها است و اگر مخازن مطابق با قوانین کار نکنند، می تواند باعث آتش سوزی مخزن شود، سمیت برخی از ترکیبات سوخت می تواند آسیب جدی به جو و محیط زیست وارد کند. بنابراین، اگرچه فلوئور عامل اکسید کننده بهتری نسبت به اکسیژن است، اما به دلیل سمی بودن از آن استفاده نمی شود.

موتورهای موشک مایع تک جزئی از مایع به عنوان سوخت استفاده می کنند که در تعامل با یک کاتالیزور، با انتشار گاز داغ تجزیه می شود. مزیت اصلی موتورهای موشک تک پیشرانه، سادگی طراحی آنهاست، و اگرچه تکانه خاص چنین موتورهایی کم است، اما به عنوان موتورهای کم رانش برای جهت گیری و تثبیت فضاپیماها ایده آل هستند. این موتورها از سیستم تامین سوخت جابه‌جایی استفاده می‌کنند و به دلیل دمای پایین فرآیند، نیازی به سیستم خنک‌کننده ندارند. موتورهای تک جزئی شامل موتورهای جت گازی نیز می شوند که در شرایطی استفاده می شود که انتشار حرارتی و شیمیایی غیرمجاز است.

در اوایل دهه 70، ایالات متحده آمریکا و اتحاد جماهیر شوروی در حال توسعه موتورهای موشک مایع سه جزئی بودند که از سوخت هیدروژن و هیدروکربن به عنوان سوخت استفاده می کردند. به این ترتیب موتور در هنگام راه اندازی با نفت سفید و اکسیژن کار می کند و در ارتفاع بالا به هیدروژن و اکسیژن مایع تبدیل می شود. نمونه ای از موتور پیشران مایع سه جزئی در روسیه RD-701 است.

کنترل راکت ابتدا در موشک های V-2 با استفاده از سکان های دینامیکی گاز گرافیتی استفاده شد، اما این امر باعث کاهش نیروی رانش موتور شد و موشک های مدرن از دوربین های چرخشی متصل به بدنه با لولا استفاده می کنند که در یک یا دو هواپیما قابلیت مانور ایجاد می کند. علاوه بر دوربین های چرخشی از موتورهای کنترلی نیز استفاده می شود که با نازل هایی در جهت مخالف ثابت می شوند و در مواقعی که نیاز به کنترل دستگاه در فضا باشد روشن می شوند.

موتور موشک سیکل سوخت مایع چرخه بسته موتوری است که در آن یکی از اجزای آن هنگام سوزاندن در دمای پایین با قسمت کوچکی از جزء دیگر به گاز تبدیل می شود؛ گاز حاصل به عنوان سیال کار توربین عمل می کند و سپس گاز می شود. وارد محفظه احتراق می شود، جایی که با باقیمانده اجزای سوخت می سوزد و نیروی رانش جت ایجاد می کند. نقطه ضعف اصلی این طرح پیچیدگی طراحی است، اما در عین حال انگیزه خاص افزایش می یابد.

چشم انداز افزایش قدرت موتورهای موشک مایع

در مدرسه روسی سازندگان موتور موشک سوخت مایع، که رهبر آن برای مدت طولانی آکادمیک گلوشکو بود، آنها برای حداکثر استفاده از انرژی سوخت و در نتیجه حداکثر انگیزه خاص ممکن تلاش می کنند. از آنجایی که حداکثر ضربه خاص را می توان تنها با افزایش انبساط محصولات احتراق در نازل به دست آورد، همه پیشرفت ها در جستجوی یک مخلوط سوخت ایده آل انجام می شود.

اتاق های LPRE وجود دارد که با سوخت های یک و دو جزئی کار می کنند.

موتورهای موشک پیشران مایع دو جزئی دارای راندمان بیشتر و گستره وسیعی از کاربردها هستند.

محفظه موتورهای موشک دو جزئی پیشران مایع. محفظه هایی با سطح جریان ثابت و متغیر سر اختلاط و همچنین اتاقک های تک نازل و چند نازل وجود دارد.

محفظه هایی با سطح جریان متغیر نامیده می شوند گاز دادنمعمولا چنین محفظه هایی تک نازل نیز هستند.

محفظه هایی با سطح جریان ثابت سر اختلاط و چندین نازل از نظر طراحی ساده هستند، اما مقادیر زمان رسیدن به حالت و زمان فروپاشی رانش به دلیل محل راه اندازی و کمی افزایش یافته است. دریچه های قطع در ورودی سر و وجود حجم مشخصی بین این دریچه ها و پایین سر. این حجم باید تا حد امکان کم باشد.

هر دو نازل گریز از مرکز و جت در محفظه های LPRE استفاده می شوند.

در محفظه‌های موتور موشک مایع با رانش 10 و 400 نیوتن ماهواره سمفونی و فضاپیمای گالیله، یک سر مخلوط با یک نازل گریز از مرکز دو جزئی استفاده می‌شود، در حالی که یک جت دوار کواکسیال از اجزای سوخت در محفظه ایجاد می‌شود. ارائه یک اسپری مخروطی از قطرات. این نازل همچنین خنک کننده داخلی دیواره های محفظه را با ایجاد یک اکسید کننده اضافی در لایه نزدیک دیوار محصولات احتراق فراهم می کند.

محفظه موتور موشک مایع E-3 (موتور کمکی سیستم کنترل موشک شاتل فضایی) از یک نازل دو جزئی با جت های اکسید کننده و سوخت برخورد می کند. منیفولد سر دارای حجم کمی است که تضمین می کند: 1) پر کردن و تخلیه سریع منیفولد. 2) به حداقل رساندن تغییرات در مشخصات موتور به دلیل اشباع اجزای سوخت با جابجایی هلیوم و 3) حذف افزایش فشار زیاد در محفظه هنگام مشتعل شدن سوخت در طول فرآیند راه اندازی.

در فشار ثابت در مخازن سوخت و در نتیجه در ورودی به سر اختلاط، از یک سر با ناحیه تزریق متغیر اجزای سوخت برای تغییر تراست محفظه موتور موشک پیشران مایع استفاده می شود. در صورتی که سر اختلاط یک نازل دو جزئی تکی باشد که عنصر متحرک آن (به عنوان مثال، آستینی که در امتداد محور سر حرکت می کند) به طور همزمان مناطق جریان تزریق را برای هر دو جزء سوخت تغییر می دهد، به راحتی به دست می آید.

در این حالت، در محدوده معینی از تغییرات رانش، افت فشار در سراسر انژکتورها را می توان عملاً بدون تغییر نگه داشت، که برای اطمینان از کیفیت اتمیزه شدن اجزای سوخت و پایداری محفظه مهم است. با کاهش مصرف اجزای سوخت، فشار در محفظه و در نتیجه کامل بودن احتراق سوخت کاهش می یابد. چنین سر در اتاق فرود مرحله قمری آپولو استفاده شد. این موتور باعث کاهش 10 برابری رانش در مقایسه با رانش در حالت اسمی می شود.

موتورهای RS-2101C فضاپیمای Viking-75 و R-4D-1l از نازل های جت با جت های اکسید کننده و سوخت برخورد می کنند. انژکتورها روی یک دایره منفرد با شعاع متوسط ​​بین مرکز و دیواره محفظه احتراق قرار می گیرند.

هنگام کار با موتور موشک سوخت مایع، دمای سر محفظه باید به گونه ای باشد که احتمال جوشیدن اجزای سوخت در حفره آن منتفی باشد. برای انجام این کار، یک اسپیسر عایق حرارتی سوراخ دار استوانه ای نازک اغلب بین سر و محفظه احتراق نصب می شود. کاهش جریان گرما به داخل هد و در عین حال افزایش کامل احتراق سوخت با ساخت هد اختلاط از صفحه ای که کانال های سوخت متعددی در آن حک شده است تضمین می شود و خنک شدن متخلخل آن را تضمین می کند و یکنواختی و دقت را تعیین می کند. جریان اجزای سوخت به داخل محفظه احتراق.

سر برخی از محفظه های موتور موشک مایع از آلیاژ آلومینیوم ساخته شده بود. از چنین موادی به ویژه در سر محفظه موتورهای کمکی MA-109 فضاپیمای آپولو با نیروی رانش 450 نیوتن استفاده شد. در سر محفظه موتور RS-2101 از آلیاژ آلومینیوم 2219-T6 استفاده شد. از آنجایی که محفظه احتراق این موتور از بریلیوم ساخته شده بود، یک حلقه آب بندی V شکل که با لایه ای از طلا پوشانده شده بود و یک حلقه ویتون بین سر و محفظه احتراق قرار داده شد.

سر محفظه موتور R-40 از فولاد و آلیاژ آلومینیوم، سر محفظه موتور موشک سوخت مایع با رانش 1 O و 400 نیوتن ماهواره Symphony و فضاپیمای گالیله از مقاوم در برابر خوردگی ساخته شده است. فولاد و در موتورهای R-4D-11

و R-1E-3 - ساخته شده از آلیاژ تیتانیوم.

به منظور تقویت در دماهای بالا، فلنج آلومینیومی که سر را به محفظه احتراق متصل می کند با فایبرگلاس آغشته به رزین فنولیک پیچیده شده است. با این حال، اغلب سر با جوش به محفظه احتراق متصل می شود (اگر دیوارهای اتصال از مواد قابل جوش ساخته شده باشند).

در محفظه های احتراق و نازل های موتور موشک مایع محفظه های R-40A, R-4D-11, R-IE-3, R-6C و R·BV از درزهای جوشی استفاده می شود.در محفظه های موتور موشک مایع با رانش 1 O و 400 نیوتن از ماهواره Symphony، تمام اتصالات با جوشکاری پرتو الکترونی ایجاد می شود و از سفتی زیاد اتصالات اطمینان می دهد.

محفظه موتورهای موشک پیشران مایع دو جزئی در حین کار مداوم بر روی سوخت N 2 O 4 و MMG در R a= 40...150 و رانش آر پی= 2.2 ... 445 نیوتن تکانه خاصی را ارائه می دهد 1 u.p = 2735 ... 2825 m/s (جدول 8.2). در حالت پالسی موتور موشک مایع، ضربه خاص کمتر است و هر چه زمان پالس رانش کوتاه‌تر باشد، ضربه خاص کمتر می‌شود. زمان پالس رانش با زمان اعمال ولتاژ به سوپاپ های سوخت (شیرهای الکتروهیدرولیک) نصب شده روی سر محفظه تعیین می شود که به آن می گویند. عرض پالس الکتریکیدر τ min = 6…20 ms ضربه ویژه موتور موشک پیشران مایع معمولاً برابر با 1860 ... 2350 m/s است. ضربه مخصوص نسبتاً زیاد موتور R-IE-3 (2350 متر بر ثانیه) با عرض پالس الکتریکی 40 میلی ثانیه به دلیل حجم کم حفره داخلی سر مخلوط کننده است.

مصرف دوم اجزای سوخت بسیار کم است. به عنوان مثال، در موتور موشک مایع R-6B، اکسید کننده و مصرف سوخت به ترتیب تنها 0.5 و 0.3 گرم در ثانیه است.

طراحی محفظه های LPRE به روش خنک کننده بستگی دارد. خنک کننده احیا کننده، فرسایشی، داخلی (فیلم)، تابشی و خنک کننده ترکیبی استفاده می شود.

موثرترین آن است احیا کنندهخنک سازی، اما اجرای آن در محفظه های LPRE بسیار دشوار است: در رانش کم و فشار کم در محفظه، نسبت چگالی شار حرارتی سطح و سطح محفظه دمای بالای مایع خنک کننده را تعیین می کند. علاوه بر این، به دلیل جریان کم مایع خنک‌کننده، سرعت آن در کانال‌های خنک‌کننده برای خنک کردن دیواره‌های محفظه کافی نیست. در نتیجه، دمای دیواره های محفظه و کولر ممکن است به مقادیر غیرقابل قبول افزایش یابد، تجزیه یا جوشیدن فیلم مایع خنک کننده و سایر پدیده های غیر قابل قبول رخ دهد. به طور خاص، هیدرازین و مواد قابل احتراق مبتنی بر آن دارای محدودیت دما در کل حجم خود به دلیل تجزیه احتمالی هستند.

محفظه های با خنک کننده احیا کننده عملکرد محدودی در رانش متغیر، به ویژه در سوخت های خود اشتعال با ذخیره سازی طولانی مدت دارند.

محفظه موتور موشک سوخت مایع فضاپیمای Mariner-9 دارای یک محفظه احتراق دیواره ضخیم ساخته شده از بریلیم با هدایت حرارتی بالا و خنک کننده جریان خارجی بود.

منسوخ کنندهخنک‌سازی محفظه‌های موتور موشک پیشران مایع، سادگی طراحی آن‌ها و حداقل شار گرما را به محیط تضمین می‌کند، اما محفظه‌های با خنک‌کننده فرسایشی جرم بیشتری در مقایسه با محفظه‌های با خنک‌کننده تابشی (به دلیل لایه نسبتاً ضخیم از مواد فرسایشی) دارند. جرم یک محفظه با سرمایش فرسایشی طبق قانون جذر زمان کارکرد آن افزایش می یابد. با زمان کار طولانی، جرم چنین دوربین هایی می تواند بیش از حد شود.

در تعدادی از موتورهای موشکی فضاپیمای آپولو (در موتورهای موشک برخاست مرحله قمری، موتورهای موشک ترمز که هنگام نزدیک شدن به زمین روشن می شوند و غیره) از موتورهای موشکی فضاپیمای آپولو استفاده می شود. از موتور اصلی موشک (شکل 8.7) و هشت موتور موشک با جهت مرحله جداسازی، قسمت های سر M-X ICBM، محفظه از یک شمش بریلیوم یکپارچه ساخته شده است. لایه ای از مواد فرسوده بر روی سطح داخلی محفظه احتراق و نازل اعمال می شود که دومی چگالی کمی روی نازل دارد. بریلیم قوی و بادوام است و نیازی به پوشش ندارد. ماده فرسوده مورد استفاده، به ویژه، ماده ای بر پایه رزین فنولیک و سیلیس است.

تابناکخنک‌کاری با طراحی ساده و جرم نسبتاً کم محفظه موتور موشک پیشران مایع در مقایسه با خنک‌کننده فرسایشی، به‌ویژه با زمان طولانی کارکرد موتور تضمین می‌شود. با خنک کننده تابشی، شار گرمایی زیادی در محیط ایجاد می شود. این می تواند باعث آسیب به عناصر ساختاری هواپیمای مجاور شود، بنابراین توصیه می شود دوربین را به صورت باز و نه در داخل محفظه هواپیما قرار دهید. محفظه های خنک کننده تابشی با دمای بالای دیواره های محفظه مشخص می شوند که استفاده از فلزات نسوز (مولیبدن، تنگستن، تانتالیوم و نیوبیم) و آلیاژهای مبتنی بر آنها را ضروری می کند. عملکرد و عمر مفید محفظه های تابشی خنک شده توسط فلزات و پوشش های مقاوم در برابر حرارت و نسوز انتخاب شده تعیین می شود که از اکسید شدن فلزات مقاوم در برابر حرارت و نسوز در دماهای بالا جلوگیری می کند. در این حالت، پوشش ها باید چسبندگی کافی بالایی داشته باشند.

محدود کردن دمای دیواره نیز با انتخاب ترکیب مناسب سر اختلاط و پیکربندی محفظه احتراق به دست می آید.

محفظه موتور موشک مایع MA·109 فضاپیمای آپولو با رانش 441 نیوتن از نیوبیم با پوشش سیلیسید ساخته شده بود. گردن نازل با دی سیلیسید مولیبدن پوشانده شد. برای محفظه های مشابه، یک آلیاژ مولیبدن حاوی افزودنی های Ti و Zr یا مولیبدن پوشش داده شده با دی سیلیسید مولیبدن Mo Si 2، استفاده شد.

برای ساخت اتصالات نازل با استفاده از خنک کننده تابشی، از فلزات نسوز و مقاوم در برابر حرارت نیز استفاده می شود.

نازل محفظه موتور موشک پیشران مایع فضاپیمای Mariner-9 از فولاد مقاوم در برابر حرارت با افزودنی های کبالت ساخته شده بود؛ چنین نازلی در حین کار (تا دمای حدوداً 1375) گرم شد. به).

فلزات نسوز علاوه بر مقاومت شیمیایی کم در برابر محصولات احتراق، مواد گران قیمتی هستند و به دلیل شکنندگی این فلزات، ساخت محفظه از آنها دشوار است. توسعه پوشش‌های مقاوم در برابر اکسیداسیون برای فلزات نسوز با عمر طولانی، مشکلات خاصی را ایجاد می‌کند.

در برخی موارد، پوشش نه تنها از سطح دیوار در برابر اکسیداسیون محافظت می کند، بلکه باعث افزایش انتشار آن می شود که باعث کاهش بیشتر دمای دیوار می شود. چنین ویژگی هایی به ویژه توسط لایه ای از اکسید آلومینیوم که بر روی سطح دیواره آلیاژ نیکل قرار گرفته است، وجود دارد.

برای ایجاد فیلمبرای خنک کردن دیواره‌های محفظه احتراق و نازل، نازل‌هایی در حاشیه سر محفظه قرار می‌گیرند و یک لایه دیواری با اکسید کننده یا سوخت اضافی ایجاد می‌کنند (از دومی بیشتر استفاده می‌شود). به عنوان مثال، در سر محفظه موتور موشک مایع R-4D-11، به همراه هشت نازل دو جت با جت های برخورد اکسید کننده و سوخت، 16 نازل برای خنک سازی فیلم وجود دارد.

خنک کننده فیلم با اکسید کننده همانطور که در بالا نشان داده شد برای دیواره های قسمت استوانه ای محفظه احتراق موتورهای موشک پیشران مایع با رانش های 10 و 400 نیوتن ماهواره Symphony استفاده شد و برای دیواره های اتاقک استفاده می شود. موتورهای موشک پیشران مایع کمکی Minuteman Sh ICBM که برای آنها سوخت مصرف می شود (تقریباً 13٪ از کل مصرف). دیواره های دومی (و همچنین سر مخلوط آن) از آلیاژ نیوبیم SCb-291 ساخته شده است. انتخاب این آلیاژ به دلیل بی اثر بودن آن نسبت به اسید نیتریک است که می تواند در طول نگهداری طولانی مدت تتروکسید نیتروژن تشکیل شود.

محفظه های با خنک کننده فیلم می توانند مقادیر بالای چگالی شار حرارتی سطحی را تحمل کنند و دارای حداقل مقادیر چگالی مشخص شده در محیط باشند. چنین محفظه هایی با تلفات ناشی از کاهش راندمان احتراق در لایه دیوار مشخص می شوند.

خنک کننده فیلم اغلب در ترکیب با خنک کننده تابشی استفاده می شود و محفظه نیز از فلزات نسوز ساخته شده است. به عنوان مثال، یک محفظه خنک شده با فیلم ساخته شده از نیوبیم دارای دمای مجاز دیواره 2030 کلوین است.

خنک کننده خاص برای محفظه موتور موشک پیشران مایع RS-2101C فضاپیمای Viking-75 استفاده شد. سوخت روی سطح داخلی دیواره های قسمت مخروطی نازل پاشیده شد، تبخیر شد و جریان گرمایی که در امتداد دیوار از قسمت مشخص شده نازل به قسمت استوانه ای محفظه پخش می شد را از بین برد. این توزیع با این واقعیت تضمین شد که محفظه احتراق از بریلیم ساخته شده بود که رسانایی حرارتی بسیار بالایی دارد. در قسمت استوانه ای محفظه، گرما توسط پرده فیلم تبخیری که از قسمت مخروطی نازل به آن عرضه می شود جذب می شود. این خنک کننده نامیده می شود درونی؛ داخلیخنک کننده احیا کننده

ترکیبی از خنک کننده داخلی و تابشی در محفظه موتور کمکی سیستم کنترل موشک شاتل فضایی استفاده می شود، در حالی که لایه ای از محصولات احتراق با سوخت اضافی در نزدیکی دیواره محفظه احتراق و نازل ایجاد می شود. این کار با تغییر زاویه تزریق بخشی از سوخت که به سمت خنک کننده فیلم می رود انجام می شود. زاویه تندتر خنک‌سازی را در سطح مشترک بین سر اسپری و محفظه احتراق بهبود می‌بخشد و در نتیجه دماهای پایین‌تری را به همراه دارد.

سرها در طول چرخه کار موتور لایه ای از مواد عایق حرارتی با هدایت حرارتی کم می تواند در دمای دیواره محفظه احتراق 1700 کلوین کار کند. در حداکثر دمای دیواره در حداقل مقطع نازل 1285 کلوین، عمر محفظه 7.2 اینچ 105 ثانیه ارائه می شود. حداکثر زمان کار مداوم 125 ثانیه است.

حداکثر دمای دیواره های محفظه موتورهای موشک سوخت مایع R-4OA، R-4D-1l، R-1E.3، R-6C و R-6B نسبتا پایین است (در محدوده 1313 ... 1563 K) . این امر باعث می شود هنگام ساخت دیواره ها و نازل های محفظه احتراق از آلیاژهای نیوبیم و تیتانیوم از حاشیه های ایمنی کافی اطمینان حاصل شود.

در محفظه موتور موشک سوخت مایع DU RSPE، که مانور قسمت سر ICBM IP Minuteman را تضمین می کند، سر، محفظه احتراق و نازل نیز از نیوبیم ساخته شده است (دمای محفظه طراحی 2030 K).

تعدادی از دوربین ها از پوشش R-512A استفاده می کنند که توسط فیوژن اعمال می شود. این پوشش برای حداکثر دمای 1800...1920 K طراحی شده است. پوشش R-512A یک ماده سیلیسید خشن شیشه ای ویژه برای محافظت در برابر اکسیداسیون و تضمین عمر طولانی است. ضخامت پوشش اعمال شده تقریباً 75 ... 125 میکرون است. ضخامت مشخص شده و یکنواختی پوشش باید پس از اعمال با استفاده از یک سنسور خاص (به ویژه در نقاط گرداب) اندازه گیری شود.

ترکیبی از آلیاژ نیوبیم C-I03 و پوشش R-512A روی سطوح داخلی خارجی محفظه موتور اصلی و کمکی سیستم کنترل جت شاتل فضایی (R-40A و R-lE-3) طول عمر بالایی را ارائه می دهد. و قابلیت اطمینان برای پرواز شاتل فضایی، و همچنین افزایش انعطاف پذیری در کل محدوده دمایی در طول پرواز.

سطح بیرونی محفظه های D R-40A و R-1E-3 با عایق حرارتی ساخته شده از ماده Dynaflex با چگالی 400 کیلوگرم بر متر مکعب پوشیده شده است که در داخل محفظه تیتانیومی قرار گرفته است. این موتورهای پیشران مایع در داخل بدنه شاتل فضایی و عایق حرارتی از عناصر ساختاری داخلی کشتی در برابر گرمای بیش از حد ناشی از افزایش جریان گرما محافظت می کند، زیرا دمای سطح بیرونی محفظه را تحت هر شرایط عملیاتی روی زمین بیش از 450 کلوین نگه می دارد. و در خلاء

برای اطمینان از دمای محفظه موتور موشک پیشران مایع کمکی فضاپیمای قمری "Surveyor" بین چرخه های عملیاتی در محدوده -17 ... ± 37 درجه سانتیگراد، یک پوشش طلا بر روی بیشتر سطح بیرونی اعمال شد. اتاق

در شکل 8I موتور موشک پیشران مایع سیستم پیشرانه اوج ماهواره لیسیات را نشان می دهد که محفظه آن دارای خنک کننده تابشی است.

ترکیبی از خنک کننده داخلی و تابشی در موتور موشک R-4D استفاده می شود. بخشی از سوخت بیش از حد وارد لایه دیوار می شود که همچنین باعث بهبود خنک سازی در ناحیه بین سر مخلوط و محفظه احتراق می شود. حداقل دمای دیواره های محفظه احتراق در حین کار مداوم 1300 کلوین می باشد.

خنک کننده ترکیبی (بازسازی، داخلی و تابشی) محفظه های موتور موشک پیشران مایع ماهواره مصنوعی "سمفونی" با رانش 10 و 400 نیوتن بسیار موثر است.ویژگی خنک کنندگی این محفظه ها این است که در محفظه با رانش 400 نیوتن ، خنک کننده احیا کننده با سوخت در ناحیه گردن نازل اعمال می شود و در محفظه با رانش 10 نیوتن - برای قسمت پایین محفظه احتراق.

خنک کننده تابشی برای گردن و قسمت در حال انبساط نازل محفظه های موتور موشک سوخت مایع با رانش های 10 و 400 نیوتن ساخته شده از نیمونیک ماهواره Symphony استفاده شد.

حداکثر زمان کار مداوم محفظه با رانش 10 نیوتن در طی آزمایشات آتش نیمکت از 3103 ثانیه فراتر رفت. وضعیت حرارتی ثابت محفظه موتور موشک پیشران مایع با رانش 400 نیوتن با خنک کننده ترکیبی فوق نیز در طول عملیات طولانی مدت (بیش از 10.8 103 ثانیه) تضمین شد. پدیده جذب حرارتی تقریباً مشاهده نمی شود. با ضخامت دیواره محفظه 1.i میلی متر، ظرفیت گرمایی آن کم است. دمای سوخت در مسیر خنک کننده محفظه پس از خاموش کردن موتور تنها 10 کلوین افزایش یافت.

نازل محفظه موتور اصلی موشک پیشران مایع مرحله M-X از کولار ساخته شده است.

برخی از موتورهای موشک پیشران مایع می توانند با سوخت های مختلف کار کنند. به عنوان مثال در موتور R-4D -11 علاوه بر MMG می توان از هیدرازین و آئروزین-50 استفاده کرد.

موتورهای موشک پیشران مایع (و بنابراین دوربین ها) می توانند در هر دو حالت پالسی و پیوسته کار کنند. حالت پالس عمدتاً برای موقعیت مکانی و مانورهای کنترل رول استفاده می شود. یکی از ویژگی های عملکرد در حالت پالس، مقدار نسبتاً کوچک ضربه رانش است که در طی یک چرخه عملیات ایجاد می شود، حتی اگر محفظه یک رانش نسبتاً بزرگ ایجاد کند. این به شما امکان می دهد از عملکرد طولانی مدت دوربین جلوگیری کنید که الزامات سخت گیرانه تری را برای خنک کننده آن تحمیل می کند. علاوه بر این، تنها با تغییر زمان چرخه عملیات، می توان مقادیر مختلفی از ضربه رانش را در رانش ثابت ارائه داد.

با این حال، حالت عملکرد پالسی محدودیت هایی را در انتخاب سوخت اعمال می کند (LPRE های مکرر فقط روی سوخت های خود اشتعال آزمایش شده اند) و همانطور که قبلاً ذکر شد باعث کاهش ضربه خاص محفظه می شود.

موتورهای موشک پیشران مایع با رانش بالا، هنگامی که اجزای سوخت را تحت فشار فشار مخازن با پمپ‌های کار نمی‌کنند، می‌توانند نیروی رانش مربوط به رانش موتور موشک پیشران مایع ایجاد کنند. به عنوان مثال، در این حالت عملیاتی، موتور موشک پیشران مایع RL-10 نیروی رانش 854 نیوتن و یک ضربه خاص در خلاء تقریباً 4000 متر بر ثانیه ارائه می کند.

ارزش های سی تیبرای سوخت N 2 0 4 + MMG برای اکثر موتورهای موشک پیشران مایع برابر با 1.60 ... 1.65 (با تحمل ± 0.03 ... 0.05) انتخاب شده است.

برای کاهش اندازه و وزن محفظه موتور موشک پیشران مایع، می توانید فشار را افزایش دهید آربه اما فشارهای بالا آرمنجر به الزامات خنک کننده سخت تر، به ویژه در ناحیه گردن نازل می شود.

برای خنثی کردن ارتعاشات HF در حین احتراق در محفظه احتراق تعدادی از موتورهای موشک مایع (R40A، R-4D-ll، RS-2101C، و غیره)، حفره های صوتی (دمپرهای تشدید صوتی) در حاشیه سر اختلاط قرار می گیرند. .

با کمک حفره‌های صوتی، پایداری احتراق دینامیکی حاصل می‌شود و از عدم حساسیت تقریباً کامل به تمام اختلالات طبیعی و مصنوعی وارد شده و همچنین عملکرد پایدار محفظه در طیف گسترده‌ای از شرایط عملیاتی، از جمله فرآیندهای گذرا، اطمینان حاصل می‌کند.

تعدادی از موتورهای موشک سوخت مایع عمر مفید بسیار بالایی دارند، به عنوان مثال، زمان کار موتور موشک سوخت مایع R-4D در حالت اسمی می تواند به 3.6 106 ثانیه برسد. همچنین قرار است عمر موتورهای کمکی سیستم کنترل موشک شاتل فضایی با استفاده از پیشرفت‌هایی در فناوری محفظه و روش‌های کاربردی، پوشش‌های محافظ و همچنین بهبود روش‌های نگهداری عملیاتی به ۱۰۶ ثانیه افزایش یابد.

عمر مفید دوربین نه تنها به مصالح ساختمانی و پوشش های استفاده شده، بلکه به پارامترهای انتخابی نیز بستگی دارد. به طور خاص، با کاهش دمای محصولات احتراق در محفظه، منبع آن افزایش می یابد.

به طور معمول، صفحه قسمت خروجی نازل محفظه های LPRE عمود بر محور طولی آنها است. با این حال، موتورهای اصلی و کمکی سیستم کنترل موشک شاتل فضایی در داخل بدنه فضاپیما فرو رفته و قسمت خروجی آنها همسطح با سطح بدنه است. با توجه به موقعیت های متفاوت دوربین ها نسبت به بدنه، 17 زاویه نازل مختلف برای موتورهای اصلی و چهار زاویه برای موتورهای کمکی به دست می آید.

محور نازل محفظه موتور موشک سوخت مایع معمولاً ادامه محور محفظه احتراق است، اما نازل می تواند در یک زاویه (در برخی موارد در یک زاویه بزرگ (تا 1000)) قرار گیرد. ادامه محور محفظه احتراق؛ نیاز به این ممکن است در درجه اول برای سیستم عنوان موتور موشک ایجاد شود. با توجه به شرایط چیدمان، قسمت خروجی نازل می تواند مستطیل شکل (مثلاً با نسبت ابعاد دو) باشد.

اتاقک موتورهای موشک سوخت مایع تک جزئی. طراحی و پارامترهای اتاقک های تک جزئی و همچنین ژنراتورهای گاز تک جزئی به روش تجزیه سوخت بستگی دارد. اتاق‌های تجزیه کاتالیزوری در CIIIA توسط Hayes ساخته می‌شوند. در محفظه‌های تجزیه حرارتی، جزء سوخت در تماس با یک سطح گرم تجزیه می‌شود که گرم‌کن‌های الکتریکی رایج‌ترین آنها هستند. بخاری الکتریکی به ویژه در محفظه تجزیه موتورهای موشک مایع با رانش 0.3 نیوتن از TRW استفاده می شود که در ماهواره ارتباطی Intelsat V استفاده می شود.

شدنی. تجزیه هیدرازین با عرضه مداوم جریان نسبتاً کم تتروکسید نیتروژن به داخل محفظه، که یک سوخت خود اشتعال با هیدرازین را تشکیل می دهد. هیدرازین تحت تأثیر گرمای آزاد شده در طی احتراق بخشی از هیدرازین با تتروکسید نیتروژن از نظر حرارتی تجزیه می شود.

تعداد نازل ها در محفظه های موتورهای موشکی تک جزئی سوخت مایع می تواند بسیار متفاوت باشد - از یک نازل (به عنوان مثال، در موتور موشک پیشران مایع کنترل جهت ماهواره تحقیقاتی جمهوری خلق چین) به تعداد زیادی نازل نازل های چنین محفظه هایی دارای قطر نازل بسیار کمی هستند. بنابراین در حین کارکرد موتور مواردی از کاهش شدید ناحیه جریان نازل تا انسداد کامل آن مشاهده شد.

سر محفظه ممکن است از تعداد زیادی لوله مویین پخش کننده تشکیل شده باشد. این طراحی سر که در موتور Hamilton REA 20-4 استفاده شده است، سرعت تزریق را به سطح پایین محدود می کند و توزیع یکنواخت هیدرازین را در بسته فاضلاب تضمین می کند. این باعث افزایش سطح کاتالیزور شسته شده توسط هیدرازین می شود، ویژگی های دینامیکی را بهبود می بخشد، عملکرد نرم تر موتور را تضمین می کند و سایش پک را کاهش می دهد. سطح هد توسط یک توری دوتایی محافظت می شود که از ورود ذرات کاتالیزور به سر و سوپاپ جلوگیری می کند که در اثر لرزش یا ضربه موتور امکان پذیر است. برای همین منظور، در موتور موشک مایع ماهواره ارتباطی Intelsat IV A (تراست 24.5 نیوتن)، نازل ها با یک توری نازک پوشیده شده اند. برای محفظه های موتور موشک مایع با رانش بسیار کم (0.1 ... 0.4 N)، هیدرازین را می توان قبل از وارد کردن آن به داخل محفظه گازی کرد (نقطه جوش معمولی هیدرازین 387 K است).

بسته کاتالیزور باید به طور ایمن در حفره محفظه تجزیه ثابت شود تا از به دام افتادن ذرات کاتالیزور جلوگیری شود (شکل 8.9)، و مواد مورد استفاده برای عناصر ساختاری باید در برابر نیتراسیون مقاوم باشند. به طور خاص، بسته کاتالیست موتور موشک مایع ماهواره ای Intelsat IV A در یک مش دوگانه ساخته شده از آلیاژ پلاتین قرار داده شده است.

پکیج کاتالیست موتور REA 204 توسط یک صفحه سوراخ دار به دو قسمت تقسیم می شود. بخش بالایی از کاتالیزور lIIell-405 ریز دانه استفاده می کند که تجزیه سریع هیدرازین و عملکرد پایدار موتور را تضمین می کند. برای کاهش مقاومت هیدرولیکی پکیج کاتالیست، یک کاتالیزور درشت دانه Shell 405 در قسمت پایین قرار داده شده است.

کاتالیزور در دماهای پایین فعالیت کافی ندارد. علاوه بر این، زمان لازم برای رسیدن به حالت بیش از حد تخمین زده می شود، زیرا گرمای آزاد شده ابتدا برای گرم کردن کاتالیزور و دیواره های محفظه صرف می شود. تعدادی از موتورها، از جمله موتور موشک پیشران مایع REA 204، از گرمکن پکیج الکتریکی برای حفظ دمایی استفاده می کنند که از تخریب بسته های مرتبط با شروع سرد موتور جلوگیری می کند. این موتور از دو عنصر گرمایش الکتریکی نیکروم استفاده می کند (ن= 3.8 وات؛ V= 28 ولت)، در یک محفظه ساخته شده از Inconel 600 قرار داده شده است. بسته کاتالیست را می توان برای مدت طولانی - تا 30 دقیقه گرم کرد.

برای بهبود ویژگی های استحکام گرانول ها، کاتالیزور تحت درمان فشرده ویژه قرار می گیرد و از کروییت بیشتر آنها اطمینان می یابد. به طور خاص، آنها از گرانول های نزدیک به کروی با قطر 0.6 میلی متر با ضریب کروی تقریبا 0.75 استفاده می کنند (این ضریب برابر است با نسبت سطح کره به سطح گرانول کاتالیزور). . پر شدن به اندازه کافی متراکم محفظه توسط یک ویبراتور الکترودینامیکی تضمین می شود.

برای. هنگام محاسبه قطر محفظه تجزیه، سرعت جریان آن تعیین می شود که معمولاً برابر با 0.75 ... 3.5 g / (cm 2 s) انتخاب می شود.

در زیر مقادیر معمولی پارامترهای یک محفظه هیدرازین با رانش 10 نیوتن وجود دارد: نرخ جریان 3.5 گرم / (cm 2 s)؛ 1" 1.P= 2256 متر بر ثانیه; آر k = = 1.5 مگاپاسکال؛ "P] = 0.95؛ v = 4.7 سانتی متر" / ثانیه؛ اندازه گرانول 0.6 میلی متر; ضریب کروی آنها 0.75 است. D K = 13 میلی متر; L K = 16.3 میلی متر; د* = 2.23 میلی متر؛ افت فشار در سر اسپری مویرگی 0.4 مگاپاسکال است. افت فشار در سراسر بسته کاتالیست 0.25 مگاپاسکال است.

بسته کاتالیست محفظه های LPRE فضاپیما در معرض خلاء محیطی قرار دارد.

در محفظه های LPRE معمولا از نازل های پروفیلی استفاده می شود. یک نازل پروفیل به ویژه در محفظه موتور موشک مایع REA 204 استفاده می شود. کوتاه شده است، با حداقل سطح. شکل نازل برای ارائه حداکثر ضربه با حداقل طول و جرم بهینه شده است. ضخامت دیواره نازل در طول آن به سمت خروجی به حداقل مقدار کاهش می یابد که کاهش جرم را با استحکام کافی تضمین می کند.

برای عایق بندی حرارتی شیر سوخت از جریان های حرارتی محفظه، فلنج آن با یک اسپیسر نازک سوراخ شده به محفظه متصل می شود و علاوه بر این، هیدرازین از طریق لوله های نازک مویین از شیر به سر وارد می شود. علاوه بر این، جریان گرما از خطوط لوله مویرگی و اسپیسرها توسط فلنج نصب موتور درک می شود.

حداکثر مقادیر زیر برای اتاقک های هیدرازین به دست آمده است: 560 نیوتن یا بیشتر. ضربه خاص 2300 متر بر ثانیه; تعداد چرخه های عملیاتی 5∙10 5؛ کل زمان عملیاتی 1.5 105 ثانیه. ضربه کل رانش 5.5 MN·s. زمان کار مداوم برخی از موتورهای هیدرازین (مثلاً موتور موشک مایع REA 20-4) به هیچ وجه محدود نیست. CIIIA در حال توسعه موتورهای موشک پیشران مایع هیدرازین با تعدادی چرخه عملیاتی 106 با ضربه کل رانش 0.89 MN·s است که مشکل اصلی آن خستگی حرارتی مواد است.

موتورهای موشک پیشران مایع تک جزیی، بر خلاف موتورهای دو جزئی، هیچ محدودیتی در سطح رانش پایینی ندارند. یکی از کوچکترین مقادیر u - 0.212 N - در محفظه موتور موشک مورد استفاده در فضاپیما یافت می شود که برای پرواز به سیارات بیرونی منظومه شمسی در نظر گرفته شده است.

هنگام استفاده از پروپان تبخیر کننده می توان حتی پیش نویس کمتری به دست آورد. چنین سیستمی که برای اطمینان از دقت جهت گیری بالا به همراه یک پیشرانه هیدرازین طراحی شده است، در ماهواره Exo آژانس فضایی اروپای غربی که در سال 1983 پرتاب شد، استفاده می شود که با آن می توان رانش را در محدوده 30...50 تغییر داد. mN.

به منظور افزایش تقریبی 30 درصد ضربه خاص، برخی از سیستم‌های پیشران از ماهواره‌های مصنوعی استفاده می‌کنند. گرمایش الکتریکی محصولات تجزیهاین افزایش با این واقعیت توضیح داده می شود که در موتورهای موشک پیشران مایع که در حالت پالسی کار می کنند، بخش قابل توجهی از گرمای آزاد شده در طی تجزیه هیدرازین صرف گرم کردن کاتالیزور و دیواره های محفظه می شود و در موتورهای موشک پیشران مایع با تجزیه حرارتی هیدرازین و حرارت الکتریکی محفظه تجزیه، تمام گرمای آزاد شده در طی تجزیه تقریباً منحصراً به محصولات تسریع کننده تجزیه می رود.

در چهار موتور موشک پیشران مایع با رانش 0.3 نیوتن از ماهواره TRW "Intelsat U"، محصولات تجزیه وارد یک محفظه اضافی می شوند، جایی که از یک بخاری برقی خروشان عبور می کنند، در نتیجه دمای محصولات تجزیه قبل از ورود به نازل به 2200 K افزایش می یابد. از آنجایی که این موتور به ندرت روشن می شود (حدود یک بار در ماه)، بنابراین نیازی به پانل های خورشیدی اضافی ندارد. بخاری های برقی (از جمله بخاری برقی پکیج کاتالیزوری) از پنل های خورشیدی اصلی تغذیه می کنند، در حالی که جریان 15 آمپری از طریق یک باس باتری جداگانه به بخاری های برقی می رسد. متوسط ​​ضربه مخصوص این محفظه به 2900 متر بر ثانیه می رسد. صرفه جویی در وزن هیدرازین در نتیجه گرمایش الکتریکی محصولات تجزیه تقریباً 20 کیلوگرم است.

چهار موتور موشک مشابه از Rockit Research، هر کدام 0.36 نیوتن، توسط ماهواره های GTE G Star، GTE Spacenet و ASC استفاده می شود. این موتورهای پیشران مایع همچنین نیروی رانش کل تا 311.5 کیلو نیوتن ثانیه را ارائه می دهند. موتورهای موجود در ماهواره فقط در حالت رانش ثابت کار می کنند و برای حفظ جهت شمال به جنوب ماهواره استفاده می شوند. چنین موتورهای پیشران مایع برای ماهواره‌های Satcom IR و IIR آزمایش شدند که بیش از 6.12 10 4 ثانیه بر روی آنها کار کردند. اگرچه این ماهواره به چهار موتور موشک سوخت مایع با محصولات تجزیه الکتریکی گرم شده مجهز است، اما تنها دو عدد از آنها برای هر مانور استفاده می شود (دو موتور دیگر پشتیبان هستند).

بخشی از یک موتور موشک پیشران مایع با محصولات تجزیه الکتریکی گرم شده در شکل 1 نشان داده شده است. 8.10. اجزای زیر را می توان به عنوان بخشی از موتور تشخیص داد: سوپاپ سوخت با بخاری برقی. محفظه تجزیه با لوله خروجی گاز؛ بخاری های برقی بسته کاتالیست با سپر حرارتی؛ واحد گرمایش الکتریکی برای محصولات تجزیه؛ یک بلوک مبدل های حرارتی با صفحه های تابشی و حرارتی و یک واحد نصب برای بستن قطعات و بلوک های فوق.

پکیج کاتالیزورهای این موتورها مشابه پکیج موتور موشکی استاندارد هیدرازین پیشران مایع با نیروی رانش 0.89 نیوتن است (12 موتور از این قبیل در سیستم های قدرت همان ماهواره ها گنجانده شده است) که برای برنامه وویجر توسعه یافته و در حال حاضر در تمام ماهواره های RCA استفاده می شود.

محفظه تجزیه دارای یک محافظ حرارتی مخروطی با روکش طلا است.

نازل با یک لوله اگزوز گاز متصل به مبدل حرارتی جایگزین می شود.

این شامل دو بخش استوانه ای متحدالمرکز با عناصر محوری است که جریان را به سمت یک نازل مخروطی هدایت می کند. یک بخاری الکتریکی برای محصولات تجزیه در قسمت مرکزی مبدل حرارتی قرار دارد. مجهز به صفحه نمایش تابشی برای جلوگیری از جریان گرما در جهت محوری است. جریان گرمای تابشی از بخاری الکتریکی به بخش داخلی مبدل حرارتی می رسد. محصولات تجزیه که این بخش را شستشو می دهند، گرما را با افزایش دمای مربوطه جذب می کنند. مبدل حرارتی دارای تعدادی صفحه است که از نشت گرما به محیط جلوگیری می کند.

در صورت خرابی موتور الکتریکی محصولات تجزیه، این محفظه ها در حالت تجزیه هیدرازین در حضور کاتالیزور عمل می کنند.

عمر عملیاتی موتورهای موشک پیشران مایع تک جزیی بسیار طولانی است؛ تنها در صورت استفاده از بخاری های الکتریکی که منابع محدودی دارند، کاهش می یابد.

موتورهای موشک پیشران مایع هیدرازین به طور گسترده در سیستم های رانش برای جهت یابی فضاپیماها و ماهواره های مصنوعی استفاده می شود.

چنین موتورهایی معمولاً در پالس های کوتاه مدت (تا 7 ... 10 میلی ثانیه) کار می کنند و بنابراین فرآیندهای محفظه و سایر اجزای چنین موتورهایی غیر ساکن هستند.

آلیاژهای مقاوم در برابر حرارت معمولاً به عنوان مواد برای محفظه موتورهای موشک پیشران مایع تک جزئی انتخاب می شوند، زیرا این مواد باید در دماهای بالا و اثرات پیچیده محصولات گازی (به ویژه نیتریدها) تجزیه هیدرازین برای مدت طولانی مقاومت کنند. به عنوان مثال، دوربین موتور موشک ماهواره اینتلست ن A" از آلیاژ کبالت I-605 ساخته شده است.

آلیاژ Hastelloy-B، فولاد مقاوم در برابر خوردگی و مواد دیگر نیز استفاده می شود. محفظه LPRE فضاپیما، که برای پرواز به سیارات بیرونی منظومه شمسی در نظر گرفته شده است، از آلومینیوم ساخته شده است، آنودایز شده برای کاهش انعکاس تابش خورشیدی.

هنگام طراحی محفظه های LPRE، حاشیه ایمنی برابر با یک و نیم انتخاب می شود و فشار شکست دو برابر حداکثر فشار کاری است.

ساخت محفظه های LPRE به دلیل قطر کوچک حداقل مقطع نازل (0.8 میلی متر یا کمتر) نسبتاً پیچیده است. به ویژه، اطمینان از انتقال صاف از قسمت باریک نازل به قسمت واگرا، با دقت بالا بسیار دشوار است.