Главная страница >  Цитатник 

Большие требования к маленьким ЖРД

С появлением крупных космических аппаратов возникла необходимость в небольших двигателях, предназначенных для управления движением этих аппаратов на траектории и, в частности, для их ориентации и стабилизации, для коррекции скорости полета и траектории, для проведения маневров на орбите и т.д. Требования к таким космическим двигателям во многом отличны от тех, которые предъявляются к рассмотренным ранее ЖРД носителей. Здесь и необходимость многократных пусков в условиях невесомости и космического вакуума, и импульсный режим работы, и длительное нахождение в космическом полете и т. д.

Большие требования к маленьким ЖРД

Ассортимент конструкционных материалов, применяемых в космических ЖРД, постоянно расширяется, что позволяет конструкторам улучшать качественные характеристики этих двигателей. Так, например, в конце 60-х — начале 70-х годов специалисты фирмы "Рокетдайн" решили попробовать использовать бериллий, который, помимо высокой температуры плавления, обладает и высокой теплопроводностью. На внутренней стороне стенки камеры ЖРД была создана пленка горючего для внутреннего охлаждения, сопло предполагалось охлаждать только радиационным методом. Проведенные эксперименты наглядно показали, что в такой конструкции заметная часть тепла передается теплопроводностью по бериллию от наиболее горячего места двигателя (критического сечения сопла) к его более "ХОлодным" местам, т.е. к части камеры, охлаждаемой внутренним методом. В результате температура стенки, в районе критического сечения сопла оказалась ниже ожидаемого значения, а это позволило улучшить экономичность двигателя.

Эти требования в конечном счете привели к тому, что вместо применявшегося в больших ЖРД проточного охлаждения в небольших космических двигателях стали использоваться другие, более простые методы. В конце 50-х — начале 60-х годов начались практические работы по применению в космических ЖРД радиационного охлаждения. Его сущность состоит в следующем. Выбором низкокалорийного топлива, организацией горения при большом избытке одного из его компонентов и при сравнительно небольшом давлений в камере добиваются низкой температуры продуктов сгорания. Камеру сгорания ЖРД изготовляют из жаропрочного материала, способного выдерживать давление продуктов сгорания при температуре порядка 1800°С. При такой температуре тепловой поток, поступающий на стенку двигателя, излучается ею в космическое пространство так, что наступает тепловой баланс: сколько тепла поступило на стенку, столько же и излучается в космос. О возможности использования такого метода мечтали в 30-е годы пионеры ракетной техники, однако в то время в промышленности не было материалов, способных работать при столь высоких температурах, и такое охлаждение не могло найти тогда применения. В 40-е годы под влиянием потребностей атомной энергетики, авиации, химического машиностроения, радиоэлектроники и некоторых других областей начались, широкие работы по получению жаропрочных сплавов тантала, ниобия, молибдена. К концу 50-х годов, т.e. по существу, к тому времени, когда в космической технике возникла потребность в использовании новых материалов, последние находились на достаточно высоком уровне своего развития. В начале 60-х годов начали испьггываться камеры ЖРД, изготовленные из танталового сплава 90Ta-10-W, из сплавов молибдена с противоокислительными покрытиями.

Следует отметить, что метод теплопоглощения в настоящее время используется лишь на некоторых экспериментальных ЖРД. Что же касается метода изоляции, то он находит широкое применение, причем нередко в комбинации с проточным охлаждением.

Большое значение для решения проблемы теплозащиты ЖРД имели новые керамические огнеупорные материалы, работы по поиску которых начались у нас в стране, еще в конце 30-х годов. Основные успехи в этой области были достигнуты начиная с 50-х годов. Появление новых огнеупорных материалов обратило взоры конструкторов космической техники к таким широко, но малоуспешно применявшийся в 30-е годы методам теплозащиты, как теплопоглощение и теплоизоляция. В первом случае тепло, поступающее от продуктов сгорания, аккумулируется стенкой, и двигатель работает лишь до тех пор, пока ее температура не достигнет предельного для данного материала значения. Во втором, случае огнеупорный материал изолирует стенку, имея, допустимую температуру выше температуры продуктов сгорания. При теплопоглощении требуются материалы, с большой теплоемкостью и теплопроводностью, а при теплоизоляции, наоборот, — с относительно низкой теплопроводностью.

Еще в 1933 г. Зенгер в своей "Программе испытаний ракетных двигателей с постоянным давлением в камере сгорания" предложил добавлять в топливо "подходящее вещество", которое при горении осаждается на стенке, так что происходит ее регенерация. В качестве такого вещества он предлагал использовать карбонил железа или асфальт.

Непрекращающиеся поиски новых способов охлаждения космических ЖРД приводят в ряде случаев к появлению весьма оригинальных технических решений.

Результаты экспериментов, в частности, показали, что при давлениях в камере сгорания до 70 кгс/см2 можно добиться 30%-ного уменьшения теплового потока в стенку (при добавлении в топливо 1% по весу кремнийорганических веществ) практически при неизменном удельном импульсе. Этот способ в 70-е годы был применен специалистами фирмы "Белл" на корректирующей двигательной установке ракетной ступени "Аджена". На начальном этапе развития ЖРД пионеры ракетной техники практически не проводили научных исследований, направленных на изучение особенностей внутрикамерных процессов. В 30-е годы не было даже, например, известно, что при возникновении высокочастотной неустойчивости в камере величина теплового потока в стенку двигателя увеличивается. Незнание этой особенности нередко приводило к тому, что при прогорании стенки двигателя исследователи начинали улучшать его охлаждение, а не процесс горения, являвшийся действительным "виновником" этого прогара.

Этот способ долго не находил практического применения, В первые послевоенные годы исследования этого метода теплозащиты начали проводить специалисты фирмы "Дженерал Электрик", анализировавшие две его разновидности: естественное образование теплозащитного слоя углерода на стенке при сгорании углеводородных топлив и образование такого слоя при добавлении в другие виды топлива (например, спирт и жидкий кислород) специальных кремнийорганических веществ.

Новые знания об особенностях процессов, протекающих в ЖРД, облегчали конструкторам и решение проблемы тепловой защиты. Так, например, в начале 60-х годов при изучении небольших двигателей эксперименты наглядно показали на существенное уменьшение теплового потока в стенку при применении сравнительно большого угла сужения докритической части сопла. В результате появился еще один метод, способствующий решению проблемы теплозащиты ЖРД.

Однако отставание теории от практики в ракетном двигателестроении не могло продолжаться долго — становилось все труднее, а в ряде случаев и просто невозможно совершенствовать двигатели на основе лишь интуиции и здравого смысла исследователей. В результате в 40-е годы в разных странах начались теоретические и экспериментальные научные исследования в области ЖРД, особенно расширившиеся в годы после второй мировой войны.

Насадок сопла двигателя LR-81-BA-9 (модель 8096) был изготовлен из сплава титана и имел внутреннее покрытие огнеупорными материалами. На двигателе второй ступени ракеты-носители "Титан-2" расширяющаяся часть сопла была изготовлена из абляционного материала на основе эпоксидных и фенольных смол. На ЖРД AJ-10–104 ракетной ступени "Эйбл-Стар" насадок сопла был из сплава титана и имел радиационное охлаждение.

Следует отметить, что и при разработке ЖРД ракет-носителей отчасти применяются многие из методов теплозащиты, с помощью которых предохраняется материальная часть ЖРД самих космических аппаратов. В 60-е-70-е годы расширяющиеся части (насадки) сопел больших двигателей нередко изготовляются без внешнего проточного охлаждения. Так, например, закритическая (расширяющаяся) часть сопла американского ЖРД F-1, начиная с участка, где степень расширения равнялась 10, была изготовлена из жаропрочного сплава и охлаждалась только внутренним пристеночным слоем газа, направлявшегося на ее стенку после выхода из турбонасосного агрегата.

Ранее уже отмечалось, что теплозащита спускаемых космических аппаратов осуществляется с помощью абляционного охлаждения. Этот метод широко применяется и в космических двигателях. В последние годы в космической технике начали широко использоваться ракетные двигатели, работающие на твердом топливе. В частности, они применяются в качестве разгонных ступеней ракет-носителей и имеют сравнительно невысокую теплонапряженность и небольшое время непрерывной работы. Их теплозащита осуществляется с помощью тех же методов, что и теплозащита ЖРД космических аппаратов: изоляция, абляционное охлаждение, отмеченное ранее теплопоглощение и т.д.

Ранее уже приводился пример практического применения в небольших ЖРД теплозащиты отложением (т.е. метода, основанного на осаждении на стенке постоянно обновляющегося покрытия). Этот способ пригоден также и для двигателей, предназначенных для ракет-носителей. В 70-е годы с его помощью осуществлялась теплозащита основного двигателя ракетной ступени "Аджена", что позволило перейти к использованию на нем более плотного окислителя и повысить его удельный импульс почти на 2 с (19,6 м/с).

Поиск новых методов охлаждения ракетных двигателей ведется широким фронтом, приводя время от времени к успеху. В разных странах ежегодно появляется большое количество изобретений в этой области, в которых нередко предлагаются весьма оригинальные технические решения. Вместе с тем, несмотря на обилие новых предложений, лишь единицы из них находят практическое применение. По-видимому, настало время, когда все целесообразное уже выявлено, опробовано, внедрено. Специалистам остается лишь совершенствовать уже известное, надежд на открытие принципиально нового метода охлаждения с каждым годом становится все меньше и меньше. Впрочем, у познания пределов нет, и, может быть, время и усилия еще принесут свои плоды, как это уже не раз бывало в истории науки и техники.

Однако в ряде случаев на двигателях твердого топлива применяются и некоторые оригинальные методы. Вот, например, один из них. Стенка в районе критического сечения сопла изготовляется из жаростойкого пористого материала (вольфрама, графита и т.д.), пропитанного некоторым наполнителем (медью, тефлоном, серебром и т.д.). При работе двигателя температура стенки не будет превышать некоторого предельного значения, так как тепло будет поглощаться за счет нагрева, плавления и испарения наполнителя, который, кроме того; превратившись в газ, будет выходить из пор стенки, создавая "холодный" пристеночный слой.





Далее:
Космические марки не включенные в основной список.
Голованов Я.К. «Кузнецы грома».
Grissom Virgil.
YOUNG JOHN.
Краффт А. Эрике «Будущее космической индустрии».
ОТ АВТОРА.
Эксперименты на геофизических ракетах.
Космическая медицина—земной!.
Frank Borman.


Главная страница >  Цитатник