LRE на monopropellant
Space LRE този вид работи при ниска водна водороден пероксид (концентрация 90%) или хидразин, в разлагаща LRE камера в присъствието на катализатор; произвежда висока температура газ създава тяга при изтичане на дюзата.
Схема на системата за контрол на реактивен с LRE на monopropellant:
1, 10 - пълнене на клапана; 2 - гъвкава торба; 3 - резервоар за гориво; 4, 6, 8 - клапаните контрол; 5 - филтър. 7, 9, 13. 15 - дренажни и предпазни клапани "11 - газов цилиндър ;. високо налягане 12 - на налягане, 14 - изпускателен вентил, 16 - LRE камера
Цифрата показва типична система за задвижване с разширител на monopropellant. Гориво съхранява в гъвкава торбичка, поставена в резервоар, и се подава към камерата под налягане на газообразен азот или хелий, катализаторът за разлагане на гориво е в камерата. Контрол на гориво подава към камерата се извършва, използвайки високоскоростен електромагнитен клапан на електромагнитен тип.
Първият установено използване спомагателни LRE "работи на водороден пероксид. Създаването на такива LRE е относително просто въпрос, тъй като водороден пероксид е използван преди в задвижването на ракета като monopropellant и като източник на газ за задвижване на събрания турбопомпа. Освен това, в САЩ, например, LRE бяха тествани за системи за контрол на реактивността, експериментални самолети, ракетни самолети.
Багажно LRE работещи на водороден прекис:
1 - monopropellant подаваща тръбопроводна; 2 - глава спрей; 3 - каталитично комин; 4 - струя дюза.
Тегло и LRE производителност, като използвате monopropellant до голяма степен се определя от характеристиките на разлагане на катализатор на гориво. В спомагателната пространство LRE намерено приложения като катализатори за калиев перманганат, и сребро. В първия случай пакет катализатор, който е поставен в камерата LRE е смес от гранули вещества-носители, импрегнирани с манган-калиев киселина (вляво). Във втория случай опаковката катализатор е направена като посребрено тел рамка, обикновено изработени от неръждаема стомана. LRE с катализатора се опаковат по-съвършен.
За LRE работещи на 90% водороден пероксид температура газ в камерата за разширение е около 800 ° С, определен импулс - приблизително 1400-1600 м / сек. Гориво с по-висока концентрация на водороден пероксид съответства на по-високи стойности на споменатите параметри. Трябва да се отбележи в тази връзка, че с увеличаване на концентрацията на водороден прекис за повишаване на изискванията за избор на строителни материали и почистване на работните елементи в контакт с гориво, за да се избегне неговото спонтанно разпадане. Относително ниската температура на газовете генерирани от разграждането на водороден пероксид, позволява да LRE камера, работещи на тези горива от конвенционален неръждаема стомана (преброяване на тяхното охлаждане чрез излъчване).
Тези двигатели (Бел от структурата на дружеството), използвани, например, в 1962-1963. на космически кораб "Меркурий" и се използва от 1963 г. на сцената на ракета "Кентавър". На кораба "Меркурий" е бил използван 18 ракетен двигател. обединени в две независими системи за контрол на реактивността - автоматичен и ръчен. се прилага на автоматичната система работи в импулсен режим, три вида ракетни двигатели - с тяга на 0.45, 2.7 и 11 кг. В ръчен система, която е резервна, използвани LRE последните два вида, но с регулируема тяга.
На етап ракета "Кентавър", използван помощен разширител 12 с натиск от 2,7 кг, обединени в блок 4 монтирани по периферията на сцената. Те осигуряват стъпка ориентация. отлагане на гориво в етапа на резервоара и спиране на космически кораб отделение.
Водороден прекис е най-широко използваната в спомагателния пространство ООИ в средата на 60-те години, след което започнаха постепенно да се заменят с двукомпонентно хидразин и течни горива, което позволява да се получи по-висок специфичен импулс за ракетен двигател.
При преминаване от водороден прекис в хидразин специфичен импулс ракетен двигател е увеличил с приблизително 40%. Освен това, за разлика от хидразин силно концентриран водороден пероксид не е предмет на спонтанно разлагане. Тези предимства на хидразин бяха оценявани допълнително в 1958-1959. когато развитието на ракетен двигател за автоматична междупланетна станция стартира в Съединените щати.
Въпреки това, естеството на хидразин разлагане е слабо разбран, което предизвиква трудности при създаването на катализатор, който може да активно разпадащи хидразин при стайна температура и издържат многократно активиране на двигателя. Такъв катализатор се появи в САЩ през 1964 г. Тя е разработена от Shell компания за развитие и получава името "Shell 405".
Активното вещество на катализатора, предоставяща разширение е иридий. Той се прилага за порьозни гранули на носещ материал, който е алуминиев окис.
С появата на този катализатор бяха направени в чужбина, и са открили множество приложения Проби пространство LRE работещи на хидразин. Обхват пръти се разработват от тях е в границите от около 20 г до 300 кг.
Хидразин ракетни двигатели тяга 0.9 кг (USA)
Температурата на газа в разлагане двигател камера хидразин е относително ниска (около 1000 ° С), който позволява производството на камерни свръхсплави на LRE, броене (както в случая LRE работещи на водороден пероксид) за тяхното охлаждане чрез излъчване. Фигурата вдясно показва типична хидразин ракетен двигател, разработен от Rocket Riserch- един от водещите американски компании в разработването на такива двигатели. Следното описва хидразин ракетен двигател за сателитни системи за контрол, в която са широко използвани тези мотори.
Хидразин LRE използва по-специално за комуникационни спътници, работещи в геосинхронна орбита. Обикновено тези сателити са стабилизирани въртене и те използват няколко двойки разширител с тяга на около 2 кг осигуряване на предварително определена ъглова скорост на сателита (обикновено 60-100 об / мин), оста на въртене обръщане, както и осигуряването и маневриране на сателита в орбиталната равнина.
Ракета двигател може да работи в импулсен режим и в стабилно притегляне. Типичен режим импулс е да издава поредица от импулси с продължителност 0.1 тягата си пауза между тях в 0.9 и. Поредицата може да се състои от няколко импулси и няколкостотин импулси. Общият брой възлиза на няколко десетки хиляди. Общата продължителност на разширителя в постоянен режим на тягата до няколко часа. Ракета двигател предназначен за работа в рамките на няколко години.
Сателитът "Skynet-2" се използват, например, LRE KEA16-6 твърдо Хамилтън Standard тяга 2.3 кг; тяхното тегло - 320 грам, височината - 17 см, диаметър - 3 см (подаване на гориво за тези LRE е само 23 килограма). Сателитът "Intelsat-3 'са използвани LRE МИЕ-4А твърдо Thompson-Ramo-Wooldridge с тяга 1,6 кг; тяхното тегло - 245 гр височина - 11 см, диаметър - 2.5 см този спътник резервоари за гориво, монтирани така, че развиващите се по време на въртенето на центробежната сила на сателит осигурява надеждно разделяне и херметизация на гориво газ, който се намира в самите резервоари..
се Хидразин LRE витло ориентация използва в сателитни системи, стабилизиран по три оси. Връзка като LRE е по-малко от 50 г; те са проектирани за да се получат до 450,000 работни импулси и може да се управлява до 7 години. 4 като LRE 16 във връзка с двигатели с тяга хидразин около 500 грам се използват например на свързан сателитна "Flitsatkom"; Хидразин се съхранява в резервоара заедно с налягането на газ (азот) и се отделя от последната диафрагмата от еластомерен материал. При условие топлина проследяване всички системата за задвижване на сателита за да се поддържа разширителя катализатор пакет при около 320 ° С Необходимостта от отопление, свързано с факта, че голям брой писти хидразин LRE студена катализатор води до неговото разрушаване и загуба на качество.
Завършването на прегледа на хидразин ракетен двигател трябва да се каже, че въпреки интензивното развитие на тези двигатели, процесът на създаването им до голяма степен е емпиричен. Всеки тип дизайн на хидразин ракетен двигател работи добре само в определено време, и е невъзможно да се предскаже как ще отговорят на новите изисквания.
Свързани статии