Има доста голямо разнообразие от схеми устройства LRE, като основният принцип на единството на техните действия. Помислете за принципа на работа на устройството и ООИ в примера двукомпонентна доставка помпа гориво на двигателя, тъй като най-често срещаните, веригата на който се е превърнал в класика. Други видове LRE (с изключение на три компонента) са опростени версии на разглеждания, а описанието им ще бъде достатъчно, за да покаже, опростяване.
Фиг. 1 показва схематично LRE устройство.
Горива - гориво (1) и окислител (2) се подава от резервоари за центробежни помпи (3, 4) задвижва от газовата турбина (5). Под високо налягане горивните компоненти, доставени на инжекционната глава (12), - възела, който е домакин на дюзата, през която компонентите се инжектират в се смесват горивната камера (13) и изгарят за образуване нагрява до висока температура газообразен работен флуид, който се разширява в дюзата, извършва работа и се превръща на вътрешната енергия на газа в кинетичната енергия на своята директното движение. През дюзата (14), газовите потоци с висока скорост, информиране на тягата на двигателя струя.
Турбопомпа единица (TPU) LRE ракета V-2 в напречно сечение. Роторът турбина в центъра. помпени ротори от всяка страна на него
Горивната система ракетен двигател включва всички елементи, служещи за доставка на гориво в горивната камера - резервоари, тръбопроводи, единица турбопомпа (TPU) - монтаж на помпи и турбини, монтирани върху един вал, инжекционната глава и клапаните, регулиращи подаването на гориво ,
Изпомпване подаването на гориво създава в камерата с високо налягане на десетки атмосфери до 250 атмосфери (LRE 11D520 RN "Zenith"). Високото налягане осигурява по-висока степен на разширяване на работния флуид, което е предпоставка за постигане на високо специфичен импулс. Освен това, при високо налягане в горивната камера се постига най-добрата стойност на съотношението на двигателя натиск към тегло - съотношение на тягата към теглото на двигателя. Колкото по-висок индекс, по-малък от размера и теглото на двигателя (със същата величина на натиск) и по-висока степен на завършеност. Предимствата на системата за изпомпване е особено засегнати при висока тяга ракетни двигатели - например в двигателни ракети.
Фигура 1 показва отработените газове от турбината TSNAs подава през инжекционната глава в горивната камера заедно с компоненти на гориво (11). Такъв двигател се нарича затворен цикъл на двигателя (в противен случай - с затворен цикъл), в който цялата гориво включително задвижването използва в THA, преминава през LRE горивната камера. Налягането на изхода на турбината в такъв двигател очевидно трябва да бъде по-висока, отколкото в LRE горивната камера и входа на газификатора (6), подаването на турбина, - дори по-висока. (- с излишък на гориво за намаляване на топлинната натоварването на турбината с различно съотношение на компонентите обикновено) отговаря на тези изисквания, същите компоненти като гориво (високо налягане), които се работи LRE, използвани за задвижване на турбината.
Алтернатива е отворен цикъл затворен цикъл, в който отработен турбината се прави директно в околната среда през нагнетателната тръба. Изпълнение на отворен цикъл е технически лесно, защото работата не е свързана с работата на турбината разширител камера, и в този случай, TNA може дори да имат своя собствена независима система за гориво, което опростява процедурата по пускане в експлоатация в рамките на системата за задвижване. Но система със затворен контур са малко по-добра специфичен импулс, и го прави дизайнери преодолеят техническите трудности при тяхното изпълнение, особено за големи двигатели на ракети, които са обект на особено високи изисквания за този показател.
В схемата на фиг. 1 турбопомпа помпи двата компонента, която е приемлива в случаите, когато компонентите са сравними плътност. За повечето течности, използвани като пропеланти, плътността е в диапазона 1 ± 0,5 г / смз, което позволява турбина шофиране двете помпи. Изключение е течен водород, която е при температура от 20 ° К има плътност от 0.071 грама / cm. За такава светлина течност е нужна помпа с напълно различни характеристики, в това число много по-висока скорост. Следователно, в случай на използване на водород като гориво за всеки компонент е осигурен независимо от TSNAs.
При ниско тягата на двигателя (а оттам и нисък разход на гориво) турбопомпа единица става прекалено "Грубите" елемент влошаване характеристики на теглото на системата за задвижване. Една алтернативна система за изпомпване на гориво служи изключване, в която потока гориво в горивната камера е снабдена с тласък налягане в резервоарите за гориво, произведени от сгъстен газ, обикновено азот, който не е запалим, без отровни, не е окислител, и относително евтини за производство. За херметичната резервоари с течен водород, хелий се използва, тъй като други газове при температура на течен водород, се кондензира и се превръща в течност.
При разглеждане на работата на двигателя със системата за подаване на гориво на изместване от веригата на фиг. 1 TSNAs елиминиран, и горивните компоненти, идващи от резервоарите директно към основните клапани ракетни двигатели (9) и (10). Налягането в резервоарите с подаването на разместване да бъде по-висока, отколкото в горивната камера, кутии - силен (и по-тежки), отколкото в случая на горивната система помпа. На практика, налягането в горивната камера на двигателя с гориво с допускане ограничен обем стойности 10-15 в. Обикновено, тези двигатели имат сравнително малък натиск (в рамките на 10 m). Предимствата на системата за преместване е простота на дизайна и отговора на оборотите на двигателя на командата спусъка, особено в случай на хиперголен компоненти гориво. Тези двигатели се използват за маневриране космическия кораб в космоса. система с изключване по размер се използва във всички три задвижване лунен Apollo - заглавна (Род 9760 кг), кацане (Род 4760 кг), и излитане (Род 1 950 кг).
Турбопомпа единица (TPU) LRE ракета V-2 в напречно сечение. Роторът турбина в центъра. помпени ротори от всяка страна на него
Launch ракетен двигател - отговорна работа, изпълнена с тежки последици в случай на извънредни ситуации в хода на неговото изпълнение.
Ако компонентите на гориво са пирофорни, т.е. претърпи химична реакция на горене с физически контакт един с друг (например, хептил / азотна киселина), започването на процеса на горене не предизвиква проблеми. Но в случаите, когато не са установени на компонентите, външен подпалвач, чието действие трябва да е точно в съгласие с горивните компоненти, който се подава в горивната камера. Негоряща смес гориво - това е експлозивна от голяма разрушителна сила и натрупването му в камерата изправена пред сериозен инцидент.
След запалване на горивото да се поддържа непрекъснат процес на горене се среща само по себе си: Гориво наскоро доставени в горивната камера се запалва поради топлината, създадена от изгарянето на предварително въведени порции.
За първоначално запалване на горивото в горивната камера са различни методи, използвани за началото LRE:
Използването на пирофорни компоненти (обикновено се основава на изходен фосфор запалим, пирофорни чрез взаимодействие с кислород), който в началото на стартиране на двигателя се въвежда в процесната камера чрез специален допълнителен спомагателен инжектор на горивната система, и след започване на горене се подава основни компоненти. Допълнителната горивната система усложнява задвижващия блок, но дава възможност да бъде ре-старт.
Електрически запалител настанени в горивната камера в близост до главата на смесване, които, когато е включен създава електрическа дъга или серия от заустванията високо напрежение искра. Това подпалвач - за еднократна употреба. След запалване на горивото изгаря.
Пиротехнически подпалвач. Близо до смесване на главата в камерата се намира на малък блок пиротехнически запалителни че запалва електрически предпазител.
Автоматична часова стартиране на двигателя е съгласен ефект запалване и подаването на гориво.
Провеждане на голям ракетни двигатели с помпената система гориво се състои от няколко етапа: първо започва и расте TSNAs (метод също може да се състои от няколко фази), след това включва основна клапани разширител, обикновено в два или повече етапа, с постепенно прът избиране от етап ниво се нормализира.
За относително малки двигатели тичат практикуват при добив от LRE веднага до 100% тяга, наречена "оръдие".
Фиг. Схема 1 двукомпонентен LRE
1 - окислител магистрала
2 - магистрала гориво
Свързани статии