液体ロケットエンジン

液体ロケットエンジン - ガスや薬液を液化される自動車用燃料。 LREの構成要素の数に応じて一次元、二次元および三成分に分割されます。

開発の簡単な歴史

            ロケットの燃料として液化水素と酸素を初めて使用することが、K.E。 1903年のTsiolkovsky。 LREの最初のプロトタイプは1926年にAmerican Robert Howardによって作成されました。 続いて、そのような開発は、米国、ソ連、ドイツで行われた。 最も成功したのはドイツの科学者Thiel、Walter、von Braunでした。 第二次世界大戦中、彼らは軍事目的のためにLREの全ラインを作りました。 前にライヒ「V-2」を創り出すことは、戦争で勝利したと考えられています。 その後、冷戦と武器競争は、宇宙計画での適用の観点からLREの開発を加速させる触媒になった。 RD-108の助けを借りて、最初の人工衛星が軌道に乗った。

今日LREは、宇宙プログラムと重いミサイルで使用。

スコープ

上記のように、ロケットエンジンがモータ宇宙船及び打ち上げロケットとして主に使用されます。 LREの主な利点は次のとおりです。

• 教室で最も高い比推力。
• トラクションコントロールと組み合わせて、完全な停止と再起動を実行する機能により、操作性が向上します。
• 固体推進剤と燃料室と比較して大幅に軽量。

LREの欠点の中で：

• より複雑で高価な装置と、
• 安全な輸送のための増加の要件。
• 無重力状態では、燃料の堆積のための追加のエンジンを使用する必要があります。

ただし、LREの主な欠点は、金星と火星の距離まで彼らと空間の開発を制限する燃料エネルギー容量の制限があります。

デザインと機能

ロケットエンジンの動作原理が、それは、様々な方式の装置を使用することによって達成されます。 燃料と酸化剤の異なる混合ヘッドにタンクからポンプによって入力は、燃焼室とミックスに注入されます。 燃料エネルギー内の圧力下で、火災後の運動に変換され、ジェット推力を生成する、ノズルを通って流れます。

燃料システムは、燃料タンク、パイプ、配管、バルブ、レギュレータにタンクから燃料を噴射するためのタービンへのポンプを含みます。

燃料供給ポンプは、その結果として、チャンバ内の高圧を作成し、作動流体によって最大比推力の大きい拡大。

ノズルヘッド - 燃焼室構成部品に燃料を噴射するためのユニットインジェクタ。 ノズルの主な要件 - 燃焼室への燃料供給を混合の品質および速度。

クーラント

燃焼中の構造からの熱伝達の割合は重要ではありませんが、冷却の問題は高い燃焼温度（> 3000 K）のために関連しており、エンジンの熱破壊の脅威になります。 チャンバー壁の冷却にはいくつかのタイプがあります。

• 再生は、バックチャンバー内に冷却材（燃料）とチャンバ壁と熱を冷却、そこを通って酸化剤燃料なしで、チャンバの壁に空洞の作成に基づいて冷却しました。

• 境界層は、 - チャンバの壁からのガスの燃料蒸気層から作成されます。 この効果は、燃料のみを供給するヘッドノズルの周囲に設置することによって達成されます。 このように燃料混合物は、壁の近くの酸化剤と燃焼を欠い室の中心ほど強烈ではありません。 境界層の温度は、燃焼室の壁からチャンバの中心に高温を分離します。

• 液体推進剤ロケットエンジンを冷却するアブレーション法は、チャンバーの壁とノズルに特殊な遮熱コーティングを施すことによって実行されます。 高温では、コーティングは固体から気体の状態に変化し、熱の大部分を吸収します。 液体推進剤ロケットエンジンを冷却するこの方法は、アポロ月面プログラムで使用されました。

その実装の爆発的な障害の面で非常に重要なLREの動作を開始します。 そこ自然発火コンポーネントをするに支障はありませんが、外部の開始剤を使用する際に燃料成分とそれを供給するために必要理想的な整合性を点火します。 チャンバー内の未燃焼燃料の蓄積が壊滅的な爆発力で、重大な結果をお約束します。

大型の液体推進ロケットエンジンの打ち上げはいくつかのステップで行われ、最大の動力に達し、小さなエンジンは100％の出力で即時出力から始まります。 

液体推進ロケットエンジンの自動制御システムは、安全なエンジンの始動とメインモードへの終了、安定した動作の制御、飛行計画に従った推力調整、消耗品の調整、所定の軌道に入るときのシャットダウンによって特徴付けられます。 計算できないモーメントのために、液体推進剤エンジンは、プログラムの逸脱の場合にロケットが所与の軌道に入ることができるように、保証された燃料の供給を備えています。  

液体推進剤ロケットエンジンの設計では、燃料成分とその設計プロセスでの選択が決定的です。 これに基づいて、保管、輸送、生産技術の条件が決定されます。 コンポーネントの組み合わせの最も重要な指標は、燃料と貨物の質量の割合の分布を決定する特定のインパルスです。 ロケットの寸法と質量は、Tsiolkovskyの式を使用して計算されます。 特定の衝動に加えて、密度は燃料成分を含むタンクのサイズに影響を与え、沸点はミサイルの動作条件を制限する可能性があり、化学的攻撃性はすべての酸化剤に固有であり、タンクを操作するための規則に従わないと、タンクの火災を引き起こす可能性があり、一部の燃料化合物の毒性は大気と環境に深刻な害を及ぼす可能性があります..。 したがって、フッ素は酸素よりも優れた酸化剤ですが、毒性があるため使用していません。

単一成分の液体推進ロケットエンジンは、液体を燃料として使用します。液体は、触媒と相互作用して、高温ガスの放出とともに分解します。 単一コンポーネントロケットエンジンの主な利点は、設計が単純なことです。このようなエンジンの比インパルスは小さいですが、宇宙船の方向付けと安定化のための低推力エンジンとして理想的です。 これらのエンジンは容積式燃料供給システムを使用しており、プロセス温度が低いため、冷却システムは必要ありません。 単一コンポーネントエンジンには、熱および化学物質の排気が許容されない状態で使用されるガスジェットエンジンも含まれます。

早期70居住で米国とソ連が燃料と炭化水素燃料として水素を使用する三成分の液体ロケットエンジンを開発しました。 これにより、エンジンは始動時に灯油と酸素で動作し、高高度での液体水素と酸素に切り替えう。 3-LREロシアの例は、RD-701を持っています。

ミサイル制御は、最初の「フォー・2»グラファイト気体力学舵を使用してミサイルに使用されたが、これは、エンジンの動力を低減し、1つまたは2つの平面に柔軟性を作成するヒンジによりハウジングに取り付けられたモダンミサイル、回転チャンバ内で使用されています。 さらに、PTZカメラ制御反対方向にノズルを固定されたモータと、空間内の適切な制御装置として使用されます。

閉サイクルLREは、低温で燃焼されたときにその構成要素の1つがガス化されて、他の構成要素の小さな部分でガス化され、タービンの作動流体として作用し、燃焼室に供給され、燃料成分で燃焼してジェット推力を生成するエンジンである。 このスキームの主な欠点は、設計の複雑さですが、同時に、特定のインパルスが増加します。 

液体ロケットエンジンのパワーを増加させる見通し

長年に渡り、Academician Glushkoが率いるLREのクリエイターのロシアの学校では、彼らは燃料エネルギーの使用を最大限にしようとし、結果として可能な最大の特定のインパルスを得ようと努力しています。 最大比のインパルスは、ノズル内の燃焼生成物の膨張を増加させることによってのみ得られるので、全ての開発は完全な燃料混合物を探すために行われる。