نحوه کار و عملکرد یک موتور سوخت مایع

ما در هیچ موردی از شایستگی های K.E بزرگ کم نمی کنیم. تسیولکوفسکی، اما او همچنان یک نظریه پرداز علم موشک بود. امروز می خواهیم به مردی اشاره کنیم که برای اولین بار موشک سوخت مایع ساخت. و با وجود اینکه این موشک تنها 12 متر بالا رفت، اما این تنها اولین قدم کوچک بشر در راه طولانی به سوی ستاره ها بود.
16 مارس 90مین سالگرد پرتاب اولین موشک با سوخت مایع در تاریخ است. ما تاکید می کنیم که این دقیقا اولین پرتاب "در تاریخ" است که مورد نظر است. این کاملاً منطقی است که فرض کنیم از زمان اختراع باروت توسط چینی ها، تلاش هایی برای پرتاب برخی اشیاء به آسمان با کمک باروت یا چیزهای دیگر، تعداد بی شماری بوده است، اما امروزه اطلاعات کمی در مورد آنها وجود دارد. به عنوان مثال، اسنادی وجود دارد که در اوایل قرن سیزدهم، مهندسان چینی از باروت برای دفع حملات دشمن استفاده می کردند. بنابراین، آنچه را که به طور قطعی می دانیم، یادداشت می کنیم.
امروزه پرتاب موشک، خواه سوخت مایع یا جامد باشد، حتی یک دانش آموز کلاس اولی را شگفت زده نمی کند، اما 90 سال پیش این یک نوآوری شبیه به کشف امواج گرانشی امروزی بود. در 16 مارس 1926، موشکی با سوخت مایع، که مخلوطی از بنزین و اکسیژن بود، توسط رابرت گودارد پیشگام راکت آمریکایی به فضا پرتاب شد.
در اینترنت، انیمیشنی (در زیر) از کارکنان مرکز پرواز فضایی گودارد ناسا پیدا کردیم که پنجاهمین سالگرد پرواز آزمایشی تاریخی یک موشک کوچک در سال 1976 را جشن می‌گرفتند.
کارمندان مرکز به نام گدارد در مقابل اتوبوس مدرسه ناسا جمع شدند تا نمونه ای از اولین پرتاب موشک با سوخت مایع جهان را تماشا کنند. امروزه، راکت‌های سوخت مایع در بیشتر پرتاب‌های فضایی بزرگ، از پروازهای سرنشین دار گرفته تا مأموریت‌های بین سیاره‌ای، استفاده می‌شوند.
با این حال، اولین موشک بسیار کوچک بود و در ارتفاع پایین پرواز کرد. اما، با وجود این، جهش بزرگی در توسعه فناوری موشک ایجاد کرد.

انیمیشن پرتاب یک کپی از موشک رابرت گدارد به مناسبت پنجاهمین سالگرد پرتاب اول (16 مارس 1976).
عکس: ناسا/مرکز پرواز فضایی گدارد

گدار معتقد بود که سوخت مایع آینده است. برای مثال، چنین سوختی نیروی رانش بیشتری را به ازای هر واحد سوخت فراهم می‌کند و به مهندسان اجازه می‌دهد تا از پمپ‌های با قدرت کمتری برای تامین استفاده کنند، به دلیل چگالی بالاتر مایع در مقایسه با گازها یا همان باروت. با این حال، 17 سال کار مداوم از گدارد طول کشید تا این موضوع به اولین پرتاب برسد.
گودار آرزو داشت که شاهد اولین سفر بین سیاره ای باشد. این اتفاق نیفتاد، او در سال 1945 درگذشت، اما کار زندگی او ادامه دارد، نوادگان فرزندان او مسیرهای فضایی را فتح می کنند، هرچند با موفقیت های متفاوت، اما همچنان.
اولین ماهواره توسط اتحاد جماهیر شوروی در سال 1957 با استفاده از موشک سوخت مایع به فضا پرتاب شد. پیشران های مایع همچنین برای موشک های بزرگ Saturn V که فضانوردان را در دهه های 60 و 70 به ماه می برد، استفاده شد. پیشران های مایع امروزه هنوز برای ماموریت های سرنشین دار ترجیح داده می شوند، زیرا احتراق آنها قابل کنترل است که ایمن تر از استفاده از پیشرانه های جامد است.
راکت‌های سوخت مایع شامل آریان 5 اروپایی (آنی که تلسکوپ جیمز وب را به فضا می‌فرستد)، سایوز روسیه، اطلس V و دلتا متعلق به اتحاد پرتاب یونایتد، و فالکون 9 و اسپیس ایکس و غیره هستند.
گدارد دارای بیش از 200 اختراع برای اختراعات مختلف است. یکی از کارهای اصلی او موشک های چند مرحله ای است که در حال حاضر «اسب کار» اصلی برنامه های فضایی همه کشورها هستند.
با وجود تمام شایستگی‌های او، همانطور که در یکی از گزارش‌های ناسا بیان شد، «ایالات متحده به طور کامل توانایی‌های او (گدار) را در طول زندگی‌اش تشخیص نداد، برخی از ایده‌های او درباره تسخیر فضا مورد تمسخر قرار گرفتند. اما پرواز اولین موشک با سوخت مایع به اندازه اولین پرواز برادران رایت برای هوانوردی برای فضا اهمیت دارد و حتی با گذشت 90 سال از آن زمان، اختراعات او هنوز بخشی جدایی ناپذیر از فناوری فضایی است.

سوخت موشک

یک تئوری کوچک از درس فیزیک مدرسه (قانون بقای تکانه) مشخص شده است که اگر جرمی m از جسمی در حال سکون با جرم M با سرعت V جدا شود، قسمت باقی مانده از بدن با جرم M-m با جرم M-m حرکت می کند. سرعت m / (M-m) x V در جهت مخالف. این بدان معنی است که هر چه جرم دور ریخته شده و سرعت آن بیشتر باشد، سرعت کسب شده توسط بقیه جرم بیشتر می شود. نیرویی که آن را به حرکت در می آورد بیشتر خواهد بود. برای کارکرد موتور موشک (RD)، و همچنین هر موتور جت، به یک منبع انرژی (سوخت)، یک سیال کار (RT) نیاز است که انباشت انرژی منبع، انتقال و تبدیل آن را تضمین می کند. ، دستگاهی که در آن انرژی به RT منتقل می شود و دستگاهی که در آن انرژی داخلی RT به انرژی جنبشی جت گاز تبدیل شده و به صورت رانش به موشک منتقل می شود. سوخت های شیمیایی و غیرشیمیایی شناخته شده اند: در اولی (موتورهای موشک سوخت مایع - موتورهای موشکی LRE و سوخت جامد - موتورهای موشک سوخت جامد) انرژی لازم برای عملکرد موتور در نتیجه واکنش های شیمیایی آزاد می شود. فرآورده های گازی تشکیل شده در این فرآیند به عنوان یک سیال عامل عمل می کنند، در دومی برای گرم کردن سیال عامل. اجسام از منابع دیگر انرژی (مثلا انرژی هسته ای) استفاده می کنند. راندمان RD و همچنین بازده سوخت با ضربه خاص آن اندازه گیری می شود. تکانه رانش خاص (تراست خاص)، به عنوان نسبت نیروی رانش به نرخ جریان جرم دوم سیال عامل تعریف می شود. برای موتورهای موشکی LRE و سوخت جامد، مصرف سیال کار با مصرف سوخت منطبق است و ضربه خاص متقابل مصرف سوخت خاص است. تکانه خاص کارایی RD را مشخص می کند - هر چه بزرگتر باشد، سوخت کمتری (در حالت کلی، سیال کار) برای ایجاد یک واحد رانش مصرف می شود. در سیستم SI، ضربه خاص بر حسب متر بر ثانیه اندازه‌گیری می‌شود و عملاً از نظر قدر با سرعت جت منطبق است. در سیستم فنی واحدها (نام دیگر آن MKGSS است که به معنی: متر - نیروی کیلوگرم - دوم) به طور گسترده در اتحاد جماهیر شوروی استفاده می شد، کیلوگرم جرم یک واحد مشتق شده بود و به عنوان جرم آن نیروی 1 تعریف می شد. kgf شتابی معادل 1 متر بر ثانیه در هر ثانیه ایجاد می کند. این "واحد جرم فنی" نامیده می شد و 9.81 کیلوگرم بود. چنین واحدی ناخوشایند بود، بنابراین از وزن به جای جرم، وزن مخصوص به جای چگالی و غیره استفاده شد. در فناوری موشک، هنگام محاسبه ضربه خاص، نه جرم، بلکه وزن مصرف سوخت نیز مورد استفاده قرار گرفت. در نتیجه، تکانه خاص (در سیستم MKGSS) در ثانیه اندازه گیری شد (قدرت آن 9.81 برابر کمتر از تکانه "جرمی" خاص است). مقدار تکانه ویژه RD با جذر وزن مولکولی سیال عامل نسبت معکوس دارد و با ریشه دوم مقدار دمای سیال کار در جلوی نازل نسبت مستقیم دارد. دمای سیال کار با ارزش حرارتی سوخت تعیین می شود. حداکثر مقدار آن برای جفت بریلیوم+اکسیژن 7200 kcap/kg است. که مقدار حداکثر ضربه خاص LRE را به بیش از 500 ثانیه محدود می کند. مقدار ضربه خاص به بازده حرارتی RD بستگی دارد - نسبت انرژی جنبشی منتقل شده در موتور به سیال کار به کل ارزش حرارتی سوخت. تبدیل ارزش حرارتی سوخت به انرژی جنبشی جت خروجی در موتور با تلفات اتفاق می افتد، زیرا بخشی از گرما با سیال کاری خروجی منتقل می شود، بخشی به دلیل احتراق ناقص به هیچ وجه آزاد نمی شود. سوخت موتورهای الکتروجت دارای بالاترین ضربه خاص هستند. برای یک موتور محرکه الکتریکی پلاسما به 29000 ثانیه می رسد. حداکثر ضربه موتورهای سری RD-107 روسیه 314 ثانیه است.ویژگی های RD 90 درصد با سوخت مصرفی تعیین می شود. سوخت موشک - یک ماده (یک یا چند)، که منبع انرژی و RT برای RD است. باید الزامات اساسی زیر را برآورده کند: باید دارای ضربه ویژه بالا، چگالی بالا، حالت کل مورد نیاز اجزا در شرایط عملیاتی باشد، باید پایدار، ایمن برای حمل، غیر سمی، سازگار با مواد ساختاری، دارای خام بودن باشد. مواد و غیره. موتور رانشگر با سوخت شیمیایی کار می کند. مشخصه اصلی انرژی (sp. impulse) با مقدار گرمای آزاد شده (ارزش حرارتی سوخت) و ترکیب شیمیایی محصولات واکنش تعیین می شود که کامل بودن تبدیل انرژی حرارتی به انرژی جنبشی جریان را تعیین می کند. هرچه وزن مولکولی کمتر باشد، نبض sp. بیشتر است). با توجه به تعداد اجزای ذخیره شده جداگانه، پیشرانه های موشک شیمیایی به یک (واحد)، دو، سه و چند جزئی تقسیم می شوند، با توجه به حالت مجموع اجزا - به مایع، جامد، هیبریدی، شبه- مایعات ژله مانند سوخت های تک جزئی - ترکیباتی مانند هیدرازین N 2 H 4 ، پراکسید هیدروژن H 2 O 2 در محفظه RD با آزاد شدن مقدار زیادی گرما و محصولات گازی تجزیه می شوند و خواص انرژی کمی دارند. به عنوان مثال، پراکسید هیدروژن 100 درصد دارای ضربان پالس 145 ثانیه است. و به عنوان سوخت کمکی برای سیستم های کنترل و جهت گیری، توربوپمپ درایوهای RD استفاده می شود. سوخت‌های ژل، سوخت‌هایی هستند که معمولاً با نمک‌های اسیدهای آلی ماکرومولکولی یا افزودنی‌های خاص (به ندرت عامل اکسیدکننده) غلیظ می‌شوند. افزایش ضربه خاص سوخت موشک با افزودن پودرهای فلزی (Al و غیره) حاصل می شود. به عنوان مثال، "زحل-5" در طول پرواز 36 تن می سوزاند. پودر آلومینیوم سوخت های مایع و جامد دو جزئی بیشترین کاربرد را داشته اند. سوخت مایع سوخت مایع دو جزئی از یک اکسید کننده و یک سوخت تشکیل شده است. الزامات خاص زیر بر روی سوخت های مایع اعمال می شود: وسیع ترین محدوده دمایی ممکن در حالت مایع، مناسب بودن حداقل یکی از اجزای خنک کننده RD مایع (پایداری حرارتی، نقطه جوش بالا و ظرفیت حرارتی)، امکان به دست آوردن دمای بالا. راندمان، حداقل ویسکوزیته اجزا و وابستگی کم آن به دما. برای بهبود ویژگی ها، افزودنی های مختلفی به ترکیب سوخت وارد می شود (فلزات، به عنوان مثال، Be و Al برای افزایش ضربه خاص، بازدارنده های خوردگی، تثبیت کننده ها، فعال کننده های احتراق، موادی که نقطه انجماد را کاهش می دهند). نفت سفید (نفتا نفت سفید و بخش های نفت سفید گاز با محدوده جوش 150-315 درجه سانتیگراد)، هیدروژن مایع، متان مایع (CH 4)، الکل ها (اتیل، فورفوریل) به عنوان سوخت استفاده می شود. هیدرازین (N2H4) و مشتقات آن (دی متیل هیدرازین)، آمونیاک مایع (NH3)، آنیلین، متیل، دی متیل و تری متیل آمین ها و غیره. موارد زیر به عنوان یک عامل اکسید کننده استفاده می شود: اکسیژن مایع، اسید نیتریک غلیظ (HNO 3)، تتروکسید نیتروژن (N 2 O 4)، تترانیترومتان. فلوئور مایع، کلر و ترکیبات آنها با اکسیژن و غیره. هنگامی که به محفظه احتراق وارد می شود، اجزای سوخت ممکن است خود به خود مشتعل شوند (اسید نیتریک غلیظ با آنیلین، تتروکسید نیتروژن با هیدرازین و غیره) یا خیر. استفاده از پیشرانه های خود اشتعال، طراحی RD را ساده کرده و پرتاب های قابل استفاده مجدد را به ساده ترین روش ممکن می سازد. جفت‌های هیدروژن-فلورین (412 ثانیه)، هیدروژن-اکسیژن (391 ثانیه) دارای حداکثر ضربه خاص هستند. از دیدگاه شیمی، عامل اکسید کننده ایده آل، اکسیژن مایع است. این موشک در اولین موشک های بالستیک FAA، نسخه های آمریکایی و شوروی آن استفاده شد. اما نقطه جوش آن (-183 0 C) برای ارتش مناسب نبود. محدوده دمای عملیاتی مورد نیاز از -55 0 C تا +55 0 C است. اسید نیتریک، یکی دیگر از عوامل اکسید کننده واضح برای موتورهای موشک، بیشتر برای ارتش مناسب است. دارای چگالی بالا، کم هزینه، در مقادیر زیاد تولید می شود، کاملاً پایدار است، از جمله در دماهای بالا، و ایمن در برابر آتش و انفجار است. مزیت اصلی آن نسبت به اکسیژن مایع نقطه جوش بالای آن و در نتیجه قابلیت ذخیره سازی نامحدود آن بدون هیچ گونه عایق حرارتی است. اما اسید نیتریک آنقدر ماده تهاجمی است که به طور مداوم با خود واکنش نشان می دهد - اتم های هیدروژن از یک مولکول اسید جدا می شوند و به مولکول های همسایه متصل می شوند و دانه های شکننده اما بسیار فعال شیمیایی را تشکیل می دهند. حتی مقاوم ترین گریدهای فولاد ضد زنگ به آرامی توسط اسید نیتریک غلیظ از بین می روند (در نتیجه یک "ژله" مایل به سبز غلیظ، مخلوطی از نمک های فلزی، در کف مخزن ایجاد می شود). برای کاهش خورندگی، مواد مختلفی به اسید نیتریک اضافه شد؛ تنها 0.5٪ اسید هیدروفلوریک (هیدروفلوریک) سرعت خوردگی فولاد ضد زنگ را ده برابر کاهش می دهد. دی اکسید نیتروژن (NO 2) برای افزایش تکانه به اسید اضافه می شود. گازی قهوه ای رنگ با بوی تند است. هنگامی که در دمای زیر 21 0 درجه سانتیگراد خنک شود، مایع می شود و تتروکسید نیتروژن (N 2 O 4) یا تتروکسید نیتروژن (AT) تشکیل می شود. در فشار اتمسفر، AT در دمای +21 0 C می جوشد و در -11 0 C منجمد می شود. گاز عمدتاً از مولکول های NO 2 تشکیل شده است، مایع از مخلوطی از NO 2 و N 2 O 4 تشکیل شده است و تنها مولکول های تتروکسید در جامد باقی می مانند. از جمله، افزودن AT به اسید، آبی را که وارد اکسید کننده می شود، متصل می کند، که فعالیت خورنده اسید را کاهش می دهد، چگالی محلول را افزایش می دهد و در 14٪ AT محلول به حداکثر می رسد. این تمرکز توسط آمریکایی ها برای موشک های رزمی خود استفاده شد. مال ما برای گرفتن حداکثر ضربه. پالس از محلول 27% AT استفاده کرد. چنین اکسید کننده ای نام AK-27 را دریافت کرد. به موازات جستجو برای بهترین اکسید کننده، جستجو برای سوخت بهینه نیز انجام شد. اولین سوخت پرکاربرد الکل (اتیل) بود که در اولین موشک های شوروی R-1، R-2، R-5 ("میراث" FAU-2) استفاده شد. علاوه بر شاخص های انرژی کم، ارتش آشکارا از مقاومت کم پرسنل در برابر "مسمومیت" با چنین سوختی راضی نبود. ارتش بیشترین رضایت را از محصول تقطیر نفت داشت، اما مشکل این بود که چنین سوختی در تماس با اسید نیتریک خود به خود مشتعل نمی شود. این نقطه ضعف با استفاده از سوخت راه اندازی دور زده شد. ترکیب آن توسط دانشمندان موشکی آلمانی در طول جنگ جهانی دوم پیدا شد و آن را "Tonka-250" نامیدند (در اتحاد جماهیر شوروی به آن TG-02 می گفتند). موادی که علاوه بر کربن و هیدروژن حاوی نیتروژن هستند بهتر است با اسید نیتریک مشتعل شوند. چنین ماده ای با ویژگی های انرژی بالا هیدرازین (N 2 H 4 ) بود. از نظر خواص فیزیکی بسیار شبیه به آب است (چگالی چندین درصد بیشتر، نقطه انجماد 0+1.5 درجه سانتیگراد، نقطه جوش 0+113 درجه سانتیگراد، ویسکوزیته و هر چیز دیگری مانند آب است). اما ارتش به دمای انجماد بالا (بیشتر از دمای آب) راضی نبود. اتحاد جماهیر شوروی روشی را برای تولید دی متیل هیدرازین نامتقارن (UDMH) توسعه داد، در حالی که آمریکایی ها از فرآیند ساده تری برای تولید مونو متیل هیدرازین استفاده کردند. هر دوی این مایعات بسیار سمی بودند، اما انفجار کمتری داشتند، بخار آب کمتری جذب می‌کردند و از نظر حرارتی پایدارتر از هیدرازین بودند. اما نقطه جوش و چگالی آن در مقایسه با هیدرازین کمتر است. با وجود برخی کاستی ها، سوخت جدید هم برای طراحان و هم برای ارتش کاملاً مناسب بود. UDMH همچنین یک نام "طبقه بندی نشده" دیگر - "هپتیل" دارد. "Aerozine-50" که آمریکایی ها روی موشک های مایع خود استفاده می کنند، مخلوطی از هیدرازین و UDMH است که نتیجه اختراع یک فرآیند تکنولوژیکی است که در آن به طور همزمان به دست آمده اند. پس از شروع قرار دادن موشک های بالستیک در معادن، در یک ظرف مهر و موم شده با سیستم کنترل دما، الزامات محدوده دمای عملیاتی سوخت موشک کاهش یافت. در نتیجه، اسید نیتریک رها شد، و به AT خالص تبدیل شد، که همچنین نام طبقه بندی نشده - "آمیل" را دریافت کرد. فشار بوست در مخازن نقطه جوش را تا حد قابل قبولی افزایش داد. خوردگی مخازن و خطوط لوله با استفاده از AT به حدی کاهش یافت که سوخت موشک را در تمام مدت وظیفه رزمی ممکن کرد. اولین موشک هایی که از AT به عنوان اکسید کننده استفاده کردند UR-100 و R-36 سنگین بودند. آنها می توانند تا 10 سال متوالی سوخت گیری کنند. مشخصات اصلی سوخت‌های مایع دو جزئی با نسبت بهینه اجزا (فشار در محفظه احتراق 100 کیلوگرم بر سانتی‌متر مربع، در خروجی نازل 1 کیلوگرم بر سانتی‌متر مربع) سوخت اکسیدکننده، کیلوکالری بر کیلوگرم احتراق، نیتروژن نیتروژن Ks 1460 1.36 2980 313 k-ta (98%) TG-02 1490 1.32 3000 310 آنیلین (80%) + فورفوریل 1420 1.39 3050 313 الکل (20%) اکسیژن الکل (94%) 3000.2020. 0.32 3250 391 نفت سفید 2200 1.04 3755 335 UDMH 2200 1.02 3670 344 Hydrazine 1.07 3446 346 آمونیاک l. 0.84 3070 323 AT Kerosene 1550 1.27 3516 309 UDMH 1.195 3469 318 Hydrazine 1.23 3287 322 Fluorine Hydrogen l. 0.62 4707 412 (مایع) Hydrazine 2230 1.31 4775 370 * نسبت جرم کل اکسید کننده و سوخت به حجم آنها. سوخت جامد پیشران جامد به پیشرانه بالستیک فشرده - پودرهای نیتروگلیسیرین، که مخلوطی همگن از اجزا (در موتورهای موشکی قدرتمند مدرن استفاده نمی شود) و پیشران مخلوط است که مخلوطی ناهمگن از اکسید کننده، باندر سوخت (که تشکیل یک را تسهیل می کند) تقسیم می شود. بلوک سوختی یکپارچه) و مواد افزودنی مختلف ( روان کننده، پودرهای فلزات و هیدریدهای آنها، سخت کننده و غیره). بارهای سوخت جامد به شکل بلوک های کانالی ساخته می شوند که روی سطح بیرونی یا داخلی می سوزند. الزامات خاص اصلی برای سوخت جامد عبارتند از: یکنواختی توزیع اجزا و در نتیجه ثبات خواص فیزیکوشیمیایی و انرژی در بلوک، پایداری و منظم بودن احتراق در محفظه RD، و همچنین مجموعه ای از مواد فیزیکی. و خواص مکانیکی که عملکرد موتور را در شرایط اضافه بار، دمای متغیر، ارتعاشات تضمین می کند. با توجه به تکانه خاص (حدود 200 ثانیه)، سوخت جامد از سوخت مایع پایین تر است، زیرا به دلیل ناسازگاری شیمیایی، همیشه نمی توان از اجزای کم مصرف در سوخت جامد استفاده کرد. نقطه ضعف سوخت های جامد حساسیت آنها به "پیری" است (تغییر برگشت ناپذیر در خواص به دلیل فرآیندهای شیمیایی و فیزیکی که در پلیمرها اتفاق می افتد). دانشمندان موشکی آمریکایی به سرعت سوخت مایع را کنار گذاشتند و سوخت مخلوط جامد را برای موشک های جنگی ترجیح دادند، کار بر روی ایجاد آن در ایالات متحده از اواسط دهه 40 انجام شده بود، که در سال 1962 امکان پذیر شد. برای استفاده از اولین ICBM سوخت جامد "Minuteman-1". در کشور ما تحقیقات در مقیاس بزرگ با تاخیر قابل توجهی آغاز شد. فرمان 20 نوامبر 1959. ایجاد یک موشک سه مرحله ای RT-1 با موتورهای موشک جامد (RDTT) و برد 2500 کیلومتر پیش بینی شده بود. از آنجایی که در آن زمان عملاً هیچ پایگاه علمی، فناوری و تولیدی برای بارهای مختلط وجود نداشت، هیچ جایگزینی برای استفاده از پیشرانه های جامد بالستیک وجود نداشت. حداکثر قطر مجاز کارتریج های پودر تولید شده به روش پرس مداوم از 800 میلی متر بیشتر نبود. بنابراین موتورهای هر مرحله در مرحله اول و دوم دارای طرح بسته بندی 4 و 2 بلوکی بودند. بار پودر شل در امتداد کانال استوانه ای داخلی، انتها و سطح 4 شکاف طولی واقع در قسمت جلوی شارژ سوخت. چنین شکلی از سطح احتراق، نمودار فشار مورد نیاز را در موتور فراهم می کرد. این راکت ویژگی های رضایت بخشی نداشت، به عنوان مثال، با وزن پرتاب 29.5 تن. Minuteman-1 حداکثر برد 9300 کیلومتر داشت، در حالی که برای RT-1 این ویژگی ها به ترتیب 34 تن بود. و 2400 کیلومتر. دلیل اصلی تاخیر موشک RT-1 استفاده از باروت بالستیک بود. برای ایجاد یک ICBM با سوخت جامد، با ویژگی‌های نزدیک به Minuteman-1، لازم بود از پیشرانه‌ای ترکیبی استفاده شود که انرژی بالاتر و ویژگی‌های جرمی بهتری را برای موتورها و موشک به طور کلی ارائه می‌کند. در آوریل 1961 یک فرمان دولتی در مورد توسعه ICBM در سوخت جامد - RT-2 صادر شد، جلسه مقدماتی برگزار شد و برنامه نایلون-S برای توسعه سوخت های مخلوط با ضربه پالس 235 ثانیه آماده شد. قرار بود این پیشرانه ها امکان ساخت بارهایی با وزن تا 40 تن را فراهم کنند. روش ریخته گری در محفظه موتور در پایان سال 1968م موشک مورد استفاده قرار گرفت، اما نیاز به بهبود بیشتر داشت. بدین ترتیب سوخت مخلوط در قالب‌های جداگانه قالب‌گیری می‌شد، سپس شارژ وارد بدنه می‌شد و شکاف بین شارژ و بدنه با چسب پر می‌شد. این امر مشکلات خاصی را در ساخت موتور ایجاد کرد. موشک RT-2P دارای پیشران جامد PAL-17/7 بر پایه لاستیک بوتیل بود که شکل پذیری بالایی دارد، در حین ذخیره سازی پیری و ترک خوردگی محسوسی ندارد، در حالی که سوخت مستقیماً در محفظه موتور ریخته شد، سپس پلیمریزه شد و قالب گیری سطوح احتراق بار مورد نیاز از نظر عملکرد پروازی، RT-2P به موشک Minuteman-3 نزدیک شد. سوخت های مخلوط مبتنی بر پرکلرات پتاسیم و پلی سولفید اولین سوخت هایی بودند که به طور گسترده در موتورهای موشک سوخت جامد استفاده شدند. افزایش قابل توجه ضربان. تکانه موتور موشک سوخت جامد پس از استفاده از پرکلرات آمونیوم به جای پرکلرات پتاسیم و به جای پلی سولفید - پلی اورستان و سپس پلی بوتادین و سایر لاستیک ها رخ داد و سوخت اضافی به سوخت - آلومینیوم پودری وارد شد. تقریباً تمام موتورهای موشک سوخت جامد مدرن حاوی بارهای ساخته شده از پرکلرات آمونیوم، آلومینیوم و پلیمرهای بوتادین هستند (CH 2 = CH-CH = CH 2). شارژ تمام شده شبیه لاستیک سخت یا پلاستیک است. برای تداوم و یکنواختی جرم، چسبندگی قوی سوخت به بدنه و غیره تحت کنترل دقیق قرار می گیرد. ترک ها و منافذ در بار، و همچنین لایه برداری از بدن، غیرقابل قبول هستند، زیرا می توانند منجر به افزایش طراحی نشده در رانش پیشران جامد (به دلیل افزایش سطح سوختن)، سوختگی بدنه و حتی انفجار شوند. ترکیب مشخصه سوخت مخلوط مورد استفاده در موتورهای موشک پیشران جامد قدرتمند مدرن: اکسید کننده (معمولا پرکلرات آمونیوم NH 4 C1O 4) 60-70٪، اتصال دهنده سوخت (لاستیک بوتیل، لاستیک های نیتریل، پلی بوتادین ها) 10-15٪، نرم کننده 5 -10٪، فلز (پودرهای Al، Be، Mg و هیدریدهای آنها) 10-20٪، سخت کننده 0.5-2.0٪ و کاتالیزور احتراق 0.1-1.0٪ و سوخت دوبازیک یا مخلوط اصلاح شده. در ترکیب، بین دو بازیک معمولی بالستیک (پودرهای دو پایه - پودرهای بدون دود که در آن دو جزء اصلی: نیتروسلولز - اغلب به شکل پیروکسیلین، و یک حلال غیر فرار - اغلب نیتروگلیسیرین) سوخت و مخلوط می شود، حد واسط است. سوخت مخلوط دو پایه معمولاً حاوی پرکلرات آمونیوم کریستالی (اکسیدان) و آلومینیوم پودری (سوخت) است که توسط مخلوط نیتروسلولز-نیتروگلیسریم متصل شده است. در اینجا یک ترکیب معمولی از یک سوخت دو پایه اصلاح شده است: پرکلرات آمونیوم - 20.4٪، آلومینیوم - 21.1٪، نیتروسلولز - 21.9٪، نیتروگلیسیرین - 29.0٪، تری استین (حلال) - 5.1٪، تثبیت کننده ها - 2.5٪. در همان چگالی سوخت پلی بوتادین مخلوط، سوخت دو پایه اصلاح شده با یک ضربه خاص کمی بالاتر مشخص می شود. از معایب آن می توان به دمای احتراق بالاتر، هزینه بالا، افزایش قابلیت انفجار (تمایل به انفجار) اشاره کرد. به منظور افزایش ضربه خاص، اکسید کننده های کریستالی بسیار انفجاری، مانند هگزوژن، را می توان در هر دو سوخت دو پایه مخلوط و اصلاح شده وارد کرد. سوخت هیبریدیدر سوخت هیبریدی، اجزا در حالت های مختلف تجمع هستند. سوخت ها می توانند عبارتند از: فرآورده های نفتی جامد شده، N 2 H 4، پلیمرها و مخلوط آنها با پودرها - Al، Be، BeH 2، LiH 2، عوامل اکسید کننده - HNO 3، N 2 O 4، H 2 O 2، FC1O 3، C1F 3, O 2 , F 2 , OF 2 . از نظر تکانه خاص، این سوخت ها یک موقعیت میانی بین سوخت های مایع و جامد را اشغال می کنند. سوخت ها دارای حداکثر ضربه خاص هستند: BeH 2 -F 2 (395s)، VeH 2 -H 2 O 2 (375s)، VeH 2 -O 2 (371s). سوخت هیبریدی توسعه یافته توسط دانشگاه استنفورد و ناسا بر پایه پارافین است. غیر سمی و سازگار با محیط زیست است (در حین احتراق، فقط دی اکسید کربن و آب تشکیل می دهد)، رانش آن در محدوده وسیعی تنظیم می شود و راه اندازی مجدد نیز امکان پذیر است. موتور یک دستگاه نسبتاً ساده دارد، یک اکسید کننده (اکسیژن گازی) از طریق یک لوله پارافین واقع در محفظه احتراق پمپ می شود، در هنگام احتراق و گرمایش بیشتر، لایه سطحی سوخت تبخیر می شود و از احتراق حمایت می کند. توسعه دهندگان موفق شدند به سرعت سوزاندن بالایی دست یابند و بنابراین مشکل اصلی را که قبلاً استفاده از چنین موتورهایی را در موشک های فضایی با مشکل مواجه می کرد، حل کردند. چشم انداز خوب ممکن است استفاده از سوخت فلزی باشد. یکی از فلزات مناسب برای این منظور لیتیوم است. هنگام سوزاندن 1 کیلوگرم این فلز 4.5 برابر بیشتر از زمانی که نفت سفید با اکسیژن مایع اکسید می شود، انرژی آزاد می کند. فقط بریلیم می تواند ارزش کالری بیشتری داشته باشد. پتنت های ایالات متحده برای سوخت جامد موشک حاوی 51 تا 68 درصد فلز لیتیوم منتشر شده است.

موشک فضایی قدرتمند با همان نیروی آتش بازی جشن در پارک فرهنگ و تفریح ​​- نیروی واکنش گازهای جاری شده از نازل - رانده می شود. آنها مانند یک ستون آتش از موتور موشک خارج می شوند، خود موتور و هر چیزی که از نظر ساختاری به آن متصل است را در جهت مخالف فشار می دهند.

تفاوت اساسی اصلی هر موتور جت (موتورهای موشکی شاخه قدرتمندی از خانواده گسترده موتورهای جت، موتورهای واکنش مستقیم هستند) این است که مستقیماً حرکت ایجاد می کند، وسیله نقلیه مرتبط با آن را بدون مشارکت واحدهای میانی به نام پیشران به حرکت در می آورد. . در هواپیماهایی که دارای موتورهای پیستونی یا توربوپراپ هستند، موتور ملخ را به حرکت در می آورد که با برخورد به هوا، توده ای از هوا را به عقب پرتاب می کند و باعث می شود هواپیما به جلو پرواز کند. در این حالت ملخ پروانه است. پروانه کشتی نیز به روشی مشابه کار می کند: آب زیادی را به بیرون پرتاب می کند. ماشین یا قطار توسط یک چرخ هدایت می شود. و فقط یک موتور جت نیازی به پشتیبانی در محیط ندارد، در جرمی که دستگاه از آن دفع می شود. جرمی که موتور جت به عقب پرتاب می کند و در نتیجه حرکت رو به جلو را دریافت می کند در خود جای دارد. به آن سیال کار یا ماده کار موتور می گویند.

معمولاً گازهای داغی که در موتور کار می کنند در طی احتراق سوخت، یعنی در طی یک واکنش شیمیایی اکسیداسیون سریع یک ماده قابل احتراق، تشکیل می شوند. انرژی شیمیایی مواد در حال سوختن به انرژی حرارتی محصولات احتراق تبدیل می شود. و انرژی حرارتی گازهای داغ به دست آمده در محفظه احتراق، هنگامی که آنها در نازل منبسط می شوند، به انرژی مکانیکی حرکت رو به جلو یک موشک یا هواپیمای جت تبدیل می شود.

انرژی مورد استفاده در این موتورها نتیجه یک واکنش شیمیایی است. بنابراین به اینگونه موتورها موتور موشک شیمیایی می گویند.

این تنها مورد ممکن نیست. در موتورهای موشک هسته ای، ماده کار باید از گرمای آزاد شده در طی واکنش شکافت یا همجوشی هسته ای انرژی دریافت کند. در برخی از انواع موتورهای موشک الکتریکی، ماده کار حتی بدون مشارکت گرما به دلیل تعامل نیروهای الکتریکی و مغناطیسی شتاب می گیرد. اما امروزه اساس فناوری موشک، موتورهای موشکی شیمیایی یا به اصطلاح موتورهای ترموشیمیایی است.

همه موتورهای جت برای پروازهای فضایی مناسب نیستند. دسته بزرگی از این ماشین‌ها، به اصطلاح موتورهای جت، از هوای محیط برای اکسید کردن سوخت استفاده می‌کنند. طبیعتاً آنها فقط در محدوده جو زمین می توانند کار کنند.

برای کار در فضا، از دو نوع موتور ترموشیمیایی موشک استفاده می شود: موتورهای موشک سوخت جامد (SRM) و موتورهای موشک پیشران مایع (LRE). در این موتورها، سوخت حاوی هر چیزی است که برای احتراق لازم است، یعنی هم سوخت و هم اکسیدکننده. فقط حالت کل این سوخت متفاوت است. پیشران جامد مخلوط جامدی از مواد ضروری است. در یک LRE، سوخت و اکسیدکننده به صورت مایع، معمولاً در مخازن جداگانه ذخیره می‌شوند و احتراق در یک محفظه احتراق انجام می‌شود که در آن سوخت با اکسیدکننده مخلوط می‌شود.

حرکت موشک زمانی رخ می دهد که ماده کار دور انداخته شود. نسبت به سرعتی که سیال عامل از نازل موتور جت خارج می شود، بی تفاوت نیست. قانون فیزیکی بقای تکانه می گوید که تکانه موشک (محصول جرم آن بر حسب سرعت پرواز) برابر با تکانه جسم کار خواهد بود. به این معنی که هر چه جرم گازهای خارج شده از نازل و سرعت خروج آنها بیشتر باشد، هر چه نیروی رانش موتور بیشتر باشد، سرعت بیشتری به موشک داده شود، جرم و محموله آن بیشتر می شود.

در یک موتور موشک بزرگ، در چند دقیقه کارکرد، مقدار زیادی سوخت، یعنی سیال کار، پردازش شده و با سرعت بالا از نازل خارج می شود. برای افزایش سرعت و جرم یک موشک، علاوه بر تقسیم آن به مراحل، تنها یک راه وجود دارد - افزایش نیروی رانش موتورها. و افزایش رانش بدون افزایش مصرف سوخت، تنها با افزایش سرعت خروج گازها از نازل امکان پذیر است.

در فناوری موشک مفهومی از رانش خاص موتور موشک وجود دارد. رانش اختصاصی نیرویی است که در موتور با هزینه یک کیلوگرم سوخت در یک ثانیه به دست می آید.

رانش خاص با ضربه خاص یکسان است - ضربه ای که توسط موتور موشک برای هر کیلوگرم سوخت (سیال کاری) مصرف شده ایجاد می شود. ضربه خاص با نسبت رانش موتور به جرم سوخت مصرف شده در یک ثانیه تعیین می شود. ضربه خاص مهمترین ویژگی موتور موشک است.

ضربه خاص موتور متناسب با سرعت خروج گازها از نازل است. افزایش نرخ اگزوز به شما این امکان را می دهد که مصرف سوخت را به ازای هر کیلوگرم تراست ایجاد شده توسط موتور کاهش دهید. هر چه رانش ویژه بیشتر باشد، سرعت انقضای سیال کار بیشتر باشد، موتور اقتصادی تر باشد، موشک برای تکمیل همان پرواز به سوخت کمتری نیاز دارد.

و سرعت جریان خروجی مستقیماً به انرژی جنبشی حرکت مولکول های گاز، به دمای آن و در نتیجه به ارزش حرارتی (ارزش حرارتی) سوخت بستگی دارد. به طور طبیعی، هر چه محتوای کالری، بازده انرژی سوخت بیشتر باشد، کمتر برای انجام همان کار مورد نیاز است.

اما سرعت جریان نه تنها به دما بستگی دارد، بلکه با کاهش وزن مولکولی ماده کار افزایش می یابد. انرژی جنبشی مولکول ها در همان دما با وزن مولکولی آنها نسبت معکوس دارد. هر چه وزن مولکولی سوخت کمتر باشد، حجم گازهای تولید شده در طی احتراق آن بیشتر می شود. هرچه حجم گازهای تشکیل شده در حین احتراق سوخت بیشتر باشد، سرعت انقضای آنها بیشتر می شود. بنابراین، هیدروژن به عنوان یک جزء پیشران به دلیل ارزش حرارتی بالا و وزن مولکولی کم، سودی مضاعف دارد.

یک ویژگی بسیار مهم موتور موشک وزن مخصوص آن است، یعنی جرم موتور در واحد نیروی رانش آن. یک موتور موشک باید نیروی رانش زیادی داشته باشد و در عین حال بسیار سبک باشد. از این گذشته ، حمل هر کیلوگرم بار به فضا با قیمت بالایی انجام می شود و اگر موتور سنگین باشد ، عمدتاً فقط خودش را بلند می کند. بیشتر موتورهای جت عموماً وزن مخصوص نسبتاً کمی دارند، اما این شاخص به ویژه برای موتورهای موشکی LRE و سوخت جامد مناسب است. این به دلیل سادگی دستگاه آنها است.

موتور موشک سوخت جامد و موتور موشک

موتورهای موشک سوخت جامد از نظر طراحی بسیار ساده هستند. آنها اساسا دارای دو بخش اصلی هستند: محفظه احتراق و نازل جت. محفظه احتراق خود به عنوان مخزن سوخت عمل می کند. درست است، این نه تنها یک مزیت است، بلکه یک اشکال بسیار مهم است. خاموش کردن موتور تا زمانی که تمام سوخت نسوخته است دشوار است. تنظیم کار آن بسیار دشوار است. سوخت بدون توجه به تغییرات فشار و دما باید به آرامی و با سرعت کم و بیش ثابت بسوزد. با انتخاب بارهای پیشران جامد با هندسه و ساختار مناسب، می توان مقدار رانش سوخت جامد را فقط در محدوده های مشخص و از پیش تعیین شده تنظیم کرد. در موتور موشک سوخت جامد، تنظیم نه تنها نیروی رانش، بلکه جهت آن نیز دشوار است. برای انجام این کار، باید موقعیت محفظه کشش را تغییر دهید، و بسیار بزرگ است، زیرا حاوی کل سوخت است. موشک های سوخت جامد با نازل های دوار ظاهر شده اند، آنها از نظر ساختاری بسیار پیچیده هستند، اما این به ما امکان می دهد مشکل کنترل جهت رانش را حل کنیم.

با این حال، موتورهای موشک سوخت جامد همچنین دارای تعدادی مزیت جدی هستند: آمادگی ثابت برای عمل، قابلیت اطمینان و سهولت عملیات. موتورهای موشک سوخت جامد کاربرد گسترده ای در امور نظامی پیدا کرده اند.

مهمترین عنصر در موتورهای موشک سوخت جامد، شارژ سوخت جامد است. مشخصات موتور به عناصر سوخت و ساختار و دستگاه شارژ بستگی دارد. دو نوع اصلی پیشران موشک جامد وجود دارد: دو پایه یا کلوئیدی و مخلوط. سوخت های کلوئیدی محلول جامد همگن از مواد آلی هستند که مولکول های آن حاوی عناصر اکسید کننده و قابل احتراق است. پرمصرف ترین محلول جامد نیتروسلولز و نیتروگلیسیرین.

سوخت های مخلوط، مخلوط های مکانیکی سوخت و اکسید کننده هستند. به عنوان یک اکسید کننده در این سوخت ها، معمولاً از مواد کریستالی غیر آلی - پرکلرات آمونیوم، پرکلرات پتاسیم و غیره استفاده می شود. و سوخت دوم به شکل افزودنی های فلزی پودری که به طور قابل توجهی ویژگی های انرژی سوخت را بهبود می بخشد. سوخت بایندر می تواند پلی استر و رزین های اپوکسی، پلی اورتان و لاستیک پلی بوتادین و غیره باشد. سوخت دوم اغلب پودر آلومینیوم، گاهی اوقات بریلیم یا منیزیم است. سوخت‌های مخلوط معمولاً دارای ضربه‌های ویژه بالاتری نسبت به سوخت‌های کلوئیدی، چگالی بالاتر، پایداری بالاتر، ذخیره‌سازی بهتر و قابلیت ساخت بیشتری هستند.

شارژهای سوخت جامد به بدنه محفظه موتور (با ریختن مستقیم سوخت در بدنه ساخته می شوند) و شل می شوند که به صورت جداگانه ساخته شده و به صورت یک یا چند چکر وارد بدنه می شوند.

شکل هندسی شارژ بسیار مهم است. با تغییر آن و استفاده از پوشش های زرهی سطوح شارژی که نباید بسوزند، به تغییر مطلوب در ناحیه احتراق و بر این اساس، فشار گاز در محفظه و رانش موتور دست می یابند.

شارژهایی وجود دارد که احتراق خنثی را فراهم می کند. منطقه سوزاندن آنها بدون تغییر باقی می ماند. این اتفاق می افتد اگر، به عنوان مثال، یک بلوک از سوخت جامد از انتها یا به طور همزمان از سطوح بیرونی و داخلی بسوزد (برای این، یک حفره در داخل شارژ ایجاد می شود). در احتراق پسرونده، سطح احتراق کاهش می یابد. جریان در صورتی حاصل می شود که چکر استوانه ای از سطح بیرونی بسوزد. و در نهایت برای احتراق پیشرونده که باعث افزایش فشار در محفظه احتراق می‌شود، افزایش ناحیه سوختن ضروری است. ساده ترین مثال از چنین شارژی، چوبی است که روی سطح استوانه ای داخلی می سوزد.

شارژهای پیوندی با احتراق داخلی مهمترین مزیت ها را دارند. در آنها، محصولات احتراق داغ با دیواره های محفظه تماس پیدا نمی کنند، که این امکان را فراهم می کند که خنک کننده خارجی ویژه را حذف کنید. در فضانوردی، موتورهای موشک سوخت جامد در حال حاضر به میزان محدودی مورد استفاده قرار می گیرند. موتورهای موشک سوخت جامد قدرتمند در برخی از پرتابگرهای آمریکایی مانند موشک تایتان استفاده می شود.

موتورهای موشک پیشران جامد بزرگ مدرن صدها تن نیروی رانش تولید می‌کنند، حتی موتورهای قدرتمندتر با هزاران تن نیروی رانش در حال توسعه هستند، سوخت‌های جامد بهبود می‌یابند، و سیستم‌های کنترل رانش در حال طراحی هستند. و با این حال، در فضانوردی، موتورهای موشکی قطعاً غالب هستند. دلیل اصلی این امر راندمان پایین پیشران جامد است. بهترین موتورهای موشک سوخت جامد دارای سرعت خروج گاز از نازل 2500 متر در ثانیه هستند. LRE ها دارای رانش ویژه بالاتر و سرعت اگزوز (برای بهترین موتورهای مدرن) 3500 متر در ثانیه هستند و با استفاده از سوخت با ارزش حرارتی بسیار بالا (مثلاً هیدروژن مایع به عنوان سوخت و اکسیژن مایع به عنوان اکسید کننده) می تواند سرعت اگزوز چهار ثانیه و نیم کیلومتر بر ثانیه را بدست آورد.

برای طراحی و عملکرد LRE، سوختی که موتور روی آن کار می کند از اهمیت بالایی برخوردار است.

سوخت های شناخته شده ای که در طی واکنش تجزیه انرژی آزاد می کنند، به عنوان مثال، پراکسید هیدروژن، هیدرازین. آنها به طور طبیعی از یک جزء، یک مایع تشکیل شده اند. با این حال، بیشترین استفاده در فناوری موشک، پیشران های شیمیایی هستند که در طی واکنش احتراق انرژی آزاد می کنند. آنها از یک اکسید کننده و یک سوخت تشکیل شده اند. چنین سوخت هایی می توانند یک جزئی نیز باشند، یعنی می توانند یک مایع باشند. این ممکن است ماده ای باشد که مولکول آن شامل عناصر اکسید کننده و قابل احتراق است، به عنوان مثال، نیترومتان، یا مخلوطی از یک عامل اکسید کننده و یک سوخت، یا محلولی از یک سوخت در یک عامل اکسید کننده. با این حال، چنین سوخت هایی معمولاً مستعد انفجار هستند و کاربرد کمی دارند. اکثریت قریب به اتفاق موتورهای موشک پیشران مایع با سوخت دوگانه کار می کنند. اکسید کننده و سوخت در مخازن جداگانه ذخیره شده و در محفظه موتور مخلوط می شوند. اکسید کننده معمولاً بخش بزرگی از جرم سوخت را تشکیل می دهد - دو تا چهار برابر بیشتر از سوخت مصرف می شود. متداول ترین اکسیدان های مورد استفاده عبارتند از: اکسیژن مایع، تتروکسید نیتروژن، اسید نیتریک و پراکسید هیدروژن. نفت سفید، الکل، هیدرازین، آمونیاک، هیدروژن مایع و ... به عنوان سوخت استفاده می شود.

موشک حامل شوروی وستوک با سوختی متشکل از اکسیژن مایع و نفت سفید کار می کرد که پرتاب بسیاری از فضاپیمای ما را با فضانوردان تضمین می کرد. موتورهای موشک های آمریکایی اطلس و تیتان، مرحله اول موشک زحل-5، که فضاپیمای آپولو به کمک آن به ماه پرتاب شد، با همان سوخت کار می کردند. سوخت متشکل از اکسیژن مایع و نفت سفید در تولید و عملیات به خوبی تسلط دارد، قابل اعتماد و ارزان است. این به طور گسترده در LRE استفاده می شود.

دی متیل هیدرازین نامتقارن به عنوان سوخت استفاده شده است. این سوخت همراه با یک عامل اکسید کننده - اکسیژن مایع - در موتور RD-119 استفاده می شود که به طور گسترده در پرتاب ماهواره های Kosmos استفاده می شود. این موتور بالاترین تکانه ویژه را برای موتورهای موشک پیشران مایع که با اکسیژن و سوخت های با جوش بالا کار می کنند به دست آورد.

موثرترین سوخت موشکی که در حال حاضر به طور گسترده مورد استفاده قرار می گیرد، اکسیژن مایع به اضافه هیدروژن مایع است. به عنوان مثال در موتورهای مرحله دوم و سوم موشک Saturn-5 استفاده می شود.

جستجو برای سوخت‌های موشکی جدید و کارآمدتر ادامه دارد. دانشمندان و طراحان سخت کار می کنند تا از فلوئور در LRE استفاده کنند که اثر اکسید کننده قوی تری نسبت به اکسیژن دارد. سوخت های تشکیل شده با استفاده از فلوئور، به دست آوردن بالاترین تکانه ویژه برای موتور موشک پیشران مایع و چگالی بالا را ممکن می سازد. با این حال، استفاده از آن در LRE به دلیل تهاجم شیمیایی و سمیت بالای فلوئور مایع، دمای احتراق بالا (بیش از 4500 درجه سانتیگراد) و هزینه بالا با مشکل مواجه می شود.

با این وجود، تعدادی از کشورها در حال توسعه و آزمایش LRE بر روی فلوئور هستند. برای اولین بار F. A. Tsander استفاده از فلوئور مایع را برای LRE در سال 1932 پیشنهاد کرد و در سال 1933 V. P. Glushzho مخلوطی از فلوئور مایع و اکسیژن مایع را به عنوان اکسید کننده پیشنهاد کرد.

بسیاری از سوخت‌های مبتنی بر فلوئور به‌طور خود به خود در هنگام مخلوط شدن یک اکسیدکننده و سوخت مشتعل می‌شوند. برخی از بخارات سوخت که فلوئور ندارند نیز خود به خود مشتعل می شوند. خودسوزی مزیت بزرگ سوخت است. این اجازه می دهد تا طراحی LRE را ساده کرده و قابلیت اطمینان آن را افزایش دهد. برخی از سوخت‌ها با اضافه کردن کاتالیزور خود اشتعال می‌شوند. بنابراین، اگر یک صدم درصد ازن فلوراید به ماده اکسید کننده یعنی اکسیژن مایع اضافه شود، ترکیب این ماده اکسید کننده با نفت سفید خود اشتعال می شود.

خود اشتعال سوخت (اگر خود اشتعال نباشد، از احتراق آتش سوزی یا الکتریکی استفاده می شود، یا تزریق بخشی از سوخت راه اندازی خود اشتعال) در محفظه موتور رخ می دهد. محفظه واحد اصلی موتور موشک است، در محفظه است که اجزای سوخت مخلوط شده، سوزانده می شود و در نتیجه گاز با دمای بسیار بالا (2000-4500 درجه سانتیگراد) و در دمای بالا تشکیل می شود. فشار (ده ها و صدها اتمسفر). این گاز که از محفظه خارج می شود، نیروی واکنشی ایجاد می کند، نیروی رانش موتور. محفظه LRE از یک محفظه احتراق با یک سر مخلوط و یک نازل تشکیل شده است. اختلاط اجزای سوخت در سر اختلاط اتفاق می‌افتد، احتراق در محفظه احتراق صورت می‌گیرد و گازها از طریق نازل خارج می‌شوند. معمولاً تمام واحدهای محفظه ای به صورت یک واحد ساخته می شوند، اغلب محفظه های احتراق استوانه ای شکل هستند، اما می توانند مخروطی یا کروی (گلابی شکل) نیز باشند.

سر اختلاط بخش بسیار مهمی از محفظه احتراق و کل موتور موشک است. این به اصطلاح تشکیل مخلوط - تزریق، پاشش و اختلاط اجزای سوخت است. اجزای سوخت - اکسید کننده و سوخت - به طور جداگانه وارد سر اختلاط محفظه می شوند. از طریق نازل های هد به دلیل اختلاف فشار در سیستم تامین سوخت و سر محفظه وارد محفظه می شوند. برای اینکه واکنش در محفظه احتراق در سریع ترین زمان ممکن انجام شود و تا حد امکان کامل شود - و این یک شرط بسیار مهم برای کارایی و صرفه جویی در موتور است - لازم است از تشکیل سریع و کامل اطمینان حاصل شود. مخلوط سوختی که در محفظه می سوزد، تا اطمینان حاصل شود که هر ذره اکسید کننده با سوخت ذرات مطابقت دارد.

تشکیل مخلوط سوخت آماده برای احتراق شامل سه فرآیند است که یکی به دیگری منتقل می شود - اتمیزه کردن اجزای مایع، تبخیر و اختلاط آنها. هنگام پاشش - خرد کردن مایع به قطره - سطح آن به طور قابل توجهی افزایش می یابد و فرآیند تبخیر تسریع می شود. ظرافت و یکنواختی سمپاشی بسیار مهم است. ظرافت این فرآیند با قطر قطرات حاصل مشخص می شود: هرچه هر قطره کوچکتر باشد، بهتر است. مرحله بعدی آماده سازی سوخت برای احتراق پس از پاشش تبخیر آن است. لازم است از کامل ترین تبخیر اکسید کننده و سوخت در کوتاه ترین زمان ممکن اطمینان حاصل شود. فرآیند تبخیر قطرات تشکیل شده در حین پاشش در محفظه LRE تنها دو تا هشت هزارم ثانیه طول می کشد.

در نتیجه اتمیزه شدن و تبخیر اجزای سوخت، اکسید کننده و بخارات سوخت تشکیل می شود که از آن مخلوط سوختن در محفظه موتور حاصل می شود. اختلاط اجزاء اساساً بلافاصله پس از ورود اجزا به محفظه شروع می شود و تنها با سوختن سوخت به پایان می رسد. با سوخت های خود اشتعال، فرآیند احتراق حتی در فاز مایع، در حین اتمیزه شدن سوخت آغاز می شود. با سوخت های غیر خود اشتعال، احتراق در فاز گاز زمانی آغاز می شود که گرما از یک منبع خارجی تامین شود.

اجزای سوخت مایع از طریق نازل هایی که در سر قرار دارند وارد محفظه می شوند. پرکاربردترین نازل ها دو نوع هستند: جت یا گریز از مرکز. اما اکنون سوخت پاشیده می شود، مخلوط می شود، مشتعل می شود. هنگام سوختن، مقدار زیادی انرژی گرمایی در محفظه احتراق آزاد می شود. تبدیل انرژی بیشتر در نازل صورت می گیرد. طراحی موفق سر اختلاط در درجه اول کمال موتور را تعیین می کند - کامل بودن احتراق سوخت، پایداری احتراق و غیره را تضمین می کند.

نازل - بخشی از محفظه احتراق که در آن انرژی حرارتی سیال کاری فشرده (مخلوط گازها) به انرژی جنبشی جریان گاز تبدیل می شود، یعنی سرعت خروج از موتور را افزایش می دهد. نازل معمولاً از قسمت های مخروطی و منبسط کننده تشکیل شده است که در قسمت بحرانی (حداقل) به هم متصل می شوند.

یک کار بسیار دشوار اطمینان از خنک شدن محفظه LRE است. به طور معمول، محفظه شامل دو پوسته - یک دیوار آتش داخلی و یک ژاکت بیرونی است. مایعی از فضای بین پوسته ها جریان می یابد و دیواره داخلی محفظه LRE را خنک می کند. معمولا یکی از اجزای سوخت برای این کار استفاده می شود. سوخت گرم شده یا اکسید کننده حذف می شود و برای استفاده، به اصطلاح، برای هدف مورد نظر خود وارد سر محفظه می شود. در این حالت انرژی حرارتی گرفته شده از دیواره های محفظه از بین نمی رود، بلکه به محفظه باز می گردد. چنین خنک کننده (بازسازی) اولین بار توسط K. E. Tsiolkovsky پیشنهاد شد و به طور گسترده در فناوری موشک استفاده می شود.

در اکثر LREهای مدرن از واحدهای توربوپمپ مخصوص برای تامین سوخت استفاده می شود. برای تامین انرژی چنین پمپ قدرتمندی، سوخت در یک ژنراتور گاز مخصوص سوزانده می شود - معمولاً همان سوخت و اکسید کننده مشابه در محفظه احتراق موتور. گاهی اوقات توربین پمپ توسط بخار به حرکت در می آید که با خنک شدن محفظه احتراق موتور تشکیل می شود. سیستم های محرک پمپ دیگری نیز وجود دارد.

ایجاد موتورهای موشکی مدرن پیشران مایع مستلزم سطح بالایی از پیشرفت علم و فناوری، کمال ایده های طراحی و فناوری پیشرفته است. واقعیت این است که دماهای بسیار بالا در موتور موشک سوخت مایع به دست می آید، فشار زیادی ایجاد می شود، محصولات احتراق، و گاهی اوقات خود سوخت بسیار تهاجمی است، مصرف سوخت به طور غیرعادی بالا است (تا چندین تن در ثانیه!). با همه اینها، موتور موشک پیشران مایع، به ویژه در هنگام پرتاب فضاپیما با فضانوردان روی هواپیما، باید از قابلیت اطمینان بسیار بالایی برخوردار باشد. این قابلیت اطمینان بالا و بسیاری از مزایای دیگر است که موتورهای موشک مایع موشک فضایی معروف شوروی "Vostok" -RD-107 (موتور مرحله اول) و RD-108 (موتور مرحله دوم) را متمایز می کند که در سال 1954-1957 تحت هدایت V P. Glushko، طراح ارشد موتور موشک. اینها اولین موتورهای تولید انبوه در جهان هستند که با سوخت پرکالری کار می کنند. اکسیژن مایع و نفت سفید. آنها دارای رانش ویژه بالایی هستند که به دست آوردن قدرت عظیم با مصرف سوخت نسبتاً متوسط ​​امکان پذیر است. در فضای خالی، رانش یک موتور RD-107 102 تن است. (مرحله اول پرتابگر وستوک دارای چهار موتور از این قبیل است.) فشار در محفظه احتراق 60 اتمسفر است.

موتور RD-107 دارای یک واحد توربو پمپ با دو پمپ گریز از مرکز اصلی است. یکی سوخت را تامین می کند و دیگری اکسید کننده. هم سوخت و هم اکسید کننده از طریق تعداد زیادی نازل به چهار محفظه احتراق اصلی و دو محفظه احتراق هدایت می شوند. قبل از ورود به محفظه های احتراق، سوخت از بیرون در اطراف آنها جریان می یابد، یعنی برای خنک سازی استفاده می شود. خنک کننده قابل اعتماد دمای داخل محفظه های احتراق را بالا نگه می دارد. محفظه های احتراق فرمان نوسانی که از نظر طراحی شبیه به محفظه های اصلی بودند، برای اولین بار در این موتور برای کنترل جهت رانش استفاده شد.

موتور مرحله دوم موشک "Vostok" RD-108 طراحی مشابهی دارد. درست است، چهار دوربین فرمان و برخی تفاوت های دیگر دارد. رانش آن در فضای خالی 96 تن است. جالب اینجاست که همزمان با موتورهای مرحله اول روی زمین پرتاب می شود. موتورهای RD-107 و RD-108 با تغییرات مختلف سال‌هاست که برای پرتاب فضاپیما، ماهواره‌های زمین مصنوعی، فضاپیماها به ماه، زهره و مریخ استفاده می‌شوند.

مرحله دوم وسیله نقلیه پرتاب دو مرحله ای "Cosmos" مجهز به موتور موشک پیشران مایع RD-119 است که در سال های 1958-1962 (همچنین در GDL-OKB) توسعه یافته است، که دارای رانش 11 تن است. سوخت این موتور دی متیل هیدرازین نامتقارن و اکسید کننده اکسیژن مایع است. تیتانیوم و سایر مصالح ساختمانی مدرن به طور گسترده در طراحی آن استفاده می شود. در کنار قابلیت اطمینان بالا، از ویژگی بارز این موتور راندمان بسیار بالا است، در سال 1965 موتورهای قدرتمند سایز کوچک با مشخصات انرژی بسیار بالا در کشور ما برای سامانه موشکی و فضایی پروتون ساخته شد. مجموع قدرت مفید سامانه های راکتی راکتی پروتون سه برابر قدرت موتورهای موشکی وستوک و بالغ بر 60 میلیون اسب بخار است. این موتورها راندمان احتراق بالا، فشار قابل توجه در سیستم، خروج یکنواخت و متعادل محصولات احتراق از نازل ها را فراهم می کنند.

در حال حاضر، LREها به درجه بالایی از کمال رسیده‌اند و توسعه آنها ادامه دارد. LREهای کلاس‌های مختلف ساخته شده‌اند - از موتورهای ریز موشک برای کنترل وضعیت و سیستم‌های تثبیت کننده برای هواپیماهای با رانش بسیار کم (چند کیلوگرم یا کمتر) تا موتورهای موشکی قدرتمند عظیم. با صدها تن رانش (مثلاً موتور موشک آمریکایی G-1 برای مرحله اول پرتاب کننده ساترن-5 دارای رانش 690 تنی است. پنج موتور از این قبیل روی موشک نصب شده است).

موتورهای موشک پیشران مایع بر روی سوخت های بسیار کارآمد - مخلوطی از هیدروژن مایع (سوخت) و اکسیژن مایع یا فلوئور مایع به عنوان اکسید کننده در حال توسعه هستند. موتورهای پیشران با قابلیت ذخیره طولانی ساخته شده اند که می توانند در طول پروازهای فضایی طولانی مدت کار کنند.

پروژه هایی از موتورهای موشک ترکیبی وجود دارد - موتورهای توربوجت و راکت-رمجت که باید ترکیبی ارگانیک از موتورهای موشک پیشران مایع با موتورهای جت هوا باشد. ایجاد چنین موتورهایی امکان استفاده از اکسیژن اتمسفر را به عنوان یک عامل اکسید کننده در مراحل اولیه و نهایی یک پرواز فضایی و در نتیجه کاهش عرضه سوخت روی موشک فراهم می کند. همچنین کار برای ایجاد اولین مراحل استفاده مجدد در حال انجام است. چنین مراحلی که مجهز به موتورهای جت بادی و قابلیت برخاستن و پس از جدا شدن مراحل بعدی، فرود آمدن مانند هواپیماها، هزینه پرتاب فضاپیما را کاهش می دهد.

موتورهای موشک هسته ای

دانشمندان و طراحان موتورهای ترموشیمیایی با درجه بالایی از کمال ایجاد کرده اند و بدون شک مدل های پیشرفته تری نیز ساخته خواهند شد. با این حال، امکانات موشک های ترموشیمیایی به دلیل ماهیت خود سوخت، اکسید کننده و محصولات واکنش محدود است. با بازده انرژی محدود سوخت موشک، که اجازه نمی دهد سرعت انقضای سیال کار از نازل بسیار بالا باشد، منبع عظیمی از سوخت مورد نیاز است تا موشک را به سرعت مورد نیاز شتاب دهد. موشک های شیمیایی به طور غیرعادی حریص هستند. این فقط صرفه جویی نیست، بلکه گاهی اوقات ممکن است! و پرواز فضایی

حتی برای حل یک کار نسبتا ساده‌تر در زمینه پروازهای فضایی - پرتاب ماهواره‌های مصنوعی زمین، جرم شروع یک موشک شیمیایی، به دلیل حجم عظیم سوخت، باید ده‌ها برابر بیشتر از جرم محموله‌ای باشد مدار. برای رسیدن به دومین سرعت کیهانی، این نسبت حتی بیشتر است. اما بشریت شروع به استقرار در فضا کرده است، مردم قصد دارند ایستگاه های علمی در ماه بسازند، آنها برای مریخ و زهره تلاش می کنند، آنها به پرواز به حومه های دوردست منظومه شمسی فکر می کنند. موشک های فردا باید هزاران تن تجهیزات علمی و محموله را در فضا حمل کنند.

برای پروازهای بین سیاره‌ای، سوخت بیشتری برای اصلاح مدار پرواز، کاهش سرعت فضاپیما قبل از فرود بر روی سیاره هدف، بلند شدن برای بازگشت به زمین و غیره مورد نیاز است. !

دانشمندان و مهندسان مدت‌هاست به این فکر می‌کنند که موتورهای موشکی آینده چگونه باید باشند؟ چشم دانشمندان به طور طبیعی به انرژی هسته ای معطوف شد. مقدار کمی از سوخت هسته ای حاوی مقدار بسیار زیادی انرژی است. واکنش شکافت هسته ای میلیون ها برابر بیشتر از احتراق بهترین سوخت های شیمیایی انرژی آزاد می کند. بنابراین، به عنوان مثال، 1 کیلوگرم اورانیوم در یک واکنش شکافت می تواند به اندازه 1700 تن بنزین در هنگام سوزاندن انرژی آزاد کند. واکنش همجوشی هسته ای چندین برابر انرژی بیشتری می دهد.

استفاده از انرژی هسته ای این امکان را فراهم می کند که ذخیره سوخت روی موشک را به شدت کاهش دهد، اما نیاز به یک ماده فعال وجود دارد که در راکتور گرم شده و از نازل موتور خارج شود. با بررسی دقیق تر، معلوم می شود که جداسازی سوخت و ماده کار در یک موشک هسته ای مملو از مزایای خاصی است.

انتخاب ماده کار برای یک موشک شیمیایی بسیار محدود است. پس از همه، به عنوان سوخت نیز عمل می کند. اینجاست که مزیت جداسازی سوخت و ماده کار به میان می آید. استفاده از ماده کار با کمترین وزن مولکولی - هیدروژن امکان پذیر می شود.

این موشک شیمیایی همچنین از ترکیبی از بازده انرژی نسبتاً بالای هیدروژن با وزن مولکولی کم استفاده می کند. اما در آنجا، ماده کار محصول احتراق هیدروژن با وزن مولکولی 18 است. و وزن مولکولی هیدروژن خالص، که می تواند به عنوان بدنه کار یک موتور موشک هسته ای عمل کند، 2 است. کاهش وزن مولکولی ماده کار تا 9 برابر در دمای ثابت امکان افزایش سرعت خروجی را تا 3 برابر می کند. اینجاست، مزیت محسوس موتور موشک اتمی!

ما در مورد موتورهای موشک اتمی صحبت می کنیم که از انرژی شکافت هسته ای عناصر سنگین استفاده می کنند. واکنش همجوشی هسته‌ای تاکنون فقط در یک بمب هیدروژنی به صورت مصنوعی انجام شده است و واکنش همجوشی گرما هسته‌ای کنترل‌شده با وجود کار فشرده بسیاری از دانشمندان در جهان هنوز یک رویا است.

بنابراین، در یک موتور موشک اتمی، به دلیل استفاده از ماده کار با حداقل وزن مولکولی، می توان افزایش قابل توجهی در میزان خروج گازها به دست آورد. از نظر تئوری، می توان دمای بسیار بالایی از ماده کار را به دست آورد. اما در عمل، توسط دمای ذوب عناصر سوخت راکتور محدود می شود.

در اکثر طرح‌های پیشنهادی موتورهای موشک اتمی، سیال کار گرم می‌شود و عناصر سوخت راکتور را می‌شوید، سپس در نازل منبسط می‌شود و از موتور خارج می‌شود. دما تقریباً برابر با موتورهای موشک شیمیایی است. درست است که خود موتور بسیار پیچیده تر و سنگین تر است. به خصوص زمانی که نیاز به صفحه نمایشی برای محافظت از فضانوردان در برابر تشعشعات در فضاپیماهای سرنشین دار را در نظر بگیرید. و با این حال، یک موشک هسته ای نوید یک سود قابل توجه را می دهد.

در ایالات متحده، تحت برنامه به اصطلاح روور، کار فشرده ای برای ایجاد یک موتور موشک اتمی در حال انجام است. پروژه های موتورهای موشک هسته ای نیز به وجود آمده است که در آن منطقه فعال در فاز غبارآلود، مایع یا حتی گاز قرار دارد. این امکان به دست آوردن دمای بالاتر ماده کار را فراهم می کند. استفاده از چنین راکتورهایی (که راکتورهای حفره ای نامیده می شوند) احتمالاً این امکان را فراهم می کند که سرعت انقضای سیال کار را تا حد زیادی افزایش دهد. اما ایجاد چنین راکتورهایی یک موضوع بسیار پیچیده است: سوخت هسته ای در اینجا با ماده کار مخلوط می شود و لازم است قبل از بیرون راندن ماده کار از نازل موتور، به نحوی آن را جدا کرد. در غیر این صورت، تلفات مداوم سوخت هسته ای وجود خواهد داشت، یک ستون کشنده از تشعشعات بالا در پشت موشک کشیده می شود. بله، و جرم بحرانی سوخت هسته ای لازم برای حفظ واکنش ها، در حالت گازی، حجم بسیار زیادی را اشغال می کند که برای موشک قابل قبول نیست.
(L. A. Gilberg: Conquest of the sky)

Buran، مانند همتای خارج از کشور خود - سیستم موشکی قابل استفاده مجدد شاتل، از نظر ویژگی های خود، چیزهای زیادی را به جا می گذارد.

مشخص شد که آنها چندان قابل استفاده مجدد نیستند. تقویت کننده های پرتاب کل پرواز 3-4 را تحمل می کنند و خود وسیله نقلیه بالدار می سوزد و نیاز به تعمیرات بسیار گران قیمت دارد. اما نکته اصلی این است که کارایی آنها زیاد نیست.

و در اینجا چنین وسوسه ای وجود دارد - ایجاد یک وسیله نقلیه بالدار سرنشین دار که قادر به پرتاب مستقل از زمین، رفتن به فضای بیرونی و بازگشت به عقب است. درست است، مشکل اصلی حل نشده باقی می ماند - موتور. موتورهای جت هوا (WJ) از انواع شناخته شده فقط می توانند تا سرعت 4-5 M کار کنند (M سرعت صوت است) و اولین سرعت فضایی همانطور که می دانید 24 M است. اما حتی در اینجا به نظر می رسد، اولین قدم های موفقیت قبلاً ترسیم شده است.

در نمایشگاه Aviadvigatele-Build-92، که در مسکو برگزار شد، در میان انواع نمایشگاه ها - از موتورهای بخار باستانی برای کشتی های هوایی گرفته تا توربین های غول پیکر هواپیماهای حمل و نقل فوق مدرن - یک بشکه کوچک به آرامی روی غرفه ایستاده بود - اولین و تنها مافوق صوت جهان. مدل (Hypersonic - از 6M و بالاتر) موتور جت هوا (scramjet). این در موسسه مرکزی موتورهای هوانوردی (CIAM) ایجاد شد. البته این نتیجه کار یک تیم بزرگ است. اول از همه، طراح ارشد D. A. Ogorodnikov، همکارانش A. S. Rudakov، V. A. Vinogradov ... در واقع، ما نباید کسانی را که دیگر زنده نیستند فراموش کنیم - این دکترای علوم فنی R. I. پروفسور E. S. Shchetinkov است. دومی، چند دهه پیش، اصل اساسی زیربنای همه موتورهای اسکرام جت مدرن را پیشنهاد کرد.موتوری که او توسعه داد در آن زمان قادر به کار با سرعت های مافوق صوت (بالای 5-6 ماخ) بود. این افراد معجزه ای از فناوری خلق کرده اند که شاید در آینده نزدیک انقلابی در پیشرانه فضایی ایجاد کند.

اما بیایید برای «تطبیق» یک موتور جدید در یک هواپیمای فضایی، چه بوران یا اسپیرال، عجله نکنیم، اجازه دهید به نظریه بپردازیم. واقعیت این است که هر موتور فقط می‌تواند در محدوده خاصی کار کند، که برای کارهای فضایی بسیار باریک است و ساخت آن به فراصوت بسیار آسان نیست. بیایید ببینیم چرا.

برای اینکه هر WFD با موفقیت کار کند، سه شرط حیاتی باید برآورده شود. اول از همه، باید هوا را تا حد امکان فشرده کنید. سپس سوخت را بدون تلفات در محفظه احتراق بسوزانید. و در نهایت با کمک یک نازل، محصولات احتراق باید تا فشار اتمسفر منبسط شوند. تنها در این صورت بهره وری به اندازه کافی بالا خواهد بود.

به نقاشی نگاه کنید. در اینجا نموداری از اولین موتور رم جت مافوق صوت جهان (اسکرم جت) ارائه شده است. اولین کار او - فشرده سازی هوا - او به روشی بسیار بدیع حل می کند - بر اساس اصل ... یک چاقو. تصور کنید: یک برش به یک کنده متراکم نرم برخورد می کند، لایه های چوب جلوی آن بدون تغییر باقی می مانند و در طرفین فشرده می شوند. مرز بین لایه‌های معمولی و متراکم‌تر چیزی است که دانشمندان آن را «شوک فشاری» می‌نامند. این چیزی است که در موتور اتفاق می افتد. یک بدنه مرکزی نوک تیز در امتداد محور آن قرار دارد. با برخورد به هوا، چنین "پرش" ایجاد می کند - منطقه ای با فشار بالا. یک "انعکاس" هوا از بدنه مرکزی به دیواره های بدن وجود دارد. در عین حال، بارها و بارها به صورت اضافی فشرده می شود. سرعت هوا کاهش می یابد و دما افزایش می یابد، انرژی جنبشی به درونی و حرارتی تبدیل می شود.

حال برای اینکه سوخت تزریق شده به جریان به طور کامل بسوزد، مطلوب است که سرعت را تا حد امکان کم کنید. اما پس از آن دمای هوا می تواند به 3-5 هزار درجه برسد. به نظر خوب می رسد - سوخت مانند باروت شعله ور می شود. اما حتی اگر باروت واقعی در اینجا وجود داشته باشد، فلاش کار نمی کند. موضوع این است که در چنین دماهای بالا، همراه با فرآیند اکسیداسیون، مولکول ها نیز به اتم های جداگانه تجزیه می شوند. اگر در اولی انرژی آزاد شود، در دومی جذب می شود. و تناقض این است که با افزایش دما، ممکن است لحظه ای فرا برسد که بیشتر از آزاد شده جذب شود. به عبارت دیگر، کوره به ... یخچال تبدیل می شود.

راه اصلی خروج از وضعیت در سال 1956 توسط پروفسور شچتینکوف پیشنهاد شد. او پیشنهاد کرد که هوا را فقط تا زمانی که سرعت مافوق صوت آن به اندازه سرعت یک گلوله باشد فشرده شود. همانطور که در حال حاضر در سراسر جهان به رسمیت شناخته شده است، تنها در این شرایط عملیات یک اسکرام جت امکان پذیر است.

اما حتی در اینجا نیز مشکلاتی وجود دارد: حتی مخلوطی از هیدروژن و هوا که در دوره شیمی برای ما با نام "گاز انفجاری" شناخته شده است، در چنین شرایطی به سختی فرصت آتش گرفتن خواهد داشت. و اگرچه هیدروژن مایع به عنوان سوخت موتور انتخاب شد، اما مجبور شدیم به ترفندهایی متوسل شویم. هیدروژن ابتدا دیوارها را خنک می کند. با گرم شدن خود از -256 درجه سانتیگراد تا + 700 درجه سانتیگراد، فلز را از ذوب شدن نجات می دهد. بخشی از سوخت از طریق انژکتورها به طور مستقیم به جریان هوا تزریق می شود. و قسمت دیگر بر روی نازل های واقع در طاقچه های مستطیلی خاص می افتد. مشعل‌های قدرتمند هیدروژنی در اینجا می‌سوزند و می‌توانند فوراً از طریق یک ورق فولادی بسوزند. آنها مخلوط هیدروژن و هوا را مشتعل می کنند. آن که در شرایط عادی از جرقه ای که از یک پیراهن نایلونی می ریزد منفجر می شود.

و شاید این وظیفه اصلی باشد که ما و آمریکایی ها حدود 30 سال برای آن وقت گذاشته ایم. چگونه می توان احتراق کامل را با داشتن یک محفظه با طول قابل قبول - 3-5 متر بدست آورد؟ مشخص است که یک نظریه بدون آزمایش آزمایشی ارزش کمی دارد. و برای آزمایش عملکرد چنین موتوری باید آن را در جریان مافوق صوت قرار داد. چنین هواپیماهایی وجود ندارند، با این حال، تونل های باد وجود دارد، اما آنها بسیار بسیار گران هستند. برای آزمایش نهایی اسکرام جت، طراحان دستگاه خود را در دماغه موشک نصب کردند و به سرعت مورد نظر شتاب دادند.

اجازه دهید روشن کنیم که این در مورد ایجاد نوع جدیدی از موشک نبود، بلکه فقط در مورد بررسی کیفیت احتراق هیدروژن در موتور بود. او یک موفقیت کامل بود. اکنون، همانطور که آمریکایی ها اعتراف می کنند، دانشمندان ما راز ایجاد محفظه های احتراق قابل اعتماد را دارند.

خوب، حالا بیایید به این فکر کنیم که اگر بخواهیم این مدل نمایشگاهی کوچک را افزایش دهیم و آن را برای بلند کردن هواپیما به هوا مناسب کنیم، چه اتفاقی می‌افتد. ظاهراً ویژگی های یک لوله سی متری سنگین با یک دیفیوزر و نازل بزرگ و یک محفظه احتراق بسیار متوسط ​​را به دست خواهد آورد. و چه کسی به چنین موتوری نیاز دارد؟ بن بست؟ نه، راهی برای خروج وجود دارد و مدتهاست شناخته شده است. کارکردهای زیادی در کار آن می توان به ... بدنه و بال هواپیما اختصاص داد!

نمونه اولیه چنین هواپیمای هوافضایی (VKS) در شکل نشان داده شده است. دماغه خود را در هوا "پیچ" می کند، یک سری امواج ضربه ای ایجاد می کند و همه آنها مستقیماً روی ورودی محفظه احتراق می افتند. گازهای داغی که از آن بیرون می آیند و تا فشار اتمسفر منبسط می شوند، روی سطح قسمت عقب هواپیما می لغزند و مانند یک نازل خوب نیروی رانش ایجاد می کنند. در سرعت های مافوق صوت، این امکان پذیر است! با کمال تعجب ، از نظر تئوری ، حتی می توانید بدون دوربین کار کنید و "به سادگی" سوخت را در نزدیکی برآمدگی روی شکم VKS تزریق کنید! شما موتوری دریافت می کنید که به نظر نمی رسد وجود داشته باشد. به آن اسکرام جت «احتراق خارجی» می گویند. درست است، "سادگی" آن در کار تحقیقاتی آنقدر گران است که تاکنون هیچ کس آن را جدی نگرفته است.

بنابراین، اجازه دهید با یک اسکرام جت کلاسیک به هواپیماهای هوافضا برگردیم. استارت و شتاب آن تا b M باید با استفاده از موتورهای توربوجت معمولی انجام شود. در شکل واحدی متشکل از یک موتور توربوجت سنتی و یک اسکرام جت را می بینید که در نزدیکی آن قرار دارد. در سرعت‌های «کوچک»، اسکرام‌جت با یک دیواره ساده از هم جدا می‌شود و در پرواز اختلالی ایجاد نمی‌کند.

و در موارد بزرگ، پارتیشن جریان هوا را که به موتور توربوجت می رود مسدود می کند و موتور اسکرام جت روشن می شود.

در ابتدا، همه چیز خوب پیش خواهد رفت، اما پس از آن، با افزایش سرعت، رانش موتور شروع به کاهش می کند و اشتها - مصرف سوخت - افزایش می یابد. در این لحظه، رحم سیری ناپذیر او باید با اکسیژن مایع تغذیه شود. دوست داشته باشید یا نخواهید، هنوز باید آن را با خود ببرید. درست است، در مقادیر بسیار کمتر از یک موشک معمولی. در جایی در حدود 60 کیلومتری زمین، اسکرام جت به دلیل کمبود هوا متوقف می شود. اینجاست که یک موتور موشکی کوچک با سوخت مایع وارد عمل می شود. سرعت در حال حاضر بالا است، و سوخت با اکسید کننده قبل از ورود به مدار مقداری "خورده" می شود. با وزن پرتاب برابر با موشک، هواپیمای هوافضا با محموله ای 5 تا 10 برابر بیشتر به مدار پرتاب شد. و هزینه پرتاب هر کیلوگرم آن ده برابر کمتر از موشک خواهد بود. این دقیقاً همان چیزی است که امروزه دانشمندان و طراحان برای آن تلاش می کنند.

موسسه آموزشی بودجه ایالتی فدرال آموزش عالی حرفه ای

(FGBOU VPO)

دانشگاه فنی دولتی آستاراخان (ASTU)

"مؤسسه فناوری، انرژی و حمل و نقل دریایی" (IMTEiT)

گروه "مهندسی برق حرارتی" (TEN)

کار دوره

در رشته "سوخت"

با موضوع "سوخت موشک"

برآورده شد

دانشجوی گروه TET-21

پریکازچیکوف A.A.

داوران:

دانش آموزان گروه TET-21

پوتیاتین اس. اس.، ژیدکوف اس.ام.

معلم:

دکترای شیمی، پروفسور ریابوکین یو.آی.

آستاراخان - 2012

1. پیشینه تاریخی

انواع اصلی سوخت موشک

1 پیشرانه های مایع

1.1 اکسید کننده ها

1.2 سوخت

1.3 مقایسه رایج ترین پیشرانه های مایع

2 پیشران جامد

2.1 پیشران موشک

2.2 پیشرانه های مخلوط

کتابشناسی - فهرست کتب

. مرجع تاریخ

موشک های سوخت جامد خیلی زودتر از موشک هایی با موتور موشک مایع (LRE) ظاهر شدند. دومی ها آنقدر برای ما آشنا شده اند که فراموش می کنیم از چه زمانی استفاده از آنها برای فتح فضا و در عملیات های جنگی متخاصم آغاز شد. و این فقط 50 سال پیش اتفاق افتاد. پیش از این، موشک‌های سوخت جامد یا راکت‌هایی با موتورهای پودری، برای چندین قرن با موفقیت مورد استفاده قرار می‌گرفتند و توسط سربازان مورد استفاده قرار می‌گرفتند. امکان استفاده از مایعات، از جمله هیدروژن مایع H2 و اکسیژن O2، به عنوان سوخت برای موشک توسط K. E. Tsiolkovsky اشاره شد.<#"justify">2. انواع اصلی سوخت موشک

انتخاب پیشرانه به عوامل زیادی بستگی دارد. هیچ سوخت ایده آلی وجود ندارد، هر کدام مزایا و معایب خود را دارند. عواملی مانند قیمت، ضربه خاص، سرعت سوختن، نرخ سوختن در مقابل عملکرد فشار، ایمنی و قابلیت ساخت و سایر موارد می‌توانند بر انتخاب سوخت تأثیر بگذارند.

2.1 پیشرانه های مایع

عامل اکسید کنندهو سوختسوخت های دو جزئی در ظروف - مخازن جداگانه قرار می گیرند و با استفاده از دستگاه های مختلف به طور جداگانه برای احتراق وارد محفظه موتور می شوند. سوخت‌های مایع دو پیشرانه در حال حاضر پرمصرف‌ترین سوخت‌ها هستند، زیرا بالاترین نیروی رانش خاص موتور را ارائه می‌کنند، به راحتی به شما امکان می‌دهند مقدار و جهت رانش را در پرواز تنظیم کنید، همچنین موتور را خاموش کرده و دوباره روشن کنید. نقطه ضعف این سوخت ها یک دستگاه موتور پیچیده با تعداد زیادی قطعات و مجموعه ها با سیستم کنترل و تنظیم پیچیده است.

به خودسوزیشامل چنین سوخت های دو جزئی است که احتراق آنها به خودی خود با مخلوط شدن اکسید کننده و سوخت در محفظه موتور آغاز می شود.

بدون خود اشتعالسوخت برای شروع سوختن هنگام راه اندازی موتورها نیاز به استفاده از وسایل احتراق اضافی دارد. سوخت های خود اشتعال استارت موتور مطمئن تر و عملکرد پایدارتری را ارائه می دهند.

مایع تک جزئیسوخت ها از قبل آماده شده اند مخلوط غیر خود اشتعال اکسید کننده و سوختبه نسبت لازم برای احتراق یا ماده مایعی که تحت شرایط معین با آزاد شدن گرما و تشکیل گازها تجزیه می شود. پیشرانه های تک جزئی در یک مخزن روی موشک قرار می گیرند و از طریق نازل از طریق یک خط به محفظه احتراق وارد می شوند.

مزیت - فایده - سود - منفعتاز این گونه سوخت ها قبل از سوخت های دو جزئی است ساده سازی طراحی موتورزیرا تنها یک خط تامین مورد نیاز است. اما این سوخت ها به طور گسترده در موتورهای موشک پیشران مایع مورد استفاده قرار نگرفته اند، زیرا نمی توانند نیروی رانش ویژه لازم را ارائه دهند. آن دسته از پیشرانه‌های تک جزیی که امکان دستیابی به رانش خاص کافی را فراهم می‌کنند، به دلیل تمایل زیادشان به انفجار خود به خود، برای استفاده نامناسب هستند. سوخت های تک جزئی نیز برای استفاده از آنها به منظور خنک کردن محفظه احتراق خطرناک هستند. این سوخت ها در بیشتر موارد فقط برای اهداف کمکی استفاده می شوند: برای موتورهای کم رانش که برای کنترل و تثبیت هواپیما و همچنین برای چرخاندن توربین های واحدهای توربو پمپ LRE استفاده می شود.

جدول 1. مشخصات اصلی سوخت های مایع دو جزئی در نسبت بهینه اجزاء (فشار در محفظه احتراق 100 کیلوگرم بر سانتی متر 2، در خروجی نازل 1 کیلوگرم بر سانتی متر مربع ).

OxidizerFuelThermal value of the fuel*, kcal/kgDensity*, g/cm2Temperature in the combustion chamber, KV specific impulse in vacuum, sNitric acid (98%) 20 %)14201,393050313Жидкий кислородСпирт (94 %)20200,393300255Водород20200,323250391Керосин22001,043755335НДМГ 22001,023670344Гидразин22301,073446346Аммиак22000,843070323АТКеросин15501,273516309НДМГ22001,203469318Гидразин22301,233287322Жидкий фторВодород23000,624707412Гидразин22301,314775370

در سوخت های دو جزئی، برای احتراق کامل هر دو جزء، برای هر واحد جرم یکی از آنها، مقدار مشخصی از دیگری مورد نیاز است. بنابراین برای سوزاندن 1 کیلوگرم نفت سفید به 15 کیلوگرم هوا یا 5.5 کیلوگرم اسید نیتریک یا 3.4 کیلوگرم اکسیژن مایع نیاز است. AT عملا LRE را تکمیل کرد اکسید کننده به مقدار کمی کمتر وارد محفظه می شوداز مقدار مورد نیاز برای احتراق کامل

معلوم می شود که در این حالت بیشترین مقدار رانش خاص به دست می آید. دلیل آن این است که با کاهش مصرف اکسید کننده، ترکیب محصولات احتراق تا حدودی تغییر می کند. در نتیجه فرآیند تجزیه حرارتی مولکول‌های گاز - فرآورده‌های احتراق - به اتم‌ها و یون‌ها که با جذب زیاد گرما و ورود بی‌فایده آن به بیرون از نازل رخ می‌دهد، کاهش می‌یابد و شرایط تبدیل انرژی در نازل فراهم می‌شود. نیز بهبود یافته است.

برای عملکرد موشک های مایع، نقطه جوش سوخت از اهمیت بالایی برخوردار است. تمام اجزای سوخت به دو دسته تقسیم می شوند با جوش زیادو کم جوش.

به با جوش زیادشامل اکسید کننده ها و مواد قابل احتراق است که می توانند در حالت مایع در دمای معمولی موشک (تا 150+) نگهداری شوند. 0ج) تحت فشار اتمسفر یا بالا، بقیه رجوع به کم جوش.

2.1.1 اکسید کننده ها

در موشک های مایع مقدار ماده اکسید کننده بر حسب جرم از مقدار سوخت بیشتر استبه طور متوسط ​​3-6 بار و جرم سوخت 9 برابر بیشتر از جرم ساختار موتور است.

خواص سوخت تا حد زیادی به ماهیت اکسید کننده بستگی دارد. به عنوان مثال، با توجه به مهمترین ویژگی - رانش خاص - سوخت "اکسیژن مایع و نفت سفید" با سوخت "نیتریک اسید و نفت سفید" حدود 15٪ متفاوت است.

از اکسید کننده های کم جوش، بیشترین استفاده در موتورهای معمولی است اکسیژن مایع. امکان استفاده فلورین مایع، ارتباطات آن با اکسیژنو ازن.

از آنهایی که جوشش زیاد است، بسیار مورد استفاده قرار می گیرند اسید نیتریکو مخلوط های آن با تتروکسید نیتروژن. قابل بکارگیری است تتروکسید نیتروژن, آب اکسیژنه. ترکیبات تحت بررسی فلوئوربا کلرو تترانیترومتان.

برخی از انواع اکسید کننده ها را در نظر بگیرید.

1. اکسیژن مایع (O 2 ). این مایع متحرک به رنگ مایل به آبی است که کمی سنگین تر از آب است.

ویژگی های خاص : اکسیژن یکی از بیشترین است اکسید کننده های قوی، از آنجایی که مولکول آن مانند اسید نیتریک حاوی اتم هایی نیست که در فرآیند اکسیداسیون دخیل نیستند. سوخت کارآمدتر از با اکسیژنفقط می توان از ازن, فلوئوریا فلوراید اکسیژن.

دارایی اصلی، که ویژگی های کار با مایع را تعیین می کند اکسیژن، در آن نهفته است نقطه جوش کم. به همین دلیل بسیار سریع تبخیر می شود که باعث تلفات زیادی در هنگام ذخیره سازی و سوخت گیری موشک می شود. مخزن موشک پر از مایع است اکسیژندرست قبل از پرتاب موشک تلفات تبخیر در هنگام سوخت‌گیری تا 50 درصد و زمانی که در موشک قرار می‌گیرد تا 3 درصد در ساعت است. مایع اکسیژندر ظروف مخصوص - مخازن فلزی با عایق حرارتی خوب ذخیره و حمل می شود.

مایع اکسیژن سمی نیست. تماس کوتاه مدت آن در مقادیر کم با مناطق باز بدن انسان خطرناک نیست: لایه گازی حاصل اجازه یخ زدن پوست را نمی دهد.

مایع اکسیژن- یکی از مهمترین اکسید کننده های ارزان قیمتکه سهولت تولید و فراوانی مواد اولیه را توضیح می دهد. 89 درصد جرم آن در آب و 23 درصد در هوا است. معمولا دریافت می کنند اکسیژناز هوا، با مایع شدن و جداسازی به صورت مایع از نیتروژنو سایر گازهای جو زمین.

2. اسید نیتریک (HNO 3 ) . اسید نیتریک 100% خالص شیمیایی یک مایع بی رنگ، به راحتی متحرک و سنگین است که به شدت در هوا دود می کند.

ویژگی های خاص : 100% اسید نیتریک ناپایدار و به راحتی تجزیه می شودروی آب اکسیژنو اکسیدهای نیتروژن.

HNO 3 - اکسید کننده قویزیرا مولکول آن حاوی

% اکسیژن. در طی اکسیداسیون مواد احتراق مختلف، به آب تجزیه می شود. اکسیژنو نیتروژن. این به طور مطلوب با تمام عوامل اکسید کننده رایج مقایسه می شود وزن مخصوص بزرگ. به واسطه ظرفیت حرارتی بالامی توان از آن به عنوان یک جزء خنک کننده محفظه LRE استفاده کرد.

تحت شرایط عملیاتی عادی اسید نیتریک- مایع که یکی از مزایای آن است. موشک،که در آن به عنوان یک عامل اکسید کننده استفاده می شود، را می توان به مدت طولانی دوباره پر کرد، در آمادگی دائم برای پرتاب. معایب عملیاتی عبارتند از افزایش قابل توجه فشاردر ظروف مهر و موم شده هرمتیک اسید نیتریک،به دلیل روند تجزیه آن. نقطه ضعف اصلی اسید نیتریک - خورندگی بالابرای اکثر مواد پرخاشگری اسید نیتریکرسیدگی به آن را بسیار دشوارتر می کند. نگهداری و حمل و نقل آن با استفاده از ظروف مخصوص انجام می شود.

معایب : اسید نیتریکدارد سمیخواص تماس با آن بر روی پوست انسان باعث ایجاد زخم های دردناک و طولانی مدت غیر التیام می شود. بخارات نیز برای سلامتی مضر هستند اسید نیتریک. سمی ترند مونوکسید کربن 10 بار.

قیمت اسید نیتریککم اهمیت. روش دریافت اصلی اسید نیتریکدر اکسیداسیون نقش دارند آمونیاک اکسیژنهوا در حضور پلاتینو حل کردن حاصل اکسیدهای نیتروژندر آب.

ن 2+ 2O2 => 2 NO 2

. تترا اکسید دی نیتروژن (N 2 O 4 ) . در دمای معمولی مایعی زرد رنگ است.

ویژگی های خاص : با افزایش دما تجزیه می شود دی اکسید نیتروژنرنگ آمیزی شده به رنگ قرمز قهوه ای، به اصطلاح "گاز قهوه ای".

تا حدودی است اکسیدان کارآمدتر، چگونه اسید نیتریک. سوخت های مبتنی بر آن دارای رانش ویژه حدود 5 درصد بیشتر از اسید نیتریک هستند.

معایب : نسبت به مواد تتروکسید دیتروژنساعت بسیار کمتر تهاجمی، چگونه اسید نیتریک، اما نه کمتر سمی.

عیب اصلی این است نقطه جوش کمو دمای انجماد بالا، که امکان استفاده از آن در سوخت موشک به شکل خالص را به شدت کاهش می دهد. شرایط استفاده از آن در مخلوط با سایرین بهبود می یابد اکسیدهای نیتروژن.

4. پراکسید هیدروژن (H 2 O 2 ). مایع سنگین شفاف بی رنگ.

ویژگی ها: پراکسید هیدروژن یک ترکیب شیمیایی ناپایدار است که به راحتی به آب تجزیه می شود و اکسیژن. تمایل به تجزیه با افزایش غلظت افزایش می یابد. در هنگام تجزیه مقدار قابل توجهی گرما آزاد می شود.

گسترده ترین محلول های آبی با غلظت 80% و 90% پراکسید هیدروژن است. پایداری شیمیایی محلول ها و ایمنی کار با آنها را می توان با معرفی به دست آورد مواد تثبیت کننده. این شامل فسفر, استیکو اسید اگزالیک. اجباری شرایط تثبیتآب اکسیژنه - خلوص. جزئی ناخالصی هاو آلودگی شدید تجزیه آن را تسریع کندو حتی ممکن است منجر به انفجار شود.

در مقایسه با اسید نیتریک آب اکسیژنهدارد خورندگی کم، اما برخی از فلزات را اکسید می کند.

معایب : پراکسید هیدروژن قابل اشتعال و انفجار است. مواد آلی در تماس با آن به راحتی مشتعل می شوند. در دمای +175 0C منفجر می شود. تماس با پوست باعث می شود سوختگی شدید.

در حال حاضر، پراکسید هیدروژن کمتر مورد استفاده قرار می گیرد، زیرا سوخت های مبتنی بر آن نیروی رانش نسبتاً کمی دارند.

5. فلوئور مایع (F 2 ). این مایع سنگین به رنگ زرد روشن است.

ویژگی ها: فلوئور دارد بهترین خواص اکسید کننده، چگونه اکسیژن. از بین تمام عناصر شیمیایی، بیشترین مقدار را دارد فعال، وارد ترکیباتی با تقریباً تمام مواد اکسید کننده در دمای معمولی اتاق می شود. در این مورد، احتراق اغلب رخ می دهد. زوج اکسیژناکسید شده فلوئوردر جو آن می سوزد

به دلیل فعالیت شیمیایی فوق العاده بالایی که دارد فلوئوربا همه قابل احتراق سوخت های خود اشتعال را تشکیل می دهد. با این حال، سوخت فلوئور نیروی رانش ویژه بالاتر از اکسیژن، فقط در صورتی که سوخت غنی باشد هیدروژن. قابل احتراق حاوی بسیاری کربن، فرم با فلوئورسوخت های بسیار کم بازده

معایب : فلوئورخیلی سمی. برای پوست، چشم و مجاری تنفسی بسیار خورنده است. در فناوری موشک، هنوز فقط در موتورهای آزمایشی استفاده می شود.

2.1.2 سوخت

به عنوان سوخت در سوخت های مایع، عمدتاً از موادی استفاده می شود که در آنها اتم های اکسید شده عناصر شیمیایی اتم هستند. کربنو هیدروژن. در طبیعت، تعداد بسیار زیادی از ترکیبات شیمیایی این عناصر وجود دارد. بیشتر آنها ارگانیک هستند.

در حال حاضر، فناوری موشک از طیف گسترده ای از سوخت استفاده می کند. با وجود این واقعیت که سوخت تنها 15-25٪ از جرم سوخت را تشکیل می دهد، آن را تشکیل می دهد انتخاب درست اهمیت زیادی دارد. فقط با یک ترکیب موفق اکسید کننده و سوخت می توان، اگر نه همه، حداقل مهمترین الزامات سوخت را برآورده کرد. بیشتر انواع سوخت موشک دارای جوش بالایی هستند. مشترک آنهاست نقص - وزن مخصوص پایین، یک و نیم تا دو برابر کمتر از عوامل اکسید کننده است.

در عمل به عنوان سوخت موشک متداول ترین هیدروکربن مورد استفادهکه محصول پالایش نفت (نفت سفید) است. آمین ها, آمونیاک، هیدرازینو مشتقات آن

برخی از انواع سوخت را در نظر بگیرید.

1. هیدروکربن ها (محصولات نفتی) مخلوطی از ترکیبات شیمیایی هستند کربنبا هیدروژن. عملکرد انرژی آنها کمتر از هیدروژن، اما بالاتر از کربن. نفت سفید بیشترین استفاده را دارد.

ویژگی های نفت سفید: این یک مایع سبک با نقطه جوش بالا است که هنگام گرم شدن در برابر تجزیه بسیار مقاوم است. نفت سفید ماده ای با ترکیب کاملاً مشخص نیستبا فرمول شیمیایی بدون ابهام، که تعیین دقیق خواص آن را غیرممکن می کند. بسته به میدان نفتی، ترکیب و خواص نفت سفید ممکن است متفاوت باشد. نفت سفید موشک حاوی افزایش محتواچنین هیدروکربن ها، که سپرده های کمتری بدهنددر طول خنک شدن موتور

معایب نفت سفید: بنابراین هنگام تماس با عوامل اکسید کننده معمولی مشتعل نمی شود نیاز به یک منبع جرقه زنی خاص دارد.

نفت سفید به طور گسترده در پیشران موشک با مایع استفاده می شود اکسیژن, اسید نیتریکاکسید کننده ها و آب اکسیژنه.

2. آمین ها - ترکیباتی که اگر در مولکول به دست می آیند آمونیاکیک، دو یا سه اتم هیدروژنجایگزین کردن گروه های هیدروکربنی. در فناوری موشک، تری اتیل آمین، آنیلین، زایلیدین و ... کاربرد پیدا کرده اند.

خصوصیات عجیب و غریب : آمین ها فعالانه بااسید نیتریکو تتروکسید دیتروژنمنجر به خودسوزی می شود. از نظر کارایی، بر اساس سوخت آمین هانزدیک به نفت سفید توانایی آمین ها باعث خوردگی فلزات کم است. آنها در ظروف ساخته شده از فلزات آهنی معمولی ذخیره و حمل می شوند.

معایب: آمین ها هزینه به طور قابل توجهی بالاتردر مقایسه با نفت سفید و همچنین سمیتکه هم با استنشاق بخارات و هم در تماس با پوست خود را نشان می دهد.

برای بهبود خواص فیزیکی و شیمیایی، آمین هابه عنوان سوخت در مخلوط با سایر مواد از جمله سایر مواد استفاده می شود آمین ها.

مبتنی بر سوخت آمین هاکاربرد در سوخت های خود اشتعال با اسید نیتریک، تتروکسید نیتروژنو مخلوط آنها

3. هیدرازین . در طی احتراق هیدرازین، فقط اتم ها در واکنش اکسیداسیون شرکت می کنند هیدروژن، آ نیتروژنبه شکل آزاد آزاد می شود و مقدار گاز را افزایش می دهد.

هیدرازین مایعی بی رنگ و شفاف (در محدوده دمایی مشابه آب) و دارای بوی آمونیاکی است. معمولا در مخلوط با مواد دیگر استفاده می شود.

ویژگی ها: هیدرازین یک سوخت کارآمد است. این امر با این واقعیت تسهیل می شود که مولکول آن با جذب گرما تشکیل می شود که در طی احتراق علاوه بر گرمای اکسیداسیون آزاد می شود. یکی دیگر از ویژگی های مثبت این است وزن مخصوص بزرگ.

معایب: هیدرازین دارد دمای انجماد بالاکه استفاده از آن بسیار ناخوشایند است. بخارات آن هنگام گرم شدن و برخورد منفجر می شوند. هنگامی که در معرض اکسیژنهوا، اکسید می شود. هیدرازین خورنده. در برابر آن مقاوم هستند آلومینیومو آلیاژهای آن، فولادهای ضد زنگ، پلی اتیلن، پلی فلوئورواتیلن، فلوئوروپلاست. هیدرازین سمیباعث تحریک غشای مخاطی چشم می شود و می تواند باعث کوری موقت شود.

4. دی متیل هیدرازین نامتقارن این مایع شفاف بی رنگ با بوی تند است.

ویژگی های خاص : در مقایسه با هیدرازین، استفاده از آن بسیار راحت تر است، زیرا در محدوده دمایی بیشتر به صورت مایع باقی می ماند. مقاومت حرارتی خوبی دارد. برخلاف هیدرازین، بخارات آن از تأثیرات خارجی منفجر نمی شود. ویژگی اصلی فعالیت شیمیایی بالا است. به راحتی توسط اکسیژن اتمسفر اکسید می شود و با اسید کربنیک نمک هایی تشکیل می دهد که رسوب می کنند.

معایب : دی متیل هیدرازین (در مقایسه با هیدرازین) بازده بدتری به عنوان سوخت دارد، زیرا مولکول آن علاوه بر اتم های هیدروژن حاوی اتم های کربن موثر کمتری است. در هوا در 250 خودسوزی می کند 0C، مخلوط بخار دی متیل هیدرازین با هوا به راحتی منفجر می شود و آن را سمی.

2.1.3 مقایسه رایج ترین پیشرانه های مایع

. سوخت های مبتنی بر اکسیژن مایع فراهم کند بالاترین رانش خاصاز تمام سوخت های موشکی که در حال حاضر استفاده می شود. عیب اصلی آنها این است نقطه جوش کماکسید کننده این امر استفاده از آنها را در موشک های رزمی که باید برای مدت طولانی آماده پرتاب باشند، دشوار می کند.

با اکسیژن مایع، مواد قابل احتراق مانند نفت سفید، نامتقارن دی متیل هیدرازین, آمونیاک. مکان خاصسوخت می گیرد اکسیژن+ هیدروژن، که یک نیروی رانش خاص 30-40٪ بیشتر از سایر سوخت های رایج ایجاد می کند. این سوخت بیشتر برای استفاده در موشک های بزرگ مناسب است.

2. سوخت های مبتنی بر اسید نیتریک در مخلوط 20-30٪ اکسیدهای نیتروژنبسیار پست تر اکسیژنسوخت ها توسط رانش خاص، اما داشته باشید مزیت وزن. علاوه بر این، این سوخت ها هستند با جوش زیاد بلند مدتموادی که به شما امکان می دهد موشک های جنگی را برای مدت طولانی کاملاً مجهز و با سوخت نگه دارید.

اکسیدان های اسید نیتریک دارند خواص خنک کنندگی خوب. اما به دلیل دمای نسبتاً پایین در محفظه احتراق، خنک‌سازی موتورهای رانش متوسط ​​و بزرگ را می‌توان با سوخت تأمین کرد، اگرچه ترکیب سوخت حاوی سوخت کمتری نسبت به اکسیدکننده است.

قابل احتراق به صورت مخلوط آمین ها, دی متیل هیدرازین نامتقارنو برخی مواد دیگر فرمبا اکسیدان های اسید نیتریک سوخت های خود اشتعال. نفت سفید و دیگران هیدروکربن ها نیاز به احتراق اجباری دارد.

3. سوخت های مبتنی بر تتروکسید نیتروژن دادن رانش خاص کمی بالاتراز اسید نیتریک، اما دارند کاهش وزن مخصوص. با وجود معایب عملیاتی مانند دمای انجماد اکسید کننده بالاآنها در موشک های دوربرد کاربرد دارند. این سوخت ها جایگزین شده اند اکسیژنسوخت، زیرا آنها امکان ذخیره موشک را در حالت سوخت گیری شده و آماده پرتاب می کنند.

مزیت سوخت مبتنی بر تتروکسید نیتروژن نیز می باشد خود اشتعال.

2.2 پیشران جامد

از نظر ظاهریتمام شارژهای سوخت جامد هستند جامدات متراکمبیشتر رنگ های تیره پودرهای موشک معمولاً قهوه ای تیره هستند و شبیه ماده ای شاخ مانند هستند. اگر حاوی مواد افزودنی (مثلاً به شکل دوده) باشند، رنگ آنها سیاه است. سوخت‌های ترکیبی بسته به رنگ سوخت و مواد افزودنی به رنگ‌های سیاه و خاکستری سیاه و سفید و معمولاً مشابه لاستیک‌های به شدت ولکانیزه هستند، اما انعطاف‌پذیری کمتری دارند و شکننده‌تر هستند.

سوخت جامد عملا هستند بی خطرهم از نظر تاثیر بر بدن انسان و هم در رابطه با مواد ساختاری مختلف. هنگامی که در شرایط عادی ذخیره می شوند، آنها مواد تهاجمی را منتشر نکنید. باروت موشک به دلیل خواص فرار حلال - نیتروگلیسیرین (شکل 1) - می تواند باعث سردردهای کوتاه مدت و نه خیلی شدید شود.

عکس. 1. فرمول ساختاری نیتروگلیسیرین

2.2.1 پیشران موشک

باروت موشکی یک سیستم پیچیده چند جزئی است که در آن هر ماده نقش خاص خود را دارد تا خواص مورد نظر نوع خاصی از باروت را بدست آورد. اجزای اصلی باروت عبارتند از نیترات سلولز،که در هنگام سوختن، بیشترین مقدار انرژی گرمایی را آزاد می کنند. آنها همچنین خواص فیزیکی و شیمیایی باروت را تعیین می کنند. برخی از اجزای باروت را در نظر بگیرید.

1. نیترات سلولز یا نیتروسلولز از تیمار سلولز با مخلوطی از اسیدهای نیتریک و سولفوریک بدست می آید. این پردازش نامیده می شود نیتراسیون. ماده خام - سلولز(فیبر) - ماده ای است که در طبیعت گسترده است که تقریباً تماماً از کتان، کنف، پنبه و غیره تشکیل شده است.

نیترات های سلولزی توده ای سست هستند. آن ها هستند قابل اشتعالحتی از یک جرقه ضعیف احتراق به دلیل اکسیژن موجود در گروه های نیترو رخ می دهد و بدون نیاز به اکسیژن خارجی. با این حال، استفاده مستقیم نیتروسلولززیرا سوخت موشک مستثنی است، زیرا نمی توان از آن شارژی ایجاد کرد که طبق قانون کاملاً تعریف شده بسوزد. حتی پس از پرس قوی، منافذ زیادی دارد. احتراق آن نه تنها در خارج بلکه در داخل نیز رخ می دهد، زیرا گاز قابل احتراق از طریق منافذ داخل نفوذ می کند. در نتیجه ممکن است انفجار رخ دهدقادر به از بین بردن موتور است. برای جلوگیری از این امر تولید می کنند پلاستیک سازی نیتروسلولز، یعنی یک محلول جامد از یک ترکیب همگن از آن بدون منافذ تهیه می شود.

2. حلال ها-پلاستیزه کننده ها نیتروسلولز - نیتروگلیسیرین, نیتروگلیکولو برخی مواد دیگر آنها دومین جزء اصلی باروت هم از نظر جرم و هم از نظر ذخیره انرژی هستند. آنها اغلب نامیده می شوند حلال های غیر فراراز آنجایی که در طی فرآیند تولید از محلول خارج نمی شوند، بلکه کاملاً در ترکیب باروت باقی می مانند.

نیتروگلیسیرین - ماده ای که در طی نیتراسیون ایجاد می شود الکل تری هیدریک گلیسیرین- مخلوط نیتریکو اسید سولفوریک. این یک مایع روغنی بی رنگ است.

نیتروگلیسیرین - مواد منفجره قوی. در اثر ضربه یا اصطکاک به راحتی منفجر می شود. احتراق آن به دلیل اکسیژن موجود در گروه های نیترو رخ می دهد. از آنجایی که در مولکول آن اکسیژن اضافی وجود دارد، بخشی از اکسیژن به اکسیداسیون اضافی نیتروسلولز می رود که منجر به افزایش کلی ذخیره انرژی سوخت جامد می شود. با افزایش محتوای نیتروگلیسیرین در باروت در حال رشد هستندنه تنها آنها شاخص های انرژی، اما همچنین انفجارو حساسیت به شوک. پودرهای موشک با محتوای بالای نیتروگلیسیرین نیروی رانش ویژه بالایی را ایجاد می کنند.

برای پلاستیک سازی نیتروسلولزبه منظور تسهیل در تکنولوژی تولید، افزایش زمان و دمای مجاز نگهداری شارژها، از حلال های دیگر نیز استفاده می شود.

نیتروگلیکول مثل یک ماده منفجره حساسیت کمتری به تنش مکانیکی دارد. از نیتراسیون به دست می آید اتیلن گلیکول. موجودی اکسیژندر مولکول آن کمتر از مولکول است نیتروگلیسیرین، بنابراین به عنوان یک حلال استفاده کنید عملکرد انرژی را بدتر می کندباروت

جز نیتروگلیسیرینو نیتروگلیکولگاهی اوقات از یک حلال استفاده می شود نیتروسلولز، مانند نیتروگوانیدین.

3. پلاستیزه کننده های اضافی و موادی که خواص انرژی سوخت را تنظیم می کنند به خوبی با حلال های اساسی ترکیب می شوند. آنها فاقد یا بسیار کم فعال هستند اکسیژنو بنابراین به مقدار کم وارد ترکیب باروت می شوند تا از ویژگی های انرژی آنها کاسته نشود. اینها شامل موادی مانند دی ترولوئن,دی بوتیل فتالات, دی اتیل فتالات.

4. تثبیت کننده ها برای افزایش مقاومت شیمیایی باروت ها در ترکیب باروت ها وارد می شوند. تجزیه در هنگام ذخیره باروت رخ می دهد. نیتروسلولزبا آموزش اکسیدهای نیتروژن، که تجزیه بیشتر آن را تسریع کرده و باعث انفجار آن می شود. تثبیت کننده ها تجزیه را کاهش می دهند نیتروسلولز، ارتباط با برجسته ها اکسیدهای نیتروژن، آنها را می چسبانند و آنها را به مواد شیمیایی غیر فعال تبدیل می کنند.

5. مواد بهبود دهنده احتراق باروت ، ارائه دهد شتاب, کاهش سرعتیا پایدارسازیفرآیند احتراق در محفظه موتورهای موشک جامد اینها شامل تعداد زیادی نمک یا اکسیدهای فلزات مختلف ( قلعsn , منگنزمنگنز , فلز رویروی , کرومCr , رهبریسرب , تیتانیومTi , پتاسیمک , باریمبا و غیره.).

6. افزودنی های تکنولوژیکی ? موادی که فرآیند ساخت باروت را تسهیل می‌کنند، در بحرانی‌ترین عملیات معرفی می‌شوند کاهش اصطکاک و استرس در ماشین آلات. آنها نقش روان کننده را هم در داخل توده سوخت و هم بین جرم و ابزار بازی می کنند. برای این کار از گچ استفاده می شود که اصطکاک داخلی، ژل نفتی و روغن ترانسفورماتور را کاهش می دهد. گرافیت, استئارات رهبریو مواد دیگر کاهش فشار فشار دادن آنها در مقادیر کم معرفی می شوند.

تولید پودر موشک با استفاده از یک طرح پیچیده تکنولوژیکی انجام می شود دما و فشار بالا. وظیفه تولید شامل تولید بارهای پودری همگن جامد است که تعدادی از الزامات سختگیرانه را برآورده می کند، از تعداد زیادی مواد که از نظر خواص شیمیایی و فیزیکی و همچنین وضعیت تجمع ناهمگن هستند.

2.2.2 پیشرانه های مخلوط

سوخت های مخلوط در مقایسه با باروت از نظر ترکیب بسیار ساده تر هستند. آنها شامل دو یا سه، به ندرت چهار جزء هستند. بیایید برخی از آنها را در نظر بگیریم.

1. مانند اکسید کننده ها سوخت های مخلوط معمولاً از نمک اسیدهای معدنی استفاده می شود - نیتریکو کلرید. ویژگی آنها این است درصد زیادی از اکسیژن در مولکول. همه آنها از نظر وزن تقریباً نیمی از اکسیژن تشکیل شده اند. در شرایط عادی، آنها دارای مقاومت شیمیایی هستند، اما با گرمایش قوی با قادر به تجزیه با آزاد شدن اکسیژن آزاد است.تمام عوامل اکسید کننده جامد، علاوه بر اکسیژناتم های عناصر شیمیایی که قابلیت اکسیداسیون دارند. بنابراین در هنگام تجزیه این عوامل اکسید کننده، بخشی اکسیژنمعلوم می شود که با این عناصر مرتبط است و رایگان است اکسیژنبسیار کمتر از آنچه در مولکول موجود است آزاد می شود.

رایج ترین عامل اکسید کننده برای سوخت جامد است پرکلرات آمونیاک . این نمک یک پودر کریستالی سفید (بی رنگ) است و با حرارت دادن بالای 150 تجزیه می شود. 0ج. در هوا کمی مرطوب شده است. حساس به ضربه و اصطکاک، به ویژه در حضور ناخالصی های آلی. می تواند بدون سوخت بسوزد و منفجر شود. هنگام سوزاندن، مواد جامد منتشر نمی کند، اما محصولات احتراق آن حاوی یک گاز تهاجمی و نسبتا سمی - کلرید هیدروژن (HCl) است که در حضور رطوبت، اسید هیدروکلریک را با آن تشکیل می دهد. از مزایای پرکلرات آمونیوم این است که دمای تجزیه پایینی دارد و فقط به محصولات گازی با وزن مولکولی کم تجزیه می شود، رطوبت سنجی پایینی دارد، در دسترس است و ارزان است.

یکی دیگر از عوامل اکسید کننده است پرکلرات پتاسیم . این نمک در دمای بالای 440 تجزیه می شود 0C، در هوا مرطوب نمی شود (غیر رطوبت)، نمی سوزد و منفجر نمی شود. تمام اکسیژن موجود در ترکیب آن فعال است. هنگامی که سوزانده می شود، یک ماده جامد - کلرید پتاسیم آزاد می کند که یک ابر دود متراکم ایجاد می کند. وجود کلرید پتاسیم در محصولات احتراق به شدت خواص سوخت موشک را بدتر می کند، یعنی شرایط انتقال انرژی حرارتی به انرژی جنبشی در نازل موتور موشک.

یکی دیگر از عوامل اکسید کننده پرکاربرد است نیترات آمونیوم (نیترات آمونیوم)، همچنین به عنوان کود نیتروژن استفاده می شود. این یک پودر کریستالی بی رنگ (سفید) است. در دمای 243 تجزیه می شود 0ج- قابلیت سوختن و انفجار. در حین احتراق، مقدار زیادی فقط محصولات گازی آزاد می شود. مخلوط با مواد آلی قادر به احتراق خود به خودی است، بنابراین ذخیره سازی سوخت موشک بر اساس آن یک مشکل جدی است. خاصیت سمی دارد.

مثال‌های ارائه‌شده فهرستی از اکسیدکننده‌های احتمالی برای موتورهای موشک جامد را که می‌توان از آن‌ها استفاده کرد، خسته نمی‌کند. پرکلرات های لیتیوم, نیتروسیلو نیترونیوم, دی نیترات هیدرازینو غیره.

2. مواد اتصال دهنده سوخت سوخت های مخلوط - این ترکیبات آلی با وزن مولکولی بالا یا پلیمرها. پلیمرهاچنین ترکیباتی نامیده می شوند که مولکول های آنها از تعداد بسیار زیادی واحدهای بنیادی از یک ساختار تشکیل شده است. پیوندهای ابتدایی به زنجیره های بلند یک ساختار خطی یا شاخه ای متصل می شوند. خواص پلیمر به ساختار شیمیایی واحدهای ابتدایی، تعداد آنها و آرایش متقابل آنها بستگی دارد.

بسیاری از پلیمرهای جامد از مواد مایع به دست می آیند - مونومرها، که مولکول های آن از تعداد نسبتاً کمی اتم تشکیل شده است. مونومرها می توانند به طور خود به خود در زنجیره های بلند ترکیب شوند - پلیمرها؟ این فرآیند نامیده می شود بسپارش.

برای سرعت بخشیدن به پلیمریزاسیون یا پخت، از مواد خاصی استفاده می شود که به آنها می گویند آغازگر، یا سخت کننده ها.

بسیاری از ترکیبات مولکولی بالا می توانند به خوبی مخلوط شوند و با پودرها (با یک اکسید کننده کریستالی و پودر فلز) به هم بچسبند و پس از پلیمریزاسیون به یک توده یکپارچه جامد تبدیل شوند. هنگام گرم شدن، برخی از پلیمرها نرم می شوند، چسبناک می شوند و به این شکل می توانند با پرکننده ها مخلوط کنید, محکم نگه داشتن آنها. در عین حال می توان آنها را در قالب ریخت و شارژ سوخت دریافت کرد. اندازه ها و شکل های مشخص شده.

ترکیبات مصنوعی از نوع لاستیک ها, رزین ها و پلاستیک ها، همچنین محصولات نفتی سنگین - آسفالت و قیر. ترکیب و خواص فرآورده های نفتی در محدوده بسیار وسیعی متفاوت است و خواص مکانیکی مورد نظر تنها در محدوده دمایی کوچک حفظ می شود. بنابراین مواد مصنوعی بیشتر استفاده می شودداشتن ترکیب ثابت تر و خواص مکانیکی بهتر. در عمل از لاستیک استفاده می شود - پلی یورتان , بوتادین وپلی سولفید ، رزین - پلی استر , اپوکسی واوره و همچنین برخی از پلاستیک ها که شامل اتم می شوند نیتروژن, اکسیژن, گوگردیا کلر.

اصلی محدودیت هارزین های پلیمری و پلاستیک به عنوان مواد اتصال دهنده سوخت - کشش کمو افزایش شکنندگی در دماهای پایین. لاستیک های مصنوعی تا حد زیادی عاری از این کاستی ها هستند.

3. پودر فلزات را می توان به عنوان یک جزء قابل احتراق اضافی در ترکیب سوخت های مخلوط وارد کرد. مناسب برای این فلز هستند بریلیم, لیتیوم, آلومینیوم, منیزیمو همچنین برخی از ترکیبات آنها. در نتیجه معرفی این فلزات، افزایش انرژیسوخت، یعنی رانش ویژه را افزایش دادموتورها علاوه بر این، افزودنی های فلزی افزایش وزن مخصوص سوخت، که باعث بهبود عملکرد موتور و موشک به طور کلی می شود. باید در نظر داشت که هر چه محتوای سوخت حاوی فلز بیشتر باشد، دمای محصولات احتراق آنها نیز بیشتر می شود. تقریباً تمام سوخت های کامپوزیت مدرن شامل فلزات به عنوان اجزاء هستند.

کارآمدترین سوخت فلزی است بریلیم با این حال، چشم انداز استفاده از بریلیم بسیار محدود است، زیرا آن ذخایر ناچیز، و محصولات احتراق بسیار سمی. کارآمدترین فلز بعدی است لیتیوم . استفاده از آن با مشکل مواجه شده است نقطه ذوب بسیار پایین (+186 0ج) و خودسوزی در هوادر حالت مذاب رایج ترین و ارزان ترین سوخت فلزی است آلومینیوم . استفاده از پودر آلومینیوم ریز آسیاب شده در سوخت های مخلوط تنها نیست رانش خاص را افزایش می دهدموتورها، اما قابلیت اطمینان را بهبود می بخشدآنها راه اندازیو پایداری احتراق سوخت را افزایش می دهد. منیزیم به ندرت مورد استفاده قرار می گیرد، زیرا نیروی رانش ویژه کمی در سوخت می دهد.

علاوه بر فلزات خالص، استفاده از ترکیبات آنها با هیدروژن (هیدریدها) به عنوان مواد قابل احتراق اضافی در حال مطالعه است.

4. کاتالیزورها و سایر مواد افزودنی وارد سوخت های مخلوط می شوند مقادیر کمبرای بهبود فرآیند احتراق(دوده، نمک برخی از فلزات)، دادنسوخت خواص پلاستیک(روغن های گیاهی، معدنی و مصنوعی)، پایداری ذخیره سازی بهبود یافته و پایداری فرمولاسیون ( دی اتیل فتالات, اتیل سانترالیت) تسهیل فناوری تولید.

فن آوری تولید شارژ از پیشرانه های مخلوط شامل مخلوط کردن اجزای پیشرانه، ریخته گری و پخت است. به طور کلی، فرآیند ساخت پیشرانه های مخلوط ساده تر از باروت است، با این حال، در ساخت بارهای با اندازه بزرگ، باید بر مشکلات تکنولوژیکی بزرگ غلبه کرد.

کتابشناسی - فهرست کتب

اکسید کننده سوخت سوخت موشک

منابع الکترونیکی مورد استفاده:

1. پیشران موشک موشک های بالستیک قاره پیما مدرن.

. A.V. کارپنکو "از تاریخ موشک های جامد".

. ویکی پدیا (دانشنامه آزاد).

تدریس خصوصی

برای یادگیری یک موضوع به کمک نیاز دارید؟

کارشناسان ما در مورد موضوعات مورد علاقه شما مشاوره یا خدمات آموزشی ارائه خواهند داد.
درخواست ارسال کنیدنشان دادن موضوع در حال حاضر برای اطلاع از امکان اخذ مشاوره.

تا به امروز، موشک‌های کلاس‌های مختلف به یکی از سلاح‌های اصلی کلاس‌های مختلف، از جمله سربازان نوع خود - نیروهای موشکی استراتژیک، و تنها راه پرتاب محموله‌ها و انسانیت به فضا تبدیل شده‌اند.

یکی از پیچیده ترین عناصر موشک، موتور موشک بوده و هست. با ظهور بیش از دو هزار سال پیش، موشک ها و موتورها تا به امروز تکامل یافته و به کمال رسیده اند و در مورد موتورها می توان گفت که حد نظری است.

موتور موشک سوخت مایع RD-0124

از نظر تاریخی، اولین موشک ها از یک موتور پیشران ساده استفاده می کردند. در اصطلاح مدرن، یک موتور موشک سوخت جامد (RDTT) است. در طول توسعه خود، چنین موتورهایی سوخت های جدید، محفظه های ساخته شده از مواد جدید، نازل های کنترل شده با پیکربندی های مختلف دریافت کردند، در حالی که سادگی طراحی و قابلیت اطمینان بالا را حفظ کردند، که استفاده گسترده از این نوع موتورها را در فناوری نظامی از پیش تعیین کرد. مزیت اصلی چنین موتورهایی آمادگی مداوم برای استفاده و به حداقل رساندن عملیات و زمان آماده سازی قبل از پرتاب است. در عین حال، باید با کاستی های موتورهای موشک سوخت جامد مانند پیچیدگی سازماندهی خاموش شدن موتور، روشن کردن مکرر و کنترل کشش کنار آمد.

پارامترهای اصلی موتورهای موشک سوخت جامد با سوخت مورد استفاده در آن، توانایی کنترل بردار رانش و همچنین طراحی بدنه تعیین می شود. همچنین شایان ذکر است که در نظر گرفتن موتورهای سوخت جامد جدا از موشک بی معنی است، زیرا محفظه احتراق موتور نیز مخزن سوخت است و در طراحی موشک گنجانده شده است.

اگر در مورد مقایسه موتورهای موشک سوخت جامد داخلی و غربی صحبت کنیم، شایان ذکر است که در غرب از سوخت های مخلوط جامد با انرژی بالاتر استفاده می شود که امکان ایجاد موتورهایی با یک ضربه خاص بزرگ را فراهم می کند. به ویژه، نسبت حداکثر توسعه یافته توسط موتور به جرم سوخت افزایش می یابد. این به شما امکان می دهد تا حجم پرتاب موشک ها را کاهش دهید. این امر به ویژه هنگام در نظر گرفتن ویژگی های موشک های بالستیک قابل توجه است.

اولین ICBM های جنگی با موتورهای موشک سوخت جامد در دهه 60 در ایالات متحده آمریکا (Polaris و Minuteman) ظاهر شدند، اما در اتحاد جماهیر شوروی فقط در دهه 80 (Topol و R-39).

از آنجایی که در این گونه موشک ها، جرم شروع کننده اصلی منبع سوخت است، با مقایسه آنها و برد پرتاب، می توان در مورد کارایی موتورهای موشک پیشران جامد استفاده شده قضاوت کرد.

برای ICBM مدرن Minuteman-3 آمریکایی، وزن پرتاب و برد پرتاب 35400 کیلوگرم و 11000 تا 13000 کیلومتر است. برای موشک روسی RS-24 "Yars" - 46500 - 47200 کیلوگرم و 11000 کیلومتر. موشک آمریکایی با وزن پرتابی هر دو موشک در منطقه 1200 کیلوگرمی از مزیت آشکاری در نیروگاه برخوردار است. همچنین، در کلاس‌های سبک‌تر موتورهای موشک سوخت جامد، از جمله موشک‌های هواپیما، آمریکایی‌ها اغلب از کنترل بردار رانش با استفاده از نازل قابل انحراف استفاده می‌کنند. در مورد ما، اینها اسپویلرهای یک جت گازی هستند. دومی راندمان موتور را 5٪ کاهش می دهد، نازل منحرف شده - 2-3٪.

از سوی دیگر، شیمیدانان روسی مخلوط خشکی را برای موتورهای موشک سوخت جامد ساخته اند که بقایای آن می تواند تضعیف شود. موتوری با چنین سوختی در MANPADS Igla-S استفاده می شود، جایی که از این اثر برای افزایش ضربه کلاهک ها استفاده می شود. در همان زمان، آنالوگ آمریکایی آن "Stinger" سرعت بالایی در قسمت فعال پرواز ایجاد می کند که مدت زمان آن به دلیل سریعترین سوختن سوخت بسیار کوتاهتر است.

یکی دیگر از کاربردهای نظامی موتورهای موشک سوخت جامد به عنوان موتورهای فرود نرم بر روی سکوهای فرود است. در حال حاضر، تنها در روسیه، سکوهای فرود همچنان توسعه می یابد و امکان رها کردن وسایل نقلیه زرهی با خدمه را فراهم می کند. یکی از ویژگی های چنین سیستم هایی استفاده از موتورهای موشک سوخت جامد ترمزدار است. این فناوری از صنعت فضایی وام گرفته شده است، جایی که از چنین موتورهایی برای فرود نرم وسایل نقلیه فرود استفاده می شود.

در فضای صلح آمیز، موتورهای موشک سوخت جامد به عنوان نیروگاه برای مراحل بالای وسایل نقلیه پرتاب و تقویت کننده های پرتاب، مراحل بالای فضاپیماها، و همچنین موتورهای فرود نرم، رواج یافته اند. تا به امروز یکی از قدرتمندترین پرتابگرهای راکت سوخت جامد برای پرتابگر اروپایی آرین ساخته شده است.

همچنین، در غرب، موتورهای موشک سوخت جامد به عنوان نیروگاه های پرتاب کننده کلاس سبک، مانند وگا اروپایی، گسترده شده اند.

روسیه اولویت خود را در ساخت فضاپیماهای فرود مجهز به موتورهای موشک سوخت جامد فرود نرم حفظ می کند. امروز وسیله نقلیه فرود فضاپیمای سایوز.

موتورهای موشک سوخت جامد نیز برای نجات خدمه فضاپیما قبل از پرتاب استفاده می شود. صندلی های اجکتی در هوانوردی نیز. آنها با موتورهای موشک سوخت جامد عرضه می شوند و مجتمع نجات روسیه با صندلی K-36 امروز به عنوان بهترین در جهان شناخته می شود.

اما در مراحل بالای فضاپیما، موتورهای موشک سوخت جامد فقط در ایالات متحده آمریکا و اروپا استفاده می شود. استفاده از موتورهای موشک سوخت جامد در مراحل بالای وسایل نقلیه پرتاب غیرنظامی در روسیه برای وسایل نقلیه پرتاب تبدیلی که بر اساس ICBM ایجاد شده اند، معمول است.

همچنین شایان ذکر است که ناسا فناوری موتورهای توربوفن قابل استفاده مجدد را ابداع کرده است که پس از سوختن سوخت، می توان آنها را سوخت گیری کرد و مجددا مورد استفاده قرار داد. ما در مورد تقویت کننده های پرتاب شاتل فضایی صحبت می کنیم، و اگرچه این امکان هرگز مورد استفاده قرار نگرفته است، اما وجود آن حکایت از یک تجربه انباشته غنی در طراحی و عملکرد موتورهای توربوفن قدرتمند دارد. عقب ماندگی روسیه در زمینه ایجاد موتورهای راکت پیشران جامد با رانش بالا برای فضاپیماها که عمدتاً به دلیل عدم پیشرفت در زمینه سوخت جامد پرانرژی است، ناشی از تأکید تاریخی بر موتورهای موشک پیشران مایع است. ، به عنوان قدرتمندتر و ارائه بازده سوخت بیشتر. بنابراین، تا کنون، برای سوخت‌های جامد و ترکیبی داخلی، مدت نگهداری گارانتی 10 تا 15 سال است، در حالی که در ایالات متحده مدت نگهداری موشک‌های سوخت جامد بین 15 تا 25 سال محقق شده است. روسیه در زمینه موتورهای موشک سوخت جامد میکرو و مینی برای استفاده در سیستم‌هایی با مقاصد مختلف نظامی و غیرنظامی، می‌تواند با استانداردهای جهانی رقابت کند و در برخی زمینه‌های کاربردی از فناوری‌های منحصربه‌فردی برخوردار است.

از نظر فناوری برای ساخت کیس ها، در حال حاضر، نمی توان اولویت بدون ابهام کسی را مشخص کرد. بسته به اینکه موتور موشک سوخت جامد ایجاد شده به کدام موشک متصل شود، روش‌های مختلفی استفاده می‌شود. فقط شایان ذکر است که به دلیل انرژی بیشتر سوخت های مخلوط آمریکایی، جعبه های موتور برای دمای احتراق بالاتر طراحی شده اند.

موتورهای موشک پیشران مایع (LRE) که بسیار دیرتر ظاهر شد، در مدت کوتاه‌تری از عمر خود به بالاترین کمال فنی ممکن دست یافته‌اند. امکان روشن شدن مکرر و کنترل صاف نیروی رانش، استفاده از چنین موتورهایی را در وسایل نقلیه و وسایل نقلیه پرتاب فضایی تعیین کرد. پیشرفت های قابل توجهی در زمینه ایجاد موتور برای سیستم های جنگی در اتحاد جماهیر شوروی به دست آمد. به طور خاص، راکت های LRE با وجود کاستی های ذاتی این نوع، همچنان به عنوان بخشی از نیروهای موشکی استراتژیک در حال انجام وظیفه هستند. معایب شامل، اول از همه، پیچیدگی ذخیره سازی و بهره برداری از یک موشک با سوخت، پیچیدگی خود سوخت رسانی است. با این وجود ، مهندسان شوروی موفق به ایجاد فناوری هایی برای مخازن سوخت آمپول شدند که از حفظ اجزای سوخت با جوش بالا در آنها تا 25 سال اطمینان حاصل می کند که در نتیجه آن قدرتمندترین ICBM در جهان ایجاد شد. امروزه، از آنجایی که از وظایف رزمی خارج شده‌اند، از این ICBM‌ها برای پرتاب محموله‌های محموله به فضا، از جمله محموله‌های غیرنظامی استفاده می‌شود. بنابراین، ما آنها را همراه با سایر وسایل نقلیه پرتاب غیرنظامی در نظر خواهیم گرفت.

موتورهای موشک مدرن را می توان با توجه به معیارهای مختلف به چندین کلاس تقسیم کرد. از جمله روش سوخت رسانی به محفظه احتراق (توربو پمپ نوع بسته و باز، جابجایی)، تعداد محفظه های احتراق موتور (تک محفظه و چند محفظه) و از همه مهمتر اجزای سوخت می باشد.

باید گفت که انتخاب سوخت برای موتور یک ورودی برای ایجاد یک موتور است، زیرا تا حد زیادی نوع سوخت و اکسید کننده توسط طراحی و پارامترهای موشک تعیین می شود.

از آنجایی که اکثر راکت‌های مدرن LRE منحصراً برای پرتاب فضاپیما استفاده می‌شوند، می‌توان آمادگی‌های طولانی قبل از پرتاب را انجام داد. این امکان استفاده از اجزای سوخت کم جوش را در آنها فراهم می کند - یعنی آنهایی که نقطه جوش آنها بسیار زیر صفر است. اینها اول از همه شامل اکسیژن مایع به عنوان اکسید کننده و هیدروژن مایع به عنوان سوخت است. قوی ترین موتور اکسیژن-هیدروژن، موتور RS-25 آمریکایی است که تحت برنامه فضاپیمای حمل و نقل قابل استفاده مجدد ایجاد شده است. یعنی علاوه بر اینکه قوی ترین موتور در اجزای سوخت مشخص شده است، منبع آن 55 چرخه پرواز (با تعمیرات اساسی اجباری بعد از هر پرواز) است. موتور طبق طرح با پس سوزاندن گاز ژنراتور (سیکل بسته) ساخته شده است. نیروی رانش این موتور موشک در خلاء 222 تن و در سطح دریا 184 تن بود.

آنالوگ آن در اتحاد جماهیر شوروی موتور مرحله دوم وسیله نقلیه پرتاب Energia - RD-0120 بود، اما با پارامترهای کمی بدتر، با وجود فشار گاز بالاتر در محفظه احتراق (216 اتمسفر در مقابل 192)، در حالی که جرم آن بیشتر بود. و رانش کمتر بود .

موتورهای مدرن اکسیژن-هیدروژن مانند "آتشفشان" پرتابگر اروپایی "آرین" با استفاده از چرخه ژنراتور گاز باز (تخلیه گاز ژنراتور گاز) ایجاد می شوند و در نتیجه پارامترهای بدتری دارند.

یک جفت سوخت دیگر - اکسیژن کم جوش به عنوان اکسید کننده و نفت سفید با جوش بالا - در قدرتمندترین موتور موشک RD-170 استفاده می شود. این موتور که بر اساس یک طرح چهار محفظه ساخته شده است (یک واحد توربوپمپ سوخت 4 محفظه احتراق را تامین می کند)، با یک چرخه بسته، موتور نیروی رانش 806 تنی را در خلاء ارائه می دهد، در حالی که برای 10 چرخه پرواز طراحی شده است. این موتور برای مرحله اول وسیله نقلیه پرتاب انرژی (تقویت کننده های پرتاب) ایجاد شد. امروزه، نسخه آن از RD-171، که کنترل دینامیکی گاز را در هر سه محور (RD-170 تنها در دو محور) ارائه می‌کند، بر روی خودروی پرتاب زنیت استفاده می‌شود، که در واقع یک تقویت‌کننده پرتاب مستقل از پرتاب انرژی است. وسیله نقلیه. پوسته پوسته شدن موتور امکان ایجاد یک RD-180 دو محفظه و یک RD-191 تک محفظه را به ترتیب برای پرتاب کننده اطلس آمریکایی و آنگارا روسی فراهم کرد.

قدرتمندترین پرتابگر تا به امروز پروتون-M روسی است که مجهز به موتور موشک پیشران مایع با جوش بالا RD-275 (مرحله اول) و RD-0210 (مرحله دوم) است. استفاده از اجزای با جوش بالا تا حدی نشان دهنده گذشته نظامی این پرتابگر است.

RD-275 طبق یک طرح تک محفظه، یک چرخه بسته ساخته شده است. اجزای سوخت - هپتیل و اکسید کننده - N2O4، بسیار سمی هستند. رانش در فضای خالی - 187 تن. ظاهراً این اوج توسعه موتورهای موشکی بر روی اجزای با جوش بالا است، زیرا موتورهای اکسیژن-سفید یا اکسیژن-هیدروژن غیر سمی در وسایل پرتاب فضایی امیدوارکننده استفاده خواهند شد و موتورهای موشک سوخت جامد در موشک‌های بالستیک جنگی استفاده می‌شوند. از جمله ICBM ها.

جایی که امکان و چشم انداز استفاده از LRE بر روی اجزای سمی باقی می ماند فضای باز است. یعنی استفاده از چنین موتورهای موشکی در مراحل بالا امکان پذیر است. بنابراین، روی RB روسی "Breeze-M" موتور C5.98M نصب شده است که بر روی همان اجزای RD-275 کار می کند.

به طور کلی، شایان ذکر است که امروزه موتورهای موشک پیشران مایع روسیه در بازار جهانی هم از نظر میزان بار خروجی و هم از نظر توزیع به وسایل پرتاب کشورهای مختلف پیشرو هستند.

در همان زمان، کار بر روی ایجاد انواع جدیدی از موتورها، مانند موتورهای موشک سه جزئی سوخت مایع، که کاربرد جهانی را در جو و فراتر از آن ارائه می کنند، ادامه دارد. از آنجایی که موتورهای ایجاد شده به مرز کمال فنی رسیده اند، پیشی گرفتن از آنها بسیار دشوار خواهد بود و با در نظر گرفتن هزینه های مالی مورد نیاز برای این کار، کاملاً بی معنی است. بنابراین، ما بهترین مدرسه طراحی جهان را در این زمینه داریم، تنها سوال بودجه کافی برای حفظ و توسعه آن است.

خوزیتسکی میخائیل، مهندس طراح سیستم های هدایت