Motor de cohete líquido

Motor de cohete líquido - un combustible de motor para el cual se licua gases y líquidos químicos. Dependiendo del número de componentes del LRE están divididos en uno, dos y de tres componentes.

Una breve historia del desarrollo

            Por primera vez, el uso de hidrógeno y oxígeno licuado como combustible para cohetes fue propuesto por K.E. Tsiolkovsky en 1903 año. El primer prototipo del LRE fue creado por el estadounidense Robert Howard en el año 1926. Posteriormente, tales desarrollos se llevaron a cabo en la URSS, EE. UU., Alemania. El mayor éxito lo lograron los científicos alemanes: Thiel, Walter, von Braun. Durante la Segunda Guerra Mundial, crearon una línea completa de LRE para propósitos militares. Se cree que crear el Reich "V-2" antes, habrían ganado la guerra. Posteriormente, la Guerra Fría y la carrera de armamentos se convirtieron en un catalizador para acelerar el desarrollo de LRE con vistas a su aplicación en el programa espacial. Con la ayuda de RD-108, los primeros satélites de la Tierra artificial se pusieron en órbita.

Hoy LRE utiliza en programas espaciales y misiles pesados.

Alcance

Como se mencionó anteriormente, el motor de cohete se utiliza principalmente como una nave espacial motor y vehículo de lanzamiento. Las principales ventajas de la LRE es:

• el más alto impulso específico en el aula;
• la capacidad de realizar una parada completa y reiniciar, junto con el control de tracción, brinda una mayor maniobrabilidad;
• significativamente menos peso en comparación con la cámara de combustible con el propelente sólido.

Entre las deficiencias de la LRE:

• más complicado y costoso dispositivo;
• aumento de las necesidades para el transporte seguro;
• en un estado de ingravidez, es necesario el uso de motores adicionales para la deposición de combustible.

Sin embargo, la principal desventaja de LRE un límite de capacidad de energía de combustible, lo que limita el desarrollo del espacio con ellos hasta una distancia de Venus y Marte.

Diseño y función

El principio de funcionamiento de un motor de cohete, pero se consigue mediante el uso de dispositivos de diversos esquemas. Combustible y el oxidante entran por medio de bombas de tanques en diferente cabeza de mezcla se inyecta en la cámara de combustión y mezclar. Después de un fuego debajo de la presión dentro de la energía del combustible se convierte en cinética y fluye a través de una boquilla, creando un impulso del chorro.

El sistema de combustible incluye tanques de combustible, tuberías y bombas para la turbina para inyectar combustible desde el tanque dentro de la tubería y la válvula de regulador.

Bomba de alimentación de combustible crea alta presión en la cámara y, en consecuencia, una mayor expansión del fluido de trabajo, por el cual el impulso máximo específico.

Cabeza de tobera - inyector unitario para la inyección de combustible en los componentes de la cámara de combustión. El requisito principal para la boquilla - la calidad y la velocidad de la mezcla del suministro de combustible a la cámara de combustión.

El sistema de refrigeración

Aunque la proporción de transferencia de calor de la estructura durante la combustión es insignificante, el problema del enfriamiento es urgente debido a la alta temperatura de combustión (> 3000 K) y amenaza con la destrucción térmica del motor. Existen varios tipos de enfriamiento de las paredes de la cámara:

• refrigeración regenerativa se basa en la creación de cavidades en las paredes de la cámara, a través del cual el oxidante sin combustible, el enfriamiento de la pared de la cámara y el calor con el refrigerante (combustible) de nuevo en la cámara.

• Capa límite - se crea a partir de la capa de vapor de combustible de gas de las paredes de la cámara. Este efecto se consigue mediante la instalación en la periferia de los inyectores del cabezal de alimentación de combustible solamente. Por lo tanto la mezcla de combustible oxidante y carece de combustión cerca de la pared no es tan intenso como en el centro de la cámara. La temperatura de la capa límite aísla las altas temperaturas en el centro de la cámara de las paredes de la cámara de combustión.

• El método ablativo de enfriar un motor cohete propulsor líquido se lleva a cabo aplicando un recubrimiento especial de protección térmica a las paredes de la cámara y a las boquillas. A altas temperaturas, el recubrimiento cambia de estado sólido a gaseoso, absorbiendo una gran proporción del calor. Este método de enfriamiento de un motor de cohete de propulsante líquido se utilizó en el programa lunar Apolo.

Inicio de la operación muy crítica LRE en términos de fallas explosivas en su implementación. Hay componentes hipergólicos con la que no hay ninguna dificultad, pero cuando se utiliza un iniciador externa para encender la consistencia ideal necesaria para abastecer con componentes combustibles. La acumulación de combustible sin quemar en la cámara es poder explosivo devastador, y promete graves consecuencias.

El lanzamiento de grandes motores de cohetes de propulsión líquida se lleva a cabo en varios pasos, y los subsiguientes alcanzan la máxima potencia, mientras que los pequeños arrancan con una salida instantánea al cien por cien. 

El sistema de control automático de los motores cohete de propulsión líquida se caracteriza por un arranque seguro del motor y salida al modo principal, control de funcionamiento estable, ajuste de empuje según el plan de vuelo, ajuste de consumibles, apagado al entrar en una trayectoria determinada. Debido a los momentos que no se pueden calcular, el motor de propulsión líquida está equipado con un suministro garantizado de combustible para que el cohete pueda entrar en una órbita determinada en caso de desviaciones en el programa.  

Los componentes de combustible y su elección en el proceso de diseño son decisivos en el diseño de un motor cohete de propulsante líquido. En base a esto, se determinan las condiciones de almacenamiento, transporte y tecnología de producción. El indicador más importante de la combinación de componentes es el impulso específico, que determina la distribución del porcentaje de combustible y masa de carga. Las dimensiones y la masa del cohete se calculan utilizando la fórmula de Tsiolkovsky. Además del impulso específico, la densidad afecta el tamaño de los tanques con componentes de combustible, el punto de ebullición puede limitar las condiciones de operación de los misiles, la agresividad química es inherente a todos los oxidantes y, si no se siguen las reglas para operar los tanques, puede provocar un incendio en el tanque, la toxicidad de algunos compuestos de combustible puede dañar gravemente la atmósfera y el medio ambiente. ... Por tanto, el flúor, aunque es un mejor agente oxidante que el oxígeno, no se utiliza debido a su toxicidad.

Los motores cohete propulsores líquidos de un solo componente utilizan un líquido como combustible que, al interactuar con un catalizador, se descompone con la liberación de gas caliente. La principal ventaja de los motores de cohete de un solo componente es su simplicidad de diseño y, aunque el impulso específico de dichos motores es pequeño, son ideales como motores de bajo empuje para la orientación y estabilización de naves espaciales. Estos motores utilizan un sistema de suministro de combustible de desplazamiento positivo y, debido a la baja temperatura del proceso, no necesitan un sistema de refrigeración. Los motores de un solo componente también incluyen los motores a reacción de gas, que se utilizan en condiciones de inadmisibilidad de humos térmicos y químicos.

En los primeros 70-s de Estados Unidos y la Unión Soviética desarrolló los motores de cohete de propulsante líquido de tres componentes que utilizan hidrógeno como combustible y el combustible de hidrocarburos. De este modo, el motor funcionaría sobre el queroseno y oxígeno en el arranque y cambiado al hidrógeno líquido y oxígeno a gran altura. Un ejemplo de los tres LRE Rusia tiene un RD-701.

De control de misiles fue utilizado por primera vez en misiles "Fau-2» utilizando grafito timones de dinámica de gases, pero esto reduce la potencia del motor, y se utilizan en los misiles modernos cámara giratoria situada en la caja por bisagras creando flexibilidad en uno o dos planos. Además cámaras PTZ se utilizan como motores de control que se fijan las boquillas en la dirección opuesta y, cuando el dispositivo de control apropiado en el espacio.

Un LRE de ciclo cerrado es un motor, uno de cuyos componentes se gasifica cuando se quema a baja temperatura con una pequeña parte del otro componente, el gas resultante actúa como el fluido de trabajo de la turbina, y luego se alimenta a la cámara de combustión, donde se quema con componentes de combustible y crea empuje de chorro. La principal desventaja de este esquema es la complejidad del diseño, pero al mismo tiempo aumenta el impulso específico. 

La posibilidad de aumentar la potencia de los motores de cohetes líquidos

En la escuela rusa de los creadores del LRE, encabezados por el académico Glushko durante mucho tiempo, se esfuerzan por maximizar el uso de la energía del combustible y, como resultado, el máximo impulso específico posible. Dado que el impulso específico máximo solo se puede obtener aumentando la expansión de los productos de combustión en la boquilla, todos los desarrollos se llevan a cabo en busca de la mezcla perfecta de combustible.