На сайте
Счетчики
Яндекс цитирования

zhidkostnyj raketniy dvig 262x350 ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

ЖРД

ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ЖРД) — РД, работающий на жидком ракетном топливе. Предложен К. Э. Циолковским в 1903. Осн. двигатель совр. космонавтики (см. Ракетный двигатель). Первые отечеств. ЖРД ОРМ и ОРМ-1 построены и испытаны в ГДЛ в 1930—31. В дальнейшем ГДЛ—ОКБ разработало мощные двигатели (РД-107 и мн. др.), обеспечившие полеты первых ИСЗ, ИСС, ИСЛ, первых космонавтов, всех сов. геофизич. И космич. ракет в 1947—67.

Совр. ЖРД состоит из камеры сгорания с соплом, турбонасосного агрегата, газогенератора или парогазогенератора, системы автоматики, органов регулирования, химич., пиротехнич. или электрич. зажигания, вспомогат. агрегатов (теплообменники, смесители, приводы), телеметрия, датчиков, двигат. рамы и др. В зависимости от назначения ЖРД могут иметь разл. характеристики: тягу — от долей г (микроракетные двигатели) до сотен т, уд. тягу — примерно от 150 сек для однокомпонентных топлив до 460 сек для двухкомпонентных топлив и до 500 сек для трехкомпонентных  топлив, уд. вес двигателя 7—20 кг/т, уд. вес ТНА 10—40 г/л.с, габариты — от единиц см до неск. м, вес — от г до то, с однократным запуском и многократным, одно- и многокамерные. Ракетные двигательные установки могут быть одно- и многодвигательные. ЖРД применяются почти исключительно на боевых и космич. ракетах, иногда в качестве самолетного ракетного двигателя. Система подачи топлива в ЖРД может быть вытеснительная или тур-бонасосная. ЖРД с ТНА бывают 2 осн. схем: без дожигания генераторного газа и с дожиганием. По назначению различают ЖРД: основные (маршевые), корректирующие, тормозные, рулевые; микроракетные ЖРД могут быть стабилизирующими, орпентацион-ными, индивидуальными. Обычно ЖРД работают при постоянном давлении в камере сгорания, но микроракетные двигатели бывают импульсными. Разрабатываются комбинированные двигатели, использующие ЖРД: турбо- и воздушноракетные. По роду окислителя ЖРД бывают: азотнокислотные, азоттетроксидные, кислородные, перекисьводородные, фторные и др.

Осн. проблемы для создания ЖРД: рациональный выбор топлива (см. Жидкое ракетное топливо), удовлетворяющего заданным уд. тяге и условиям эксплуатации; совершенство рабочего процесса для достижения заданной уд. тяги (см. Смесеобразование, Полнота сгорания, Сопла коэффициент); обеспечение устойчивой работы на заданных режимах, без развитых низкочастотных и высокочастотных колебаний давления, вызывающих разрушительные вибрации двигателя (см. Автоколебания, Вынужденные колебания, Смесительная головка); охлаждение ракетного двигателя, подверженного воздействию агрессивных продуктов сгорания при весьма высоких темп-pax (до 5000° К) и давлениях (до сотен am), усугубляемому в нек-рых случаях присутствием конденсированной фазы; подача топлива (криогенного, агрессивного и др.) при давлениях, доходящих для мощных двигателей до многих сотен am, и расходах до неск. т/сек; обеспечение миним. веса агрегатов и двигателя в целом, работающих в весьма напряженных режимах; высокая надежность ЖРД, особенно учитывая полеты космонавтов на борту космич. кораблей, и то, что часто практикуемое использование многодвигательных установок может повышать вероятность аварии (см. Надежность ракетного двигателя). Решение многочисл. сложных проблем, возникающих при разработке ЖРД, позволило создать основу для рождения и развития ракетно-космич. техники.

 

Оставить комментарий

Вы должны авторизоваться для отправки комментария.