З повсякденної практики відомо, що у двигуні внутрішнього згоряння, топці парового котла – усюди, де відбувається згоряння, найактивнішу участь бере атмосферний кисень. Без нього немає горіння. У космічному просторі повітря немає, тому для роботи ракетних двигунів необхідно мати паливо, що містить два компоненти - пальне та окислювач.

У рідинних термохімічних ракетних двигунах як паливо використовується спирт, гас, бензин, анілін, гідразин, димстилгидразин, рідкий водень, а як окислювач - рідкий кисень, пероксид водню, азотна кислота, рідкий фтор. Пальне та окислювач для ЗРД зберігаються окремо, у спеціальних баках та під тиском або за допомогою насосів подаються в камеру згоряння, де при їх з'єднанні розвивається температура 3000 – 4500 °С.

Продукти згоряння, розширюючись, набувають швидкості 2500-4500 м/с, створюючи реактивну тягу. Чим більша маса та швидкість витікання газів, тим більша сила тяги двигуна. Насоси подають паливо до головки двигуна, в якій змонтовано велику кількість форсунок. Через одні з них у камеру впорскується окислювач, через інші – пальне. У будь-якій машині при згорянні палива утворюються великі теплові потоки, що нагрівають стінки двигуна. Якщо не охолоджувати стіни камери, вона швидко прогорить, з якого матеріалу не була б зроблена. ЖРД, як правило, охолоджують одним із компонентів палива. Для цього камеру роблять двостінковою. У проміжку між стінками протікає компонент палива.

Великий питомий імпульс тяги створює двигун, що працює на рідкому кисні та рідкому водні. У реактивному струмені цього двигуна гази мчать зі швидкістю трохи більше 4 км/с. 2

Температура струменя близько 3000 ° С, і складається вона з перегрітої водяної пари, який утворюється при згорянні водню в кисні. Основні дані типових палив для ЗРД (на Землі) наведені в таблиці.

Окислювач Пальне Щільність, кг/м3 Питома імпульс тяги, м/с Питома теплота згоряння, кДж/кг

Азотна кислота Гас 1400 2900 6100

Рідкий кисень Гас 1036 3283 9200

Рідкий кисень Рідкий водень 345 4164 13400

Рідкий кисень Диметилгідразин 1000 3381 9200

Рідкий фтор Гідразин 1312 4275 9350

Основні характеристики рідких ракетних палив

Але у кисню поряд з рядом переваг є і один недолік - при нормальній температурі він є газом. Зрозуміло, що застосовувати в ракеті газоподібний кисень не можна, адже в цьому випадку довелося б зберігати його під великим тиском у масивних балонах. Тому вже Ціолковський, який перший запропонував кисень як компонент ракетного палива, говорив про рідкий кисень. Щоб перетворити кисень на рідину, його потрібно охолодити до температури -183 °С. Однак скраплений кисень легко і швидко випаровується, навіть якщо його зберігати у спеціальних теплоізольованих судинах. Тому не можна, наприклад, довго тримати споряджену ракету, двигун якої працює на рідкому кисні. Доводиться заправляти кисневий бак такої ракети перед пуском.

Азотна кислота не володіє таким недоліком і тому є «окислювачем, що зберігається». Цим пояснюється її міцне становище в ракетній техніці, незважаючи на суттєво менший питомий імпульс тяги, яку вона забезпечує.

Ліворуч - Твердопаливний Ракетний Двигун (ТПРД)

Праворуч - Гібридний ракетний двигун

Використання фтору - найсильнішого з усіх відомих хімії окислювачів - дозволить суттєво збільшити ефективність ЗРД. Щоправда, рідкий фтор незручний в експлуатації через отруйність та низьку температуру кипіння (-188 °С). Але це не зупиняє ракетників: експериментальні двигуни на фторі вже існують. Ф. А. Цандер запропонував використовувати як пальне легкі метали - літій, берилій та ін, особливо як добавку до звичайного палива, наприклад воднево-кисневого. Подібні потрійні композиції здатні забезпечити найбільшу можливу для хімічних палив швидкість закінчення до 5 км/с. Але це вже, мабуть, межа ресурсів хімії. Більшого вона практично зробити поки що не може.

Ефективність рухової установки (ДК) з ЗРД зростає зі збільшенням питомого імпульсу тяги та щільності палива. Причому останнім часом висувається дедалі більше вимог до екологічної чистоти як самих компонентів палива, і продуктів їх згоряння. В даний час рідкий кисень і водень є найкращим високоефективним, екологічно чистим паливом. Однак надзвичайно низька густина рідкого водню (всього 70 кг/м3) суттєво обмежує можливість його застосування. Найкращими компонентами палива для ДУ першого ступеня є рідкий кисень та вуглеводневе пальне. Досі як вуглеводневе паливо (УВГ) найчастіше використовують гас. Однак гасу властивий ряд недоліків, у зв'язку з чим розглядається застосування метану (СН4), пропану (С3Н8) та зрідженого природного газу.

1 - Камера згоряння

3 - Турбіна

4 - Насос окислювача

5 - Насос пального

7 - Газогенератор

СХЕМА ЖРД БЕЗ ДОЖИГАННЯ ГАЗОГЕНЕРАТОРНОГО ГАЗУ

Збільшення тиску в камері згоряння є другим за важливістю способом підвищення енергетичних характеристик ЗРД. Збільшення тиску в камерах ЗРД сприяє також зменшенню габаритних розмірів силової установки. Слід зазначити, що збільшення питомого імпульсу тяги ЗРД, скорочення габаритних розмірів двигунів та носія в цілому може бути забезпечене застосуванням висувного сопловного насадка (двопозиційне сопло), тобто застосуванням сопла з висотною компенсацією

1 - Камера згоряння

2 - Газовод

3 - Турбіна

4 - Насос окислювача

5 - Насос пального

6 - Генераторний насос пального

7 - Газогенератор

СХЕМА ЖРД З ДОПАЛОМ ГАЗОГЕНЕРАТОРНОГО ГАЗУ

Хоча ми й почали розповідь із ЖРД, треба сказати, що першим було створено термохімічний ракетний двигун на твердому паливі – ТТРД. Паливо – спеціальний порох – знаходиться тут безпосередньо в камері згоряння. Камера з реактивним соплом – ось і вся конструкція. РДТТ мають багато переваг перед двигунами на рідкому паливі: вони прості у виготовленні, тривалий час можуть зберігатись, завжди готові до дії, вибухобезпечні. Але за питомим імпульсом тяги РДТТ на 10 - 30% поступаються рідинним.

Розробкою вітчизняного палива протягом багатьох років займалися вчені Державного інституту прикладної хімії під керівництвом В. С. Шпака в місті Ленінграді. У зарубіжних РН використовується:

Тверде суміш твердого палива на основі полібутадієнового каучуку (НТРВ);

Тверде суміш твердого палива на основі полібутадієнакрилнітрильного каучуку (PBAN).

Реактивний рух - це процес, у якому від певного тіла з деякою швидкістю відокремлюється одна з його частин. Сила, що виникає при цьому, працює сама по собі, без найменшого контакту із зовнішніми тілами. Реактивний рух став поштовхом до створення реактивного двигуна. Принцип роботи його ґрунтується саме на цій силі. Як діє такий двигун? Спробуємо розібратися.

Історичні факти

Ідею використання реактивної тяги, яка б подолати силу тяжіння Землі, висунув 1903 року феномен російської науки - Ціолковський. Він опублікував ціле дослідження на цю тему, але воно не було сприйняте серйозно. Костянтин Едуардович, переживши зміну політичного устрою, витратив роки праць, щоб довести всім свою правоту.

Сьогодні дуже багато чуток про те, що першим у цьому питанні був революціонер Кібальчич. Але заповіт цієї людини на момент публікації праць Ціолковського було поховано разом із Кибальчичем. Крім того, це була не повноцінна праця, а лише ескізи та нариси – революціонер не зміг підвести надійну базу під теоретичні викладки у своїх роботах.

Як діє реактивна сила?

Щоб зрозуміти принцип роботи реактивного двигуна, слід розуміти, як діє ця сила.

Отже, представимо постріл з будь-якої вогнепальної зброї. Це наочний приклад дії реактивної сили. Струмінь розпеченого газу, який утворився в процесі згоряння заряду в патроні, відштовхує зброю назад. Чим потужніший заряд, тим сильнішою буде віддача.

А тепер представимо процес запалювання горючої суміші: він проходить поступово та безперервно. Саме так виглядає принцип роботи прямоточного реактивного двигуна. Подібним чином працює ракета з твердопаливним реактивним двигуном – це найпростіша з його варіацій. З нею знайомі навіть ракетомоделісти-початківці.

Як паливо для реактивних двигунів спочатку застосовували димний порох. Реактивні двигуни, принцип роботи яких був уже більш досконалий, вимагали палива з основою нітроцелюлози, яка розчинялася в нітрогліцерині. У великих агрегатах, що запускають ракети, що виводять шатли на орбіту, сьогодні використовують спеціальну суміш полімерного палива з перхлоратом амонію як окислювач.

Принцип дії РД

Тепер варто розібратися із принципом роботи реактивного двигуна. Для цього можна розглянути класику – рідинні двигуни, які практично не змінилися з часів Ціолковського. У цих агрегатах застосовується паливо та окислювач.

Як останній використовується рідкий кисень або азотна кислота. Як паливо застосовують гас. Сучасні рідинні двигуни кріогенного типу споживають рідкий водень. Він при окисленні киснем збільшує питомий імпульс (на 30 відсотків). Ідея про те, що можна використовувати водень, також народилася у голові Ціолковського. Однак на той момент через надзвичайну вибухонебезпечність довелося шукати інше пальне.

Принцип роботи полягає в наступному. Компоненти надходять у камеру згоряння із двох окремих баків. Після змішування вони перетворюються на масу, яка при згорянні виділяє величезну кількість тепла та десятки тисяч атмосфер тиску. Окислювач подається до камери згоряння. Паливна суміш у міру проходження між здвоєними стінками камери та сопла охолоджує ці елементи. Далі пальне, підігріте стінами, потрапить через безліч форсунок в зону займання. Струмінь, що формується за допомогою сопла, виривається назовні. За рахунок цього і забезпечується момент, що штовхає.

Коротко принцип роботи реактивного двигуна можна порівняти з паяльною лампою. Однак остання влаштована значно простіше. У схемі її немає різних допоміжних систем двигуна. А це компресори, необхідні для створення тиску упорскування, турбіни, клапана, а також інші елементи, без яких реактивний двигун просто неможливий.

Незважаючи на те, що рідинні двигуни споживають дуже багато пального (витрата палива становить приблизно 1000 грам на 200 кілограмів вантажу), їх досі використовують як маршові агрегати для ракети-носіїв і маневрові для орбітальних станцій, а також інших апаратів космічного призначення.

Пристрій

Влаштований типовий реактивний двигун в такий спосіб. Основні його вузли – це:

компресор;

Камера для згоряння;

Турбіни;

Вихлопна система.

Розглянемо ці елементи докладніше. Компресор є кілька турбін. Їхнє завдання - всмоктувати та стискати повітря у міру того, як воно проходить через лопаті. У процесі стиснення підвищується температура та тиск повітря. Частина такого стисненого повітря подається до камери згоряння. У ній повітря поєднується з паливом і відбувається запалення. Цей процес ще більше підвищує теплову енергію.

Суміш виходить із камери згоряння на високій швидкості, а потім розширюється. Далі вона слідує ще через одну турбіну, лопаті якої обертаються за рахунок впливу газів. Ця турбіна, з'єднуючись з компресором, що знаходиться в передній частині агрегату, і приводить його в рух. Повітря, нагріте до високих температур, виходить через випускну систему. Температура, що вже досить висока, продовжує зростати за рахунок ефекту дроселювання. Потім повітря виходить остаточно.

Мотор літака

У літаках також використовують ці двигуни. Приміром, у величезних пасажирських лайнерах встановлюють турбореактивні агрегати. Вони від звичайних наявністю двох баків. В одному знаходиться пальне, а в іншому – окислювач. У той час як турбореактивний мотор несе тільки паливо, а як окислювач використовується повітря, що нагнітається з атмосфери.

Турбореактивний двигун

Принцип роботи реактивного двигуна літака заснований на тій самій реактивній силі і тих самих законах фізики. Найважливіша частина – це лопаті турбіни. Від розмірів лопаті залежить підсумкова потужність.

Саме завдяки турбінам виробляється тяга, яка потрібна для прискорення літаків. Кожна з лопатей у десять разів потужніша за звичайний автомобільний ДВС. Турбіни встановлені після камери згоряння там, де найвищий тиск. А температура тут може досягати півтори тисячі градусів.

Двоконтурний РД

Ці агрегати мають масу переваг перед турбореактивними. Наприклад, значно менша витрата палива за тієї ж потужності.

Але сам двигун має більш складну конструкцію та більшу вагу.

Та й принцип роботи двоконтурного реактивного двигуна трохи інший. Повітря, захоплене турбіною, частково стискається і подається в перший контур на компресор і на другий - до нерухомих лопат. Турбіна при цьому працює як компресор низького тиску. У першому контурі двигуна повітря стискається і підігрівається, а потім компресора високого тиску подається в камеру згоряння. Тут відбувається суміш з паливом та займання. Утворюються гази, що подаються на турбіну високого тиску, за рахунок чого і обертаються лопаті турбіни, що подають, у свою чергу, обертальний рух на компресор високого тиску. Потім гази проходять через турбіну низького тиску. Остання приводить у дію вентилятор і нарешті гази потрапляють назовні, створюючи тягу.

Синхронні РД

Це електричні двигуни. Принцип роботи синхронного реактивного двигуна аналогічний до роботи крокового агрегату. Змінний струм подається на статор та створює магнітне поле навколо ротора. Останній обертається за рахунок того, що намагається мінімізувати магнітний опір. Ці мотори не мають відношення до освоєння космосу та запуску шатлів.

Класифікація, схеми та типи ЗРД

Тема 2. РІДИНІ РАКЕТНІ ДВИГУНИ

Лекція №3

Запитання до семінару.

1. Поняття та ознаки страхових правовідносин.

2. Відмінність страхових правовідносин від суміжних відносин.

3. Об'єкт страхових правовідносин.

4. Страховий інтерес у страхуванні.

5. Суб'єкти страхових правовідносин.

Розробивначальник кафедри цивільного права, доктор юридичних наук, професор М.В.

Не претендуючи на повноту і всебічний облік сучасних ЗРД, класифікація найпоширеніших типів двигунів представлена ​​малюнку (див. рис. 2.12.).

В основу запропонованої схеми покладено принцип розподілу всіх схемно-технічних рішень на дві великі групи, що відрізняються принципами забезпечення подачі компонентів палива до камери згоряння ЗРД. Це двигуни з насосною системою подачіта двигуни з витіснювальною системою подачікомпонентів.

У першу групу входять, переважно, маршові двигуни ракет-носіїв, міжконтинентальних балістичних ракет, багаторазових космічних систем. Застосування другої групи ЗРД, як правило, обмежено руховими установками космічних апаратів, великогабаритних модулів пілотованих орбітальних комплексів та транспортних кораблів, а також руховими установками засобів міжорбітального транспортування.

Мал. 2.12. Загальна класифікація ЗРД

Важливим класифікаційним ознакою ЖРД є спосіб утилізації робочого тіла (продуктів згоряння палива), одержуваного на виході з турбонасосного агрегату двигуна. За цим критерієм всі двигуни принципово діляться на двигуни «відкритої» схеми і двигуни «закритої» схеми. У ЗРД «відкритої» схеми, генераторний газ після спрацьовування на турбіні скидається або без додаткового використання, або утилізується у додаткових пристроях. У ЖРД «закритої» схеми, що зробив на турбіні генераторний газ надходить в камеру згоряння і допалюється, за рахунок додатково надходить одного або двох компонентів, що надходять в камеру згоряння.

Залежно від типу газогенератора ЖРД можуть бути класифіковані на двигуни з газогенераторами на основних або допоміжних компонентах палива, а також мати безгенераторну схему, коли необхідне приводу ТНА робоче тіло отримують шляхом газифікації одного з компонентів палива в охолодному тракті камери.

Для підвищення ефективності та коефіцієнта корисної дії турбонасосного агрегату іноді застосовуються схеми з роздільними ТНА по лінії пального та окислювача, а також схеми, в яких турбонасосний агрегат містить у своєму складі і бустерні (підкачують) насоси, необхідні для створення необхідного тиску на вході в двигун, особливо під час його запуску.

Залежно від типу газогенератора, ЖРД можуть бути класифіковані на двигуни з газогенераторами на основних або допоміжних компонентах палива, а також мати безгенераторну схему, коли необхідне приводу ТНА робоче тіло отримують шляхом газифікації одного з компонентів палива в охолодному тракті камери.

Для підвищення ефективності та коефіцієнта корисної дії турбонасосного агрегату іноді застосовуються схеми з роздільними ТНА пального та окислювача, а також схеми, в яких турбонасосний агрегат містить у своєму складі і бустерні (підкачують) насоси, необхідні для створення необхідного тиску на вході в двигун, особливо при його запуску.

Порівняно прості схеми притаманні ЖРД з витіснювальною системою подачі палива.

У схемі з витіснювальною подачею палива (див. рис. 2.13.), Баки з окислювачем і пальним надходить газ з балона зі стислим газом (наприклад, з азотом), при цьому його тиск в баках компонентів палива підтримується постійним за допомогою редуктора. Тиск у газовій подушці паливних баків забезпечує витіснення рідкофазних компонентів камеру згоряння ЖРД. При цьому цілком очевидно, що тиск у камері не може бути вищим за тиск у баках. Відсічні клапани служать для забезпечення запуску та зупинки двигуна. Безперечною перевагою представленої вище схеми є її простота і, як наслідок, надійність. Однак, при витіснювальній системі балон зі стисненим газом важкий і суттєво обтяжують паливні баки. У загальному випадку:

(2.18.)

Тиск газу в паливних баках;

Тиск у камері згоряння РРД;

Втрати тиску в гідравлічних трактах та елементах автоматики між баками та камерою двигуна.

Тиск у газовій подушці паливних баків забезпечує витіснення рідких компонентів камеру згоряння ЖРД. При цьому цілком очевидно, що тиск у камері не може бути вищим за тиск у баках. Відсічні клапани служать для забезпечення запуску та зупинки двигуна. Безперечною перевагою представленої вище схеми є її простота та надійність. Так як з підвищенням тиску в камері, підвищується економічність двигуна, прагнення підвищити його, для даної схеми ЗРД пов'язане зі зростанням маси всіх елементів системи подачі і, перш за все, паливних баків. Подібні недоліки відносяться і до витіснювальної системи подачі палива з двокомпонентними РРР. Однак витрати газу, що використовується для наддуву баків пального та окислювача, потрібно менше. У такому варіанті схеми піддув здійснюється продуктами згоряння, одержуваними в ЖГГ, а працездатність «підігрітого» газу значно вище ніж «холодного».

Ефект впливу на масові характеристики рухової установки з РРД може бути наочно проілюстрований на наступному прикладі. Якби була здійснена заміна рухової установки другого ступеня ракети-носія «Сатурн – 5» на установку з витіснювальною системою подачі при тому ж тиску в камері згоряння ЗРД, то приріст маси такої рухової установки дорівнював би масі космічного корабля «Аполлон», що зробило б неможливим реалізацію місячної програми.

Для варіанта витіснювальної схеми (див. мал. 2.14) можна очікувати деяке зниження втрат, так як витіснення компонентів буде здійснюватися підігрітими продуктами згоряння, що виробляються в ЖГГ.

З пояснень випливає, чому витісняльна система подачі з балонною системою подачі застосовується виключно в двигунах малої тяги з тиском в камері згоряння ЗРД не більше 10-12 · 10 5 Па.

Практичне застосування ЗРД малої тяги (ЗРДМТ) знаходять при створенні об'єднаних рухових установок (ОДП) для штучних супутників землі (ІСЗ), космічних апаратів (КА) та космічних кораблів (КК). Перебуваючи на орбіті, коли за бортом літального апарата тиск близько до нуля, питомий імпульс може мати досить високе значення, навіть за невисокого значення тиску в камері. Слід згадати про підвищення питомого імпульсу від відношення тиску в камері згоряння до тиску на зрізі сопла (див. мал. 2.10).

Схемних рішень ОДУ з використанням ЖРДМТ можна розглянути досить багато. Насамперед, відмінність варіантів схем залежатимуть від вимог, що визначаються призначенням ЛА. Це можуть бути двигуни як на однокомпонентних, так і на двокомпонентних паливах. Схеми відрізнятимуться за принципами регулювання та стабілізації тяги. На визначення схемного рішення можуть проводити інші чинники. Однак, у всіх варіантах схем, тиск в акумуляторах газу має бути вищим за тиски в камерах, що визначає особливості витіснювальної системи подачі компонентів.

Уявлення всіх чи, хоча, більшості можливих схем рухових установок з витіснювальними системами подачі, у цьому навчальному посібнику, входить у плани авторів. Тому для ілюстрації можливих схемних варіантів, як приклад, наводиться схема об'єднаної рухової установки (ОДП) для штучного супутника землі (ІСЗ) на двох компонентному паливі (див. рис. 2.15.).

Мал. 2.15. Схема ОДУ із двокомпонентним ЖРДМТ для ІС.

1. Редуктор тиску, 2. ЗРД маневрування (Кожен з тягою 22 Н),

3. Апогейний ЗРД (тяга 490 Н)

Конструкції та важливі особливості функціонування ЖРДМТ дуже різноманітні. До найважливіших проблем зі створення ЖРДМТ, можна віднести забезпечення працездатності камер згоряння. Особливо, якщо врахувати, що необхідні для ЖРДМТ ресурси значно перевищують ресурси для камер звичайних ЖРД.

У перелік подібних можна включити: здійснення запуску, організацію робочого процесу, вибір системи протидії температурному впливу на стіни камер та низку інших. Велика частина проблем, що важко вирішуються, пов'язана, перш за все, з надзвичайно низькими значеннями робочих витрат компонентів. Так для деяких камер витрати окислювача пального не перевищують 0,5 і 0,3 г/с відповідно. Подібна обставина, наприклад, визначає неможливість використання регенеративного охолодження стінок (як найбільш ефективного), а вибирати для виготовлення стінок камер тугоплавкі метали, застосовувати термостійкі теплозахисні покриття значно нижче оболонок

Для рухових установок, одна із схем яких наведена на малюнку 2.15., що використовуються у складі транспортного космічного корабля або іншого ЛА та перебувають тривалий час у польоті, повинні здійснюватися дозаправки паливних баків. Варіанти систем дозаправки, представлені малюнку (див. рис. 2.16.).

Мал. 2.16. Схеми паливних баків, що дозаправляються в польоті ЛА.

1. Стінки бака; 2. Патрубок наддуву; 3. Поршень; 4. Забірник палива; 5. Сильфон;

6. Еластичний мішок; 7. Штанга з отворами для наддуву; 8. Пластична діафрагма; 9. Пластичні перегородки, що змочуються; 10. Центральна труба для забору палива.

А – з поршнем; Б - з сильфонним витіснювальним пристроєм (паливо поза сильфоном); В - з сильфонним витіснювальним пристроєм (паливо всередині сильфона); Г- з витіснювальним мішком (паливо поза мішком); Д - з витіснювальним мішком (паливо всередині мішка); Е – з пластичною діафрагмою; Ж - з капілярним забірним пристроєм.

З більш повними відомостями щодо систем дозаправки, можна ознайомитись у навчальному посібнику, який згадується у списку літератури.

Для реалізації ЗРД середніх, великих і понад великих тяг, потрібне створення двигунів, з більшим підвищенням тисків у камері згоряння. У таких варіантах двигунів використовуються схеми з турбонасосною системою подачі компонентів палива.

На малюнку (див. рис. 2.17.) представлена ​​структурна схема ЗРД з насосною системою подачі компонентів. Характерною рисою схеми слід вважати, що відпрацьований на турбіні газ просто скидається в навколишню атмосферу. Слід зазначити, що продукти згоряння після турбіни мають ще значну працездатність і не використання їх, негативно позначається на ефективності двигуна. Проте подібні схеми можуть реалізовуватися.

Мал. 2.17. Пневмогідравлічна схема ЗРД, з турбонасосною подачею компонентів у камеру згоряння.

Компонент унітарного ракетного палива (наприклад, перекис водню – Н 2 Про 2), з бака, подається до рідинного газогенератора. Газогенератор - агрегат, призначений для вироблення високотемпературного генераторного газу, що використовується для приводу турбіни ТНА. Турбіна забезпечує крутним моментом насоси пального та окислювача. Основні компоненти палива подаються насосами в камеру двигуна, причому пальне, як правило, використовується для охолодження камери, для чого воно подається в зазор між стінками, зазвичай звану, «сорочку» охолодження. Окислювач подається безпосередньо у форсункову головку камери, де змішується з підігрітим в охолодному тракті пальним. Процес взаємодії компонентів палива відбувається у камері згоряння. Високотемпературні продукти згоряння, що утворюються, проходять через критичний переріз камери і розширюються в соплі до надзвукових швидкостей. Закінчення продуктів згоряння є кінцевою фазою роботи ЗРД і формує тягу ракетного двигуна.

Схеми подібного типу, які мають назви, «відкриті схеми», можуть бути більш ефективними, якщо після спрацьовування на турбіні, генераторний газ може скидатися через додаткові пристрої, що забезпечують утилізацію енергію газу, що скидається.

У випадку величина тяги ЖРД «відкритої» схеми, може складатися з величини рівної сумі тяг, вироблених основний камерою і додатковим затурбінним пристроєм. Подібний ефект може бути отриманий, при забезпеченні відведення генераторного газу, допоміжне сопло; впровадження в закриту частину основного сопла, у різних випадках конструктивного оформлення основного сопла.

На малюнку представлені схеми пристроїв, в яких генераторний газ після реалізації частини своєї енергії на турбіні, використовується для створення додаткової тяги.

Рис.2.18 Схеми пристроїв, що утилізують затурбінний газ

У будь-якому з представлених варіантів додаткова тяга, що реалізується в пристрої, повинна бути врахована.

Тобто. має місце співвідношення:

де: - Сумарна тяга ЖРД «відкритої» схеми;

Тяга, що виробляється основною камерою ЗРД;

Тяга, що виробляється у допоміжних пристроях.

Використовуючи раніше наведені залежності визначення питомого імпульсу (див. рівняння 2.11, 2.12. і 2.13), перетворимо вираз 2.19. до виду 2.20.

(2.20.)

де: - Ефективний питомий імпульс ЖРД «відкритої» схеми;

Питомі імпульси, що забезпечуються основною камерою та допоміжними пристроями, відповідно;

Масова витрата палива в газогенераторі та сумарна масова витрата палива в ЗРД.

Аналіз залежності 2.20. показує, що величина ефективного питомого імпульсу тим більше, чим менша частка палива, що витрачається через газогенератор і чим більш ефективно утилізується генераторний газ після спрацьовування на турбіні. Існує цілком певна залежність, що характеризує вплив тиску в камері ЗРД «відкритої» схеми на величину питомого імпульсу. На відміну від монотонного зростання величини. У розглянутому вище загальному випадку при збільшенні тиску в камерах ЖРД, що працюють за схемою без допалювання генераторного газу, спостерігається явно виражена область, що відповідає оптимальному значенню (рис.2.19).

Рис.2.19. Залежність питомого імпульсу від тиску у камері

двигуна «відкритої» схеми

Поява екстремуму в залежності пояснюється необхідним збільшенням витрат палива через газогенератор при зростанні тиску камери згоряння. Збільшення витрати потрібне для підвищення потужності турбіни, щоб забезпечити збільшену потребу насосів, у більшому моменті, що крутить. Подібне становище призводить до зростання частки палива, що неефективно використовується, і, як наслідок, до зниження питомого імпульсу ЖРД.

Допустимо передбачити скидання газогенераторного газу здійснювати через спеціальні поворотні сопла, що використовуються для керування польотом ракети.

З метою максимального використання можливостей ракетного палива зусиллями російських учених та інженерів було розроблено схему організації робочого процесу ЖРД, яка передбачає допалювання генераторного газу в камері згоряння після його спрацьовування на турбіні ТНА, так звані, «схеми з допалюванням генераторного газу» (див. рис. 2.20 .).

Мал. 2.20. Структурні схеми ЖРД із допалюванням генераторного газу

1. та 2. Баки з пальним та окислювачем, 3. ЖГГ, 4. та 5. насоси пального та окислювача, 7., 8. та 9. клапани, 10. камера згоряння.

Основна особливість "закритої" схеми, виконаної за варіантом Мал. 2.20, полягає у наступному. Весь окислювач, необхідний роботи КС подається в газогенератор. Туди ж подається мінімально необхідна кількість пального. Співвідношення компонентів палива, що подаються в газогенератор, диктується виключно необхідністю отримання газу з температурою, прийнятною для забезпечення термомеханічних навантажень турбіни. Після спрацьовування генераторного газу на турбіні, що має в даному випадку надлишок окислювального компонента, газ подається в КС. Туди ж надходить додаткову кількість пального, необхідного підтримки оптимального співвідношення компонентів палива. У цьому варіанті ЖРД працює за схемою «газ (окислювач) – рідина (пальне)». Можливий і варіант організації робочого процесу, коли в газогенератор подається надмірна кількість палива при нестачі окислювача. У першому випадку говорять про окисний газогенератор, у другому – відновлювальний.

І той, і інший способи мають свої переваги та недоліки. У разі відновлювального газогенератора суттєво легше вирішуються питання забезпечення термічної стійкості, оскільки за високих температур робочого процесу в газогенераторі набагато легше захистити конструкційні матеріали (в основному, метали та їх сплави) від займання за наявності відновлювального середовища. Разом з тим, надлишок пального при недостатній кількості окислювача загрожує цілим рядом негативних наслідків, пов'язаних з неповнотою згоряння пального, що призводить у випадку вуглецевмісних компонентів до випадання твердої фази вуглецю і, як наслідок, до ерозійного зносу лопаток турбіни та інших елементів.

Окисна схема газогенерації позбавлена ​​цих недоліків, але їй притаманні свої особливості. Вони полягають у необхідності застосування тугоплавких, стійких до займання в окислювальному середовищі конструкційних матеріалів, що призводить до підвищення вартості двигунів, потенційного зниження їх стійкості при впливі мікрочастинок в окислювальному газовому потоці, що надходить на лопатки турбіни, що ускладнює створення високонадійних ЗРД.

Насправді відновна схема газогенерації застосовується, найчастіше, в киснево-водневих ЖРД, де пальне (рідкий водень) немає вуглецю і, отже, принципово відсутня небезпека сажеобразования. У перспективі розглядається можливість використання ракетного пального першого члена гомологічного ряду граничних вуглеводнів – метану (СН 4), вміст вуглецю в якому мінімально, що робить принципово можливим ефективне його використання в газогенераторах відновлювальної схеми.

Подана схема ЖРД здійснена за схемою «газ-рідина». За цим варіантом схеми передбачається організація робочого процесу з допалюванням генераторного газу.

В іншому варіанті допалювання генераторного газу може бути побудоване за схемою «газ - газ». Основна відмінність цієї схеми полягає у наявності двох газогенераторів. Один газогенератор працює за окислювальною схемою, другий – відновлювальною. Переважно, для відновного газогенератора використовувати водень, або вуглеводневе пальне з мінімальним масовим вмістом вуглецю (гас і т.п.), а як окислювач - рідкий кисень. Так введення рідкого водню до складу ракетного пального дозволяє значною мірою знизити виділення конденсованої фази вуглецю (сажі), тим самим забезпечити можливість більш надійної роботи відновлювального газогенератора.

Продукти газогенерації надходять на турбіни окисного та відновлювального газу, а потім, після проходження турбін, в камеру згоряння, де і відбувається їхня остаточна взаємодія, з необхідним співвідношенням компонентів (див. Мал. 2.21.).

Мал. 2.21. Пневмогідравлічна схема ЗРД з допалюванням генераторних газів.

1. та 2. Баки з пальним та окислювачем, 3. та 4. ЖГГ газу з надлишком пального та ЗГГ газу з надлишком окислювача, 5. та 6. Насоси пального та окислювача, 7. та 8. Турбіни газу пального та газу окислювального, 9. та 10. Клапани, 11. Камера згоряння.

Подібна схема може бути в іншому виконанні, коли два газогенератора. ЖГГ із надлишком пального забезпечує наддув бака пального. Другий газогенератор виробляє окислювальний високотемпературний газ, одна частина якого надходить на турбіну та після турбіни в основну камеру згоряння. Друга - менша частина в змішувачі доповнюється додатковою кількістю окислювача і використовується для надування окислювального бака.

Для воднево-кисневого двигуна зазвичай використовується безгазогенераторна схема (див. рис. 2.22.).

Рис.2. 22. Безгазогенераторна схема ЗРД

1. Камера згоряння; 2. регулятор тяги; 3. Насос рідкого водню. 4. Насос рідкого кисню, 5. Редуктор обертів, 6. турбіна, 7. 8. та 9.пуско-відсічні клапани, 10. клапан системи запалення

У пневмогідравлічній безгазогенераторній схемі робота РРД передбачається наступний порядок виконання функціонування. Компоненти із баків через вхідні клапани надходять на вхід насосів. ТНА двигуна має двовальну схему з паралельними валами та шестерним редуктором. Це важлива особливість цього ТНА. Відцентровий насос водню встановлений на одному валу з турбіною, має два ступені та осьовий вхід. Перший ступінь насоса шнековідцентровий. Шнекоцентробежпий насос кисню виконаний одноступінчастим. Турбіна – осьова двоступінчаста, реактивна.

Рідкий кисень через блок клапанів, з електромеханічним регулятором співвідношення компонентів, від насоса надходить у порожнину головки змішувача. У польоті, сигналах системи спорожнення баків, співвідношення компонентів може змінюватися в межах ± 10%. Водень з насоса трубопроводом підводиться до вхідного колектора охолоджуючого тракту камери.

Рідкий водень із насоса надходить у колектор, розташований в області критичного перерізу сопла. З колектора, в частині трубок, водень прямує до зрізу сопла, потім, з іншого боку трубок, рухається до колектора біля головки. З цього колектора газоподібний водень, нагрітий в охолодному тракті до температури 200К, від регулятора тяги прямує на турбіну. Регулятор тяги працює на принципі перепуску частини водню на вихід турбіни. З турбіни відпрацьований водень через пуско-відсічний клапан, надходить газоводом в змішувальну головку. Всі основні клапани керуються газоподібним гелієм з допомогою керуючих клапанів.

У схемі показані ще клапани, які забезпечують роботу системи захолодження двигуна перед запуском. Подібна операція необхідна для нормального здійснення запуску двигуна, що використовує кріогенні компоненти. що необхідно для гідравлічних систем. Наддув баків здійснюється газоподібним гелієм, запас якого знаходиться у спеціальному балоні.

Вище було розглянуто низку схем ЗРД, у яких для подачі компонентів у КС використовуються ТНА. При малих тисках у вхідних патрубках можуть виникати зривні режими, що характеризуються початком кавітації в порожнинах насосів. У всіх представлених пневмогідравлічних схемах ЖРД оснащених ТНА, баки з компонентами від балонів через редуктори подається газ, що здійснює їх наддув. У цьому випадку можна було б розраховувати отримання необхідного тиску на вході в насоси. У той же час тиск у баках, необхідний для нормальної роботи шнековідцентрового насоса, часто неприпустимо великий, що призводить до помітного збільшення товщини стінок і маси баків. Зазначеного недоліку можна уникнути, якщо на виході з баків встановлювати додаткового насосного агрегату (БНА), що підкачує (бустерного). Установка БНА, що забезпечує роботу основного насоса ТНА, дозволяє суттєво знизити величину наддуву баків і, отже, їхню масу. Тому конструкція сучасного ТНА немислима без послідовного використання різних насосів скомпонованих за багатоступінчастою схемою. Роль бустерів може здійснювати осьовий лопатковий (шнек) або струменевий насос (ежектор).

Бустерні насосні агрегати, що підкачують, (БНА), які зазвичай називають переднасоси, розташовують в безпосередній близькості від бака з компонентом, що виключає гідравлічні втрати при подачі компонента від бака до входу в насос БНА. На малюнку (див. рис. 2.30).

Мал. 2.30. Схеми бустерних пристроїв

Варіант а). 1. Бак з компонентом; 2. відцентровий переднасос; 3. жолобна турбіна переднасосного агрегату; 4. турбіна основного ТНА;

Варіант б). 1. Бак із компонентом, 2. переднасос, 3. газова турбіна переднасосного агрегату, 4. насос основного ТНА.

Варіант у). 1. Бак з компонентом, 2. струминний переднасос (ежектор), 3. сопло ежектора, 4. насос основного ТНА., 5. Магістраль подачі компонента до сопла ежектора.

У схемі варіанта «а» гідравлічна турбіна БНА приводиться в дію рідиною високого тиску, що відбирається від насоса ТНА. Після спрацьовування на турбіні рідина повертається до напірної магістралі. У схемі варіанта "б", газова турбіна працює на газі основного ЖГГ, а у варіанті "в", струменевий преднасос-ежектор, також як і варіанті схеми "а", запитується компонентом від насоса основного ТНА.

Як це випливає з наведеного короткого аналізу ефективності можливих варіантів схем ЗРД, підвищення тиску в камері не у всіх випадках призводить до збільшення питомого імпульсу. Розібрані особливості побудови схем ЖРД, більшою мірою відносяться до схем двигунів великих і надвеликих тяг, а також певною мірою до двигунів середніх тяг. На малюнку (див. Рис 2.31.) наводиться якісна залежність питомих імпульсів камери та ЗРД, виконаних за витіснювальною схемою, за «відкритою» схемою та за «закритими» схемами різних варіантів.

Мал. 2.31. Залежність питомого імпульсу від тиску у камері

З аналізу графіка слід, що у двигунах виконуваних про схему рідина- рідина, із збільшенням тиску питомий імпульс камери монотонно зростає. Однак, надалі, через зростання витрати газу на привід ТНА (див. мал. 2.26), питомий імпульс двигуна збільшується лише до певної межі. Збільшення питомих імпульсів двигунів, побудованих за замкнутими схемами, зі зростанням тиску в камері збільшуються, хоча інеї дуже суттєво.

При виборі варіанта ЖРД для новопроектованого ЛА, крім використання даних, отриманих з аналізу графіка представленого на малюнку 2.18, слід розглянути залежність, яка називається висотною характеристикою (Рис. 2.32.).

Мал. 2.32. Висотна характеристика.

На малюнку. 2.32. представлені зміни основних параметрів двигуна із зміною протитиску. Як видно з малюнка, перебіг висотної характеристики ЗРД із зміною тиску навколишнього середиможна розділити на дві ділянки: ділянку роботи сопла без стрибка ущільнення I та ділянку роботи сопла зі стрибком ущільнення П.

На ділянці з безстрибковим режимом роботи сопла, тяга та питома тяга лінійно зменшуються зі зростанням тиску навколишнього середовища. У цьому випадку робочий процес у камері та її соплі автономен від тиску навколишнього середовища. При деякому тиску р до в сопло камери входить стрибок ущільнення - лінійність зміни тяги та питомої тяги порушується. Характер зміни тяги та питомої тяги на режимі роботи сопла зі стрибком ущільнення визначається закономірністю руху стрибка ущільнення в глиб сопла та відновленням тиску за стрибком ущільнення. На малюнку 2.33. показаний пунктирними лініями характер зміни основних параметрів ЖРД для випадку, якби стрибок ущільнення не входив у сопло і при всіх тисках соплі відбувалося звичайне розширення газу. З моменту входження стрибка ущільнення в сопло, тиск за стрибком збільшується в міру проникнення стрибка ущільнення в глиб сопла. Подібний режим роботи спостерігається у ЗРД першого ступеня міжконтинентальних ракет, тиск на зрізі сопла яких вибирається досить малим з умови отримання середньої максимальної питомої тяги активній ділянці траєкторії руху ракети. або в ракет, У подібного типу ракет параметри двигуна вибираються з умови отримання середньої максимальної питомої тяги на повітряній ділянці траєкторії руху. Тому для цих ракет тиск на зрізі сопла виходить досить низьким і атмосферного тиску достатньо, щоб стрибок ущільнення увійшов у глиб сопла. На малюнку видно, що в зазначених умовах режим роботи сопла зі стрибком ущільнення покращує характеристики ЗРД.

Для варіанта ракети, для якої необхідно щоб тяга в польоті змінювалася, ЗРД повинен бути виконаний з дросельною характеристикою (див.Рис.2.33.).

Мал. 2.33. Дросельна характеристика ЗРД.

Як це випливає з малюнка, зміни величини тягового зусилля, потрібна зміна витрат компонентів. Однак слід пам'ятати, що зміна витрати забезпечується корекцією перепаду на форсунках відповідно до наступного виразу.

, (2.21.)

де G - витрата компонента через форсунку,

Коефіцієнт витрати форсунки,

F ф – площа вихідного перерізу сопла форсунки,

Щільність компонента,

Перепад тиску на форсунці.

Крім представлених варіантів, іншим напрямом схемного вдосконалення є трикомпонентні ЖРД. У ЗРД подібного типу одночасно використовується як паливо якесь вуглеводневе (наприклад, гас) і рідкий водень, а як окислювач – рідкий кисень. Трикомпонентні двигуни дозволяють також повною мірою реалізувати можливість ефективного використання різних ракетних палив на борту одного й того ж літального апарату. Балістичні та масові розрахунки ефективності застосування різних палив у рухових установках ракет – носіїв, балістичних ракет, багаторазових космічних систем багато в чому визначається характеристиками ракетного палива, що застосовується. Як уже показувалося раніше, палива визначають значення питомого імпульсу ЗРД, який, особливо важливий для двигунів верхніх ступенів РН, в той час як перші ступені можуть бути оснащені ЗРД з не таким високим значенням, але при цьому щільність палива повинна бути максимальною.

Трикомпонентні двигуни дозволяють забезпечити роботу перших ступенів при мінімальному вмісті водню в ракетному паливі. Тобто вказується на доцільність застосування палива з більшою щільністю. На наступних етапах польоту ракети, водень, як пальне більш енергоємне і меншої щільності, є кращим, оскільки його використання призведе до підвищення питомого імпульсу ЖРД, а, отже, і ефективності всього літального апарату.

ЖРД може забезпечити необхідні параметри та характеристики, за умови включення до складу пневмогідравлічної схеми (ПГС) агрегатів автоматики та керування двигуном. До найважливіших функцій, здійснюваних агрегатами ПГС можна віднести:

· Стабілізацію співвідношення компонентів, що подаються в камеру згоряння;

· Підтримка необхідного рівня або регулювання тяги;

· Забезпечення контролю та управління за роботою двигуна та його основних агрегатів (камери згоряння, ТНА, газогенератора і, можливо, деяких інших), що визначають його загальну працездатність.

Для конкретних типів двигунів представлений перелік може бути розширений.

Як неодноразово зазначалося, для цього навчального посібника, дотримуючись умови стислості представлених матеріалів, викласти можливі варіанти ПГС з описами схем, які входять у склад двигунів агрегатів автоматики і регулювання, немає можливості. Можна лише зазначити у списку літературних джерел, перелік спеціальних навчальних посібників з цього питання.

Однак схеми та конструктивні особливості основних агрегатів будуть представлені.

Виділяючи словом «основні» агрегати, автори мають на увазі агрегати, що забезпечують найважливіші функціональні параметри та характеристики ЗРД. До них можна віднести камери згоряння, турбонасосні агрегати, газогенератори. Ці агрегати визначать тип ЗРД. Роботи з їхнього створення вимагають найбільших тимчасових і фінансових витрат, У той же час необхідно підкреслити, що ступінь важливості у визначенні працездатності ЖРД, а часом і надійності, не згаданих у числі основних агрегатів (клапани, регулятори та ін.), вимагають не меншої уваги до їх конструювання та відпрацювання.

2.5.1. Камери згоряння ЗРД

Камера згоряння розробляється у певній послідовності. Спочатку, якщо у технічному завданні спеціально не обговорюються, вибираються компоненти та оптимальний тиск у КС Конструктивне оформлення КС визначається після виконання газодинамічних розрахунків. За результатами цих розрахунків, встановлюються геометричні розміри та газодинамічний профіль КС (див. рис. 2.34.).

Мал. 2.34. Газодинамічний профіль камери згоряння.

КС ЖРД зазнає надзвичайно великих теплових навантажень. Для двигунів середніх, великих і дуже великих тяг практично для всіх типів компонентів КС виконується із зовнішнім охолодженням. Для камер малих тяг, питання температурної стійкості вирішуються з урахуванням ресурсу, геометричних обводів камери, тягового зусилля та інших специфічних особливостей кожного варіанта камери. Основні конструктивні елементи КС, виконаної із зовнішнім охолодженням, представлені малюнку (див. рис.2.35.)

Мал. 2.35. Камера згоряння зі зв'язаними оболонками

1. Корпус камери, 2. Змішувальна головка, 3. Циліндрична частина камери, 4. Сопло, 5. «Сорочка» камери, 6. Силовий кронштейн.

а. Вузол пояса завіси, б. Вузол підведення охолоджувача (пального), ст. Кронштейни кріплення камери

На малюнку 2.35. введення охолоджуючого компонента в сорочку камери здійснюється в перерізі зовнішнього діаметра сопла. Це не єдине рішення. Проектант зазвичай вибирає варіант установки колектора введення компонента, залежно від ряду причин (ступінь розширення сопла, прагнення знизити опір трактом, міцністю тощо).

На малюнку (див. рис. 2.36) наводяться варіанти розташування перерізів уведення.

Мал. 2.36. Варіанти розташування перерізів введення охолоджуючого компонента міжоболочковий зазор «сорочки» камери.

а- на вихідному перерізі сопла. б.- на вихідному перерізі та в середньому перерізі сопла, в– у середній переріз сопла

У сучасних двигунах великої тяги для підвищення термічної стійкості камери застосовується цілий ряд конструктивних заходів, спрямованих на зниження температури найбільш теплонапружених елементів камери згоряння.

До таких заходів слід віднести:

· Організацію регенеративного охолодження за рахунок прокачування щодо холодних компонентів палива через «сорочку» охолодження;

· Використання, так званих, «завіса охолодження», що являють собою спеціальні зони теплонапружених областей камери, забезпечені пристроями для підведення додаткової кількості одного з компонентів палива (як правило, пального) з метою зниження локальних теплових потоків;

· застосування спеціальних заходів у найбільш навантаженому тепловому відношенні - критичному перерізі камери (зменшення міжоболонкового зазору, вставок тугоплавких матеріалів у критичній частині сопла).

Для організації зовнішнього охолодження величина зазору регламентується спеціальними проставками - зв'язками. Вони ж забезпечують міцність камери і стійкість внутрішньої оболонки камери, коли тиск охолоджуючого компонента в зазорі «сорочки» перевищує тиск в камері. На малюнку (див. мал. 2.30.) наводяться види проставок, що використовуються в сучасних конструкціях КС. Проставки, зовнішня та внутрішня оболонки з'єднуються пайкою, склад припою стійок у компоненті і зберігає при нагріванні стінок характеристики міцності.

Мал. 2.37. Типи зв'язків оболонок КС.

а. гофрована проставка, б. ребра внутрішньої оболонки, в. трубчасті камери.

Існує ще одна важлива обставина підвищення працездатності КС, що забезпечується за рахунок введення в конструкцію КС зв'язків. Корпус камери ЗРД відчуває значне силове навантаження. Процес згоряння може відбуватися при тисках продуктів кількох десятків МПа. При цьому тиск охолоджуючого компонента в міжоболонковому зазорі завжди повинен бути більшим, ніж тиск в камері. В іншому випадку компонент не зможе надійти до КС. Отже, внутрішня оболонка камери, перебуваючи під зовнішнім перепадом тисків, що дорівнює різниці тиску подачі та тиску в камері, може скластися – втратити стійкість. І якщо, при процесі в камері, вона прогріта, то механічні характеристики матеріалу оболонки, мають знижене значення. На перших зразках двигунів, оболонки зовнішня та внутрішня, працювали незалежно одна від одної (див. рис. 2.38), що виключало можливість підвищення тиску в КС.

Мал. 2.38. Камера згоряння двигуна РД-1100

1. Форсуночний блок із системою запалювання; 2. незалежно працюючі (без зв'язків) оболонки камери. 3 сопловий блок.

У сучасних ЗРД, як це було зазначено раніше, КС виконуються зі зв'язаними оболонками. При введенні охолоджуючого компонента в «міжрубашковий» зазор на вихідному зрізі сопла (найчастіше виконувана схема) (див. мал. 2.39) визначається найбільший перепад тисків, що діє на внутрішню оболонку. У цьому перерізі тиск компонента максимальний, а тиск у камері близький до нуля. Оцінка надійності міцності оболонок камери (міцності оболонок, стійкості внутрішньої оболонки, міцності зв'язків та інших позицій) повинна проводитися з урахуванням цієї обставини.

Мал. 2.39. Розподіл навантажень по довжині камери

На графіку використані такі позначення: р г - тиск у камері, р ж - тиск охолоджуючого компонента в «міжболочковому» зазорі, t г - температура газу в камері, t порівн. - Середня, по товщині внутрішньої оболонки, температура - перепад тисків на форсунці, m охл. – масова витрата охолоджуючого компонента, L – довжина камери.

Слід зазначити, що варіанти зв'язків, наведені в цьому посібнику, як найчастіше використовувані в сучасних конструкціях КС, перевірені великою кількістю дослідів і добре зарекомендували себе при експлуатації численних зразків залізничних робіт різних розмірностей.

Іншим засобом, що сприяє зниженню теплової дії на внутрішню стінку камери, є введення в конструкцію вузлів завіси. На малюнку (див. рис. 2.40) зображені варіанти конструкторських рішень вузлів завіс, через які вводиться пальне, що забезпечує створення газо-рідинної плівки на внутрішній поверхні оболонки «сорочки».

Рис.2.40. Варіанти вузлів завіси камери.

а – з отворами , б – із щілинним зазором

Для камер згоряння ЖРДМТ характерні два типи режимів роботи (див. Мал. 3.7.). Для камери з режимом роботи, система охолодження внутрішньої стінки може бути обрана за принципом камер щойно розібраних. Варіант ЖРДМТ, що працює за імпульсним режимом, може використовувати камеру з ємнісною системою захисту стінки камери. Цей варіант передбачає виконання єдиної оболонки (без «сорочки охолодження») збільшеної товщини та з додатковими кільцями жорсткості (див. рис. 2.41).

Мал. 2.41. Камера згоряння ЗРД малої тяги.

1. Блок клапанів пального; 2. Камера згоряння; 3. Вузол кріплення соплового насадка; 4. Сопловий насадок; 5.

Подібне рішення допустиме, тому що в перервах між функціонуванням камери стінка «відпочиває» від впливу продуктів згоряння і прогрів її знижується.

Особливо важливим вузлом є головка КС. На днищах головки розташовуються форсунки, якими надходять компоненти в камеру. Типи форсунок значно різняться за конструктивним оформленням. На малюнку (див. рис. 2.42). наведено деякі варанти струминних, відцентрових та двокомпонентних форсунок, які використовуються в двигунах схеми «рідина-рідина».

Мал. 2.42. Варіанти рідинних форсунок.

1. Переднє днище; 2. Середнє днище;

Для двигунів, що виконуються за схемами з допалюванням генераторного газу, головки камер оснащуються газорідинними форсунками (Рис.2.43.).

Мал. 2 43. Варіанти газо-рідинних форсунок.

1. Переднє днище; 2. Середнє днище; 3. другий каскад – рідинна відцентрова з тангенціальними отворами.

Варіант форсунок для змішувальної головки вибирається проектантом на підставі раніше здобутого досвіду відпрацювання камери двигуна – прототипу та виконання розрахунків. Розташування форсунок на днищах головки диктується бажанням проектанта отримати найкращу повноту згоряння компонентів та необхідністю створення ефективного шару пристінного з пального. Остання зі згаданих позицій повинна забезпечити допустимий режим прогрівання внутрішньої стінки камери (див. рис. 2.44).

Мал. 2.44. Схеми розташування форсунок на головках КС

а –Стільникове розташування форсунок.

1.Струйно-відцентрові форсунки, 2. Відцентрові форсунки.

б -Шахове розташування форсунок

1. Форсунка окислювача 2. Форсунка пального.

в– Розташування форсунок по концентричних колах

1 Двокомпонентна форсунка, 2. Однокомпонентна форсунка

З розгляду малюнків випливає, що незалежно від схеми розташування форсунок на днищах головки змішувача, необхідно сформувати розташування на зовнішньому діаметрі надійну завісу з форсунок пального.

КС ЗРД має ще велику кількість вузлів, необхідних для нормального функціонування двигуна. Це колектори введення та виведення компонентів, вузли поясів завіс, вузли з'єднань частин камери (змішувальної головки, циліндричної та соплової секцій), вузли запуску та зупинки, кронштейни, що передають тягове зусилля до ЛА та ін. Усі перераховані вузли повинні бути спроектовані, оцінені розрахунками, а також піддані випробуванням, що підтверджують їхню працездатність. Бажання авторів висвітлити подібні особливості створення КС не пов'язується з необхідністю забезпечити стислість навчального посібника.

Оцінка досконалості КС характеризуються коефіцієнтом повноти питомого імпульсу, що визначається за таким виразом:

, (2.22.)

де: - Коефіцієнт повноти питомого імпульсу,

I уд.п - експериментально виміряний питомий імпульс,

Теоретичний питомий імпульс

Коефіцієнт досконалості процесу у камері,

Коефіцієнт досконалості процесу в соплі камери,

Коефіцієнт при проектуванні визначають, спираючись на статистичні дані, отримані при випробуваннях двигунів, що працюють на аналогічних компонентах. Зазвичай, величина цього коефіцієнта становить 0,96…0,99.

Коефіцієнт сопла () обчислюється з урахуванням втрат на тертя () і втрат через нерівномірність поля швидкостей потоку на зрізі сопла (). Крім того, враховуються додаткові втрати (), пов'язані з охолодженням потоку в соплі, ступінь нерівноважності та інші:

. (2.23.)

У випадку, чисельні значення перелічених коефіцієнтів укладаються такі межі: = 0, 975… 0, 999, = 0,98…0,99 і = 0,99…0,995. У разі, величина = 0,945…0, 975.

З урахуванням наведених значень величина повноти питомого імпульсу може перебувати в межах від 0,9 до 0,965.

2.5.2. Рідинні газогенератори (ЖГГ).

Конструктивні рішення та особливості внутрішньокамерних процесів значною мірою залежать, чи встановлюються ЖГГ на ЖРД «відкритою» або «закритою» схем. Для двигунів «відкритої» схеми, ЖГГ виконуються із тиском, близьким до тисків основних КС. ЖГГ двигунів "закритої" схеми забезпечують робочим тілом (продуктами згоряння) турбіни з тиском, що значно перевищує тиск в основний КС. Однак, ЖГГ, як окисного, так і відновлювального варіанту, працюють при коефіцієнтах співвідношення компонентів набагато менших значеннях, що встановлюються для КС. Отже, температури, при яких проходить процес у камерах газогенераторів, також сильно відрізняється від температур процесу в КС.

У ЖРД застосовуються двокомпонентні та однокомпонентні ЖГГ. Найбільш широке застосування знаходять двокомпонентні РРР. Для двигунів з допалюванням генераторного газу двокомпонентні ЖГГ природно використовуються як найбільш природні. Можна відзначити, що значна частина питань, пов'язаних з особливостями проектування та відпрацювання цього варіанта ЖГГ, вирішуються за позиціями, прийнятими для КС. Змішувальна головка форсунки та їх розташування на днищах головки виконуються за схемами, що використовуються при виборі аналогічних рішень для КС. У той же час, враховуючи відносно невисокий рівень температур у камері ЖГГ, зазвичай використовується варіант охолодження стінки. На малюнку представлено основну частину двокомпонентного ЖГГ, одного з вітчизняних двигунів.

Мал. 2.45. Двокомпонентний ЖГГ

Подібний варіант ЖГГ був застосований у складі двигуна РД-111 Стрілки на малюнку, показані штуцери введення компонентів.

Розробка однокомпонентних газогенераторів ведеться за іншими принципами. У недалекому минулому, для подібних газогенераторів, як компонент, використовувався перекис водню (Н 2 Про 2). У камері газогенератора розташовувалося спеціальна речовина (каталізатор), взаємодія з яким перекису водню призводило до отримання парів води та газоподібного кисню з високою температурою (від 720 до 1030 До при концентрації 80% і 90%, відповідно). На малюнку (див. рис. 2.46) представлений ПГГ (так називався газогенератор, що виробляє як робоче тіло турбіни пар), розроблений підприємством «Енергомаш» для ЖРД РД-107 та його модифікацій.

Мал. 2.46. Однокомпонентний рідинний газогенератор.

1. Штуцер входу компонента, 2. пакети каталізатора, 3 патрубки виходу пари

Компонент – перекис водню – не єдиний компонент, який може газифікуватися з метою отримання робочого тіла для турбіни. Особливо, якщо врахувати, що перекис водню підвищеної концентрації недостатньо стабільний при зберіганні, доцільно використовувати інші компоненти. Як такі може застосовуватися гідразин і несиметричний диметилгідразин (НДМГ), але для яких, як і перекису водню, потрібні спеціальні каталізатори.

2.5.3. Турбонасосний агрегат (ТНА),

ТНА багато в чому визначає енергетичні характеристики ЗРД. Ступінь досконалості основних вузлів ТНА, турбіни та насосів у процесі створення сучасних зразків завжди знаходиться під пильною увагою розробників двигунів. Для проектантів КС та ЖГГ, питання забезпечення повноти згоряння компонентів, забезпечення температуростійкості та міцності деталей та вузлів визначають успішність подальшої експлуатації створюваного ЖРД. Для фахівця, що працює над створенням ТНА, головними питаннями є: підвищення коефіцієнтів корисної дії турбіни та насосів, міцності їх деталей (лопаток та диска турбіни, крильчаток насосів, корпусів, валу), надійності ущільнень та інших, що визначають надійність і досконалість ТНА. Успішне рішення перерахованих позицій, збільшує питомий імпульс тяги, знижує питому масу ТНА та двигуна. При подальшому розгляді параметрів та характеристик ТНА, буде видно, що перелічені вище позиції прямо залежать від такого параметра, як обороти ротора (система - «турбіна, насоси, вал»).

Вихідними даними для розробки ТНА приймаються типи компонентів, вимоги щодо витрат і тисків, ресурс та інших даних, що випливають із вимог до ЗРД. Проектні опрацювання дозволяють зробити висновок про витрати і параметри робочого тіла для створення необхідної потужності турбіни, необхідної для приводу насосів. За виконання цих робіт визначаються: принципова компоновка ТНА, обороти ротора, системи ущільнень і, зрештою, його масові характеристики.

У роботах над створенням ТНА розробник враховує обов'язкові вимоги, якими він керується:

· Забезпечення основних параметрів (габаритів, маси та деталей кріплень ТНА, що випливають з вимог щодо компонування двигуна) та характеристик протягом заданого ресурсу;

· Забезпечення необхідних витрат і тисків компонентів, встановлених для використання в двигуні;

· Виявлення позицій, що передбачають забезпечення приблизної вартості зразка, що розробляється.

При подальших роботах над створенням ЗРД можуть встановлюватися додаткові вимоги.

Серед основних позицій, що визначають конструктивний вигляд та параметри ТНА, слід вважати компонувальні схеми ТНА. Можливі варіанти схем представлені малюнку (див. рис. 2.47) .

Мал. 2.47. Компонувальні схеми ТНА

а, бі в -однороторні ТНА, г. - багатороторні ТНА

Прийняті позначення: АЛЕ –насоси окислювача, НГ – насоси пального.

Як випливає з розгляду малюнка, варіанти компоновочних схем відрізняться, чи вибирається подальшого опрацювання безредукторна схема або схема з редуктором. При безредукторній схемі часто не вдається вибрати єдині оптимальні обороти для турбіни і кожного з насосів. Однак ТНА з редукторною схемою завжди матиме найгірші масові характеристики. Сучасні ЗРД середніх, великих і дуже великих, отже, приблизна маса ТНА може бути обчислена з використанням наступного виразу:

На малюнку (див. рис. 2.48) дано структурні схеми ТНА, з двостороннім розташуванням насосів та одностороннім. На схемах показано вузли, про які згадувалося вище.

Мал. 2.48. Структурні схеми ТНА

1. Насоси пального, 2. Турбіни, 3. та 4. Внутрішні ущільнення насоса та турбіни, 5. Насос окислювача, 6. Гідродинамічний ущільнення, 7. Проміжне ущільнення.

У ЗРД середніх, великих і дуже великих тяг використовуються газові турбіни з приводом відцентрових насосів. Варіанти компоновок залежать від особливостей варіантів ЗРД, таких як тип компонентів, система запуску ТНА, характеристики продукту, що надходить на турбіну та інші. Конструктивний вигляд ТНА відрізнятиметься і від приватних рішень, що визначаються проектантом на свій розсуд.

Мал. 2.42. ТНА із насосами, з односторонніми входами компонентів

1.Фланець вихлопного колектора, 2. Турбіна, 3. Вхідний патрубок з шнеком, 4. Вхідний патрубок насоса пального, 5. Ресора, 6. Вихідний фланець вихідного патрубка насоса пального, 7. Корпус насоса окислювача 8. насоса пального.

У ТНА корпуси насосів виконані з переднасосами (шнеками), що забезпечують підвищення тиску на вході перед основними, односторонніми крильчатками. Подібний варіант бустерного пристрою виключає виникнення кавітаційного режиму при роботі насоса.

Мал. 2.50. ТНА із насосами, з двосторонніми входами компонентів

1. Фланець вхідного патрубка насоса пального, 2. Вхідний патрубок насоса окислювача, 3. Піростарер, 4. Фланець підведення робочого тіла до турбіни, 5. Турбіна, 6. Вихлопний колектор турбіни.

Представлений вид ТНА, виконаний з газовою двоступінчастою турбіною та двома відцентровими насосами. Насоси мають двосторонні входи компонентів. Конструкція ТНА спроектована із двома валами, з'єднаними ресорою. На одному валу, зі своїми двома підшипниками та ущільненнями, змонтована турбіна та відцентровий насос окислювача. На другому валу, також зі своїми підшипниками та ущільненнями – насос пального. Працездатність підшипників підтримується консистентним мастилом, що заправляється в підшипникові порожнини при складанні ТНА. Одна і друга частини ротора встановлюються окремі корпуси, з'єднані між собою шпильками.

У ТНА ЗРД зазвичай використовуються відцентрові насоси, Для насосів ТНА дуже важливі антикавітаційні властивості, від яких залежить ерозійний вплив на проточну частину насоса, але і, що особливо важливо, можливість зриву всіх параметрів, стабільність яких визначає виконання необхідних завдань всього ЗРД. Підвищення антикавітаційних властивостей насоса забезпечується застосуванням спеціальних пристроїв, деякі схеми яких були представлені на малюнку 2.23. Але найбільш широко, у практиці створення ТНА, застосовуються шнековідцентрові насоси.

Для прикладу малюнку (див. рис. 2.51) наводиться конструкція кисневого шнекоцентробежного насоса.

Рис.2.51. Шнековідцентровий насос.

1. Кришка корпусу, 2. Підшипник, 3. Крильчатка насоса, 4. Корпус насоса. 5. Шнек, 6. Підшипник.

Ефективність насоса залежить від зниження втрат, серед яких основними є:

· Перетікання компонента з порожнини високого тиску (вхід з крильчатки), у вхідну порожнину;

· Тертя компонента про стінки внутрішніх порожнин насоса;

· Тертя в ущільненнях, підшипниках.

Оцінюються перераховані втрати ККД насоса - :

Щільність компонента,

Об'ємна витрата компонента,

Н - напір, що розвивається насосом,

N н - фактична потужність споживана насосом.

Зазвичай ККД насосів ЗРД коливається в межах 0,5...0,8,

Додатково до зазначених положень, на рисунках (див. мал. 2.52) показані конструкції інших бустерних пристроїв - струнних переднасосів (ежекторів).

Рис.2.52. Конструкція струменевого устрою (ежектора).

а- Ежектор з рядом отворів. 1. Корпус ежектора, 2. Отвори підведення компонента, рівнорозташовані по колу, 3. Патрубок підведення компонента. б- Ежектор з набором сопел. 1. Патрубок підведення компонента, 2. Сопла, 3. Корпус ежектора.

Струменеві насоси через низький ККД доцільно застосовувати в двигунах з допалюванням, так як збільшення потужності турбіни при подачі активної рідини високого тиску на ежектор практично не знижує енергетичних характеристик ЗРД. На малюнку. 2.52, анаведена конструкція ежектора з дванадцятьма соплами, розташованими по колу камери змішування з кутом виходу в 18 °. При співвідношенні витрати активної рідини до 25 %, натиск основного потоку значно зростає. Однак ККД такого пристрою на оптимальному режимі досягає трохи більше 0,15. Мала напірна здатність ежекторів при ККД від 0,08 до 0,2 обмежує їх застосування в сучасних ТНА ЗРД.

І рухові установки різних космічних апаратів є переважною сферою застосування ЗРД.

До переваг ЗРД можна віднести наступне:

• Найвищий питомий імпульс у класі хімічних ракетних двигунів (понад 4500 м/с для пари кисень - водень, для гас - кисень - 3500 м/с).
• Керованість тягою: регулюючи витрату палива, можна змінювати величину тяги у великому діапазоні і повністю припиняти роботу двигуна з наступним повторним запуском. Це необхідно при маневруванні апарату у космічному просторі.
• При створенні великих ракет, наприклад, носіїв, що виводять на навколоземну орбіту багатотонні вантажі, використання ЗРД дозволяє досягти вагової переваги в порівнянні з твердопаливними двигунами (РДТТ). По-перше, рахунок більш високого питомого імпульсу, а по-друге, рахунок того, що рідке паливо на ракеті міститься в окремих баках, з яких воно подається в камеру згоряння за допомогою насосів. За рахунок цього тиск у баках значно (у десятки разів) нижче, ніж у камері згоряння, а самі баки виконуються тонкостінними та відносно легкими. У РДТТ контейнер палива є одночасно камерою згоряння, і повинен витримувати високий тиск (десятки атмосфер), а це спричиняє збільшення його ваги. Чим більший обсяг палива в ракеті, тим більший розмір контейнерів для його зберігання, і тим більше дається взнаки вагова перевага ЖРД у порівнянні з РДТТ, і навпаки: для малих ракет наявність турбонасосного агрегату зводить нанівець цю перевагу.

Недоліки ЗРД:

• ЖРД і ракета на його основі значно складніше влаштовані, і більш дорогі, ніж еквівалентні за можливостями твердопаливні (незважаючи на те, що 1 кг рідкого палива в кілька разів дешевший від твердого). Транспортувати рідинну ракету необхідно з більшими обережностями, а технологія підготовки її до пуску складніша, трудомістка і вимагає більше часу (особливо при використанні зріджених газів як компоненти палива), тому для ракет військового призначення перевага в даний час виявляється твердопаливним двигунам через їх більш високу надійності, мобільності та боєздатності.

• Компоненти рідкого палива у невагомості некеровано переміщуються у просторі баків. Для їх осадженнянеобхідно застосовувати спеціальні заходи, наприклад, включати допоміжні двигуни, що працюють на твердому паливі або на газі.

• В даний час для хімічних ракетних двигунів (у тому числі і для ЖРД) досягнуто межі енергетичних можливостей палива, і тому теоретично не передбачається можливість суттєвого збільшення їх питомого імпульсу, а це обмежує можливості ракетної техніки, що базується на використанні хімічних двигунів, які вже освоєні двома напрямками. :
  1. Космічні польоти в навколоземному просторі (як пілотовані, так і безпілотні).
  2. Дослідження космосу в межах Сонячної системи за допомогою автоматичних апаратів (Вояджер, Галілео).

Якщо короткочасна пілотована експедиція до Марса чи Венері на ЖРД ще представляється можливою (хоча існують сумніви щодо доцільності такого роду польотів), то подорожі до більш далеких об'єктів Сонячної системи розміри необхідної цього ракети і тривалість польоту виглядають нереалістично.

Рідкісні ракетні двигуни затребувані і будуть затребувані ще дуже довго, тому що жодна інша техніка не в змозі більш надійно та економічно підняти вантаж із Землі та вивести його на навколоземну орбіту. Вони безпечні з погляду екології, особливо ті, що працюють на рідкому кисні та гасі. Але для польотів до зірок та інших галактик ЖРД, звичайно, зовсім непридатні. Маса всієї метагалактики – 10 56 грамів. Для того щоб розігнатися на ЗРД хоча б до чверті швидкості світла, буде потрібно зовсім неймовірний обсяг палива - 10 3200 грамів, так що навіть думати про це безглуздо. ЖРД має свою нішу - маршеві двигуни. На рідинних двигунах можна розігнати носій до другої космічної швидкості, долетіти до Марса і все.

Паливна система

Паливна система ЖРД включає всі елементи, що служать для подачі палива в камеру згоряння, - паливні баки, трубопроводи, турбонасосний агрегат (ТНА) - вузол, що складається з насосів і турбіни, змонтованих на єдиному валу, форсункова головка, і клапани, що регулюють подачу палива.

Насосна подачапалива дозволяє створити в камері двигуна високий тиск від десятків атмосфер до 250 ат (ЖРД 11Д520 РН «Зеніт»). Високий тиск забезпечує великий ступінь розширення робочого тіла, що є передумовою досягнення високого значення питомого імпульсу . Крім того, при великому тиску в камері згоряння досягається найкраще значення тяговозброєності двигуна - відношення величини тяги до ваги двигуна. Чим більше значення цього показника, тим менші розміри і маса двигуна (при тій же величині тяги), і тим вищий рівень його досконалості. Переваги насосної системи особливо позначаються на ЖРД з великою тягою - наприклад, у рухових установках ракет-носіїв.

На рис. 1 відпрацьовані гази з турбіни ТНА надходять через форсункову головку камеру згоряння разом з компонентами палива (11). Такий двигун називається двигуном із замкнутим циклом (інакше - із закритим циклом), при якому вся витрата палива, включаючи використовуване у приводі ТНА, проходить через камеру згоряння ЗРД. Тиск на виході турбіни в такому двигуні, очевидно, має бути вищим, ніж у камері згоряння ЖРД, а на вході в газогенератор (6), що живить турбіну, - ще вище. Щоб задовольнити цим вимогам, для приводу турбіни використовуються самі компоненти палива (під високим тиском), у яких працює сам ЖРД (з іншим співвідношенням компонентів, зазвичай, з надлишком пального , щоб знизити теплове навантаження на турбіну).

Альтернативою замкнутому циклу є відкритий цикл, при якому вихлоп турбіни проводиться прямо в довкілля через відвідний патрубок. Реалізація відкритого циклу технічно простіше, оскільки робота турбіни не пов'язана з роботою камери ЗРД, і в цьому випадку ТНА взагалі може мати свою незалежну паливну систему, що спрощує процедуру запуску всієї рухової установки. Але системи із замкнутим циклом мають дещо кращі значення питомого імпульсу, і це змушує конструкторів долати технічні труднощі їх реалізації, особливо великих двигунів ракет-носіїв, яких пред'являються особливо високі вимоги за цим показником.

У схемі на рис. 1 один ТНА нагнітає обидва компоненти, що допустимо у випадках, коли компоненти мають сумірні щільності. Для більшості рідин, що використовуються як компоненти ракетного палива, щільність коливається в діапазоні 1 ± 0,5 г/см³, що дозволяє використовувати один турбопривід для обох насосів. Виняток становить рідкий водень, який при температурі 20 К має щільність 0,071 г/см3. Для такої легкої рідини потрібен насос з іншими характеристиками, у тому числі зі значно більшою швидкістю обертання. Тому, у разі використання водню як пального, для кожного компонента передбачається незалежний ТНА.

При невеликій тязі двигуна (і, отже, невеликі витрати палива) турбонасосний агрегат стає занадто «важковаговим» елементом, що погіршує вагові характеристики рухової установки. Альтернативою насосної паливної системи служить витісняльна, при якій надходження палива в камеру згоряння забезпечується тиском наддуву в паливних баках, створюване стислим газом, найчастіше азотом, який негорючий, неотруйний, не є окислювачем і порівняно дешевий у виробництві. Для наддуву баків з рідким воднем використовується гелій, оскільки інші гази за нормальної температури рідкого водню конденсуються і перетворюються на рідини.

При розгляді функціонування двигуна з витіснювальною системою подачі палива із схеми на рис. 1 виключається ТНА, а компоненти палива надходять із баків прямо на головні клапани ЖРД (9, 10). Тиск у паливних баках при витіснювальній подачі має бути вищим, ніж у камері згоряння, баки - міцніше (і важче), ніж у разі насосної паливної системи. Насправді тиск у камері згоряння двигуна з витіснювальною подачею палива обмежується величинами 10-15 ат . Зазвичай такі двигуни мають порівняно невелику тягу (не більше 10 т ). Перевагами витіснювальної системи є простота конструкції та швидкість реакції двигуна на команду пуску, особливо, у разі використання самозаймистих компонентів палива. Такі двигуни служать до виконання маневрів космічних апаратів у космічному просторі. Витіснювальна система була застосована у всіх трьох рухових установках місячного корабля «Аполлон» - службовою (тяга 9760 кгс), посадковою (тяга 4760 кгс), та злітною (тяга 1950 кгс).

Форсункова головка- Вузол, в якому змонтовані форсунки, призначені для впорскування компонентів палива в камеру згоряння. (Часто можна зустріти неправильну назву цього вузла "змішувальна головка". Це - неточний переклад, калька з англомовних статей. Суть помилки - змішання компонентів палива відбувається в першій третині камери згоряння, а не в форсуночній головці.) Головна вимога до форсунок - максимально швидке і ретельне перемішування компонентів під час вступу до камери, оскільки від цього залежить швидкість їх займання і згоряння.
Через форсункову головку двигуна F-1, наприклад, в камеру згоряння щомиті надходить 1,8 т рідкого кисню і 0,9 т гасу. І час знаходження кожної порції цього палива та продуктів його згоряння в камері обчислюється мілісекундами. За цей час паливо повинно згоріти наскільки можливо повніше, тому що паливо, що не згоріло, - це втрата тяги і питомого імпульсу. Вирішення цієї проблеми досягається рядом заходів:

• Максимальне збільшення числа форсунок в голівці з пропорційною мінімізацією витрати через одну форсунку. (У форсуночній головці двигуна F-1 встановлюється 2600 форсунок для кисню та 3700 форсунок для гасу).
• Спеціальна геометрія розташування форсунок у голівці та порядок чергування форсунок пального та окислювача.
• Спеціальна форма каналу форсунки, завдяки якій при русі каналом рідини повідомляється обертання, і при вступі в камеру вона розкидається в сторони відцентровою силою .

Система охолодження

Зважаючи на стрімкість процесів, що відбуваються в камері згоряння ЖРД, лише мізерна частина (частки відсотка) всієї теплоти, що виробляється в камері, передається конструкції двигуна, однак, через високу температуру горіння (іноді - понад 3000 К), і значну кількість тепла, що виділяється, навіть малої його частини достатньо для термічного руйнування двигуна, тому проблема запобігання матеріальній частині ЗРД від високих температур дуже актуальна. Для її вирішення існують два важливі методи, які нерідко поєднуються - охолодження і теплозахист.

Для ЗРД з насосною подачею палива в основному застосовуються один метод охолодження спільно з одним методом теплозахисту стінок камери ЗРД: проточне охолодженняі пристінний шар [невідомий термін]. Для невеликих двигунів з витіснювальною паливною системою часто застосовується абляційний метод охолодження.

Проточне охолодженняполягає в тому, що в стінці камери згоряння і верхньої частини сопла, що найбільш нагрівається тим чи іншим способом створюється порожнина (іноді звана «сорочкою охолодження»), через яку перед надходженням у форсункову головку проходить один з компонентів палива (зазвичай - пальне), охолоджуючи таким чином стінку камери.

Якщо тепло, поглинене охолодним компонентом, повертається в камеру разом із самим теплоносієм, то така система називається « регенеративної»Якщо відведене тепло не потрапляє в камеру згоряння, а скидається назовні, то це називається « незалежнимметодом проточного охолодження.

Розроблено різні технологічні прийоми до створення сорочки охолодження. Камера ЖРД-ракети Фау-2, наприклад, складалася з двох сталевих оболонок, внутрішньої (т.з. «вогневої стінки») та зовнішньої, що повторювали форму один одного. За зазором між цими оболонками проходив охолодний компонент (етанол). Через технологічні відхилення товщини зазору виникали нерівномірності перебігу рідини, в результаті створювалися локальні зони перегріву внутрішньої оболонки, яка часто прогоряла в цих зонах з катастрофічними наслідками.

У сучасних двигунах внутрішня частина стінки камери виготовляється із високотеплопровідних бронзових сплавів. У ній створюються тонкі стінні вузькі канали методом фрезерування (15Д520 РН 11К77 «Зеніт» , РН 11К25 «Енергія»), або травлення кислотою (SSME Space Shuttle). Зовні ця конструкція щільно охоплюється листовою оболонкою, що несе, зі сталі або титану, яка сприймає силове навантаження внутрішнього тиску камери. По каналах циркулює компонент, що охолоджує. Іноді сорочка охолодження збирається з тонких теплопровідних трубок для герметичності пропаяних бронзовим сплавом, але такі камери розраховані на нижчий тиск.

Запуск ЗРД

Запуск ЖРД - відповідальна операція, що загрожує важкими наслідками у разі виникнення нештатних ситуацій під час її виконання.

Якщо компоненти палива є самозаймистими, тобто вступають у хімічну реакцію горіння при фізичному контакті один з одним (наприклад, гептил / азотна кислота), ініціація процесу горіння не викликає проблем. Але якщо компоненти не є такими (наприклад кисень/гас), необхідний зовнішній ініціатор займання, дія якого повинна бути точно узгоджена з подачею компонентів палива в камеру згоряння. Паливна суміш, що не згоріла, - це вибухівка великої руйнівної сили, і накопичення її в камері загрожує важкою аварією.

Після займання палива підтримка безперервного процесу його горіння відбувається само собою: паливо, що знову надходить в камеру згоряння, займається за рахунок високої температури, створеної при згорянні раніше введених порцій.

Для початкового займання палива в камері згоряння під час запуску ЗРД використовуються різні методи:

• Використання самозаймистих компонентів (як правило, на основі фосфоровмісних пускових горючих самозаймистих при взаємодії з киснем), які на самому початку процесу запуску двигуна вводяться в камеру через спеціальні, додаткові форсунки з допоміжної паливної системи, а після початку горіння подаються основні компоненти. Наявність додаткової паливної системи ускладнює пристрій двигуна, проте дозволяє його неодноразовий повторний запуск.
• Електричний займист, що розміщується в камері згоряння поблизу форсуночної головки, який при включенні створює електричну дугу або серію іскрових розрядів високої напруги. Такий запальник – одноразовий. Після займання палива він згоряє.
• Піротехнічний запалювач. Поблизу форсуночної головки в камері розміщується невелика піротехнічна шашка запальної дії, яка підпалюється електричним запалом.

Автоматика запуску двигуна погоджує за часом дію запальника та подачу палива.

Запуск великих ЗРД з насосною паливною системою складається з декількох стадій: спочатку запускається і набирає обертів ТНА (цей процес також може складатися з декількох фаз), потім включаються головні клапани ЗРД, як правило, в два або більше ступенів з поступовим набором тяги від ступеня до щаблі до нормальної.

Для відносно невеликих двигунів практикується запуск із виходом ЖРД відразу на 100% тяги, що називається «гарматним».

Система автоматичного керування ЗРД

Сучасний ЗРД забезпечується досить складною автоматикою, яка повинна виконувати такі завдання:

• Безпечний пуск двигуна та виведення його на основний режим.
• Підтримка стабільного режиму роботи.
• Зміна тяги відповідно до програми польоту або команди зовнішніх систем управління.
• Відключення двигуна після досягнення ракетою заданої орбіти (траєкторії).
• Регулювання співвідношення компонентів.

Через технологічний розкид гідравлічних опорів трактів пального та окислювача співвідношення витрат компонентів у реального двигуна відрізняється від розрахункового, що тягне за собою зниження тяги та питомого імпульсу по відношенню до розрахункових значень. В результаті ракета може так і не виконати своє завдання, витративши повністю один із компонентів палива. На зорі ракетобудування з цим боролися, створюючи гарантійний запас палива (ракету заправляють більшою, ніж розрахункове, кількістю палива, щоб його вистачило за будь-яких відхилень реальних умов польоту від розрахункових). Гарантійний запас палива створюється рахунок корисного вантажу. В даний час великі ракети обладнуються системою автоматичного регулювання співвідношення витрати компонентів, яка дозволяє підтримувати це співвідношення близьким до розрахункового, скоротити таким чином гарантійний запас палива і відповідно збільшити масу корисного навантаження.
Система автоматичного управління рухової установкою включає датчики тиску і витрати в різних точках паливної системи, а виконавчими органами її є головні клапани ЖРД і клапани управління турбіною (на рис. 1 - позиції 7, 8, 9 і 10).

Компоненти пального

Вибір компонентів палива є одним з найважливіших рішень при проектуванні ЗРД, що визначає багато деталей конструкції двигуна та наступні технічні рішення. Тому вибір палива для ЗРД виконується при всебічному розгляді призначення двигуна та ракети, на якій він встановлюється, умов їх функціонування, технології виробництва, зберігання, транспортування до місця старту тощо.

Одним з найважливіших показників, що характеризують поєднання компонентів, є питомий імпульс, який має особливо важливе значення при проектуванні ракет-носіїв космічних апаратів, так як від нього сильно залежить співвідношення маси палива і корисного вантажу, а отже, розміри і маса всієї ракети ( см. Формула Ціолковського), які при недостатньо високому значенні питомого імпульсу можуть виявитися нереальними. У таблиці 1 наведено основні характеристики деяких поєднань компонентів рідкого палива.

Таблиця 1

Окислювач	Пальне	Усереднена щільність палива , г/см³	Температура у камері згоряння, К	Порожній питомий імпульс, з
Кисень	Водень	0,3155	3250	428
	Гас	1,036	3755	335
	Несиметричний диметилгідразин	0,9915	3670	344
	Гідразін	1,0715	3446	346
	Аміак	0,8393	3070	323
Тетраоксид діазоту	Гас	1,269	3516	309
	Несиметричний диметилгідразин	1,185	3469	318
	Гідразін	1,228	3287	322
Фтор	Водень	0,621	4707	449
	Гідразін	1,314	4775	402
	Пентаборан	1,199	4807	361

Однокомпонентними є і реактивні двигуни, що працюють на холодному стиснутому газі (наприклад повітрі або азоті). Такі двигуни називаються газореактивними і складаються з клапана та сопла. Газореактивні двигуни застосовуються там, де неприпустимий тепловий і хімічний вплив вихлопного струменя, і де основною вимогою є простота конструкції. Цим вимогам повинні задовольняти, наприклад, індивідуальні пристрої переміщення та маневрування космонавтів (УПМК), розташовані в ранці за спиною та призначені для переміщення під час робіт поза космічного корабля. УПМК працюють від двох балонів зі стисненим азотом, що подається через соленоїдні клапани в рухову установку, що складається з 16 двигунів.

Трикомпонентні ЗРД

З початку 1970-х років в СРСР і США вивчалася концепція трьохкомпонентних двигунів, які поєднували б у собі високе значення питомого імпульсу при використанні в якості пального водню, і більш високу усереднену щільність палива (а отже, менший обсяг і вага паливних баків), характерну для вуглеводневого пального. При запуску такий двигун працював би на кисні та гасі, а на великих висотах перемикався на використання рідких кисню та водню. Такий підхід, можливо, дозволить створити одноступеневий космічний носій. Російським прикладом трикомпонентного двигуна є ЖРД РД-701, який був розроблений для багаторазової транспортно-космічної системи МАКС.

Можливе також використання двох палив одночасно - наприклад водень - берилій - кисень і водень - літій - фтор (берилій і літій горять, а водень здебільшого використовується як робоче тіло), що дозволяє досягти значень питомого імпульсу в районі 550-560 секунд, проте технічно дуже складно та ніколи не використовувалося на практиці.

Управління ракетою

У рідинних ракетах двигуни часто крім основної функції - створення тяги - виконують роль органів управління польотом. Вже перша керована балістична ракета Фау-2 управлялася за допомогою 4 графітних газодинамічних кермів, поміщених в реактивний струмінь двигуна по периферії сопла. Відхиляючись, ці керма відхиляли частину реактивного струменя, що змінювало напрямок вектора тяги двигуна, і створювало момент сили щодо центру мас ракети, що було керуючим впливом. Цей спосіб помітно знижує тягу двигуна, до того ж графітні керма в реактивному струмені схильні до сильної ерозії і мають дуже малий тимчасовий ресурс.
У сучасних системах керування ракетами використовуються поворотні камериЗРД, які кріпляться до несучих елементів корпусу ракети за допомогою шарнірів, що дозволяють повертати камеру в одній або двох площинах. Компоненти палива підводяться до камери за допомогою гнучких трубопроводів-сільфонів. При відхиленні камери від осі, паралельної осі ракети, тяга камери створює необхідний момент сили, що управляє. Повертаються камери гідравлічними або пневматичними кермовими машинками, які виконують команди, що виробляються системою управління ракетою.
У російському космічному носії "Союз-2" крім 20 основних, нерухомих камер рухової установки є 12 поворотних (кожна - у своїй площині) керуючих камер меншого розміру. Кермові камери мають загальну паливну систему із основними двигунами.
З 11 маршових двигунів (всіх щаблів) ракети-носія «Сатурн-5» дев'ять (крім центральних 1-го та 2-го щаблів) є поворотними, кожен - у двох площинах. При використанні основних двигунів як керуючих робочий діапазон повороту камери становить не більше ±5°: через велику тягу основної камери і розташування її в кормовому відсіку, тобто на значній відстані від центру мас ракети, навіть невелике відхилення камери створює значний момент, що управляє .

Крім поворотних камер, іноді використовуються двигуни, що служать тільки для керування і стабілізації літального апарату. Дві камери із протилежно спрямованими соплами жорстко закріплюються на корпусі апарату таким чином, щоб тяга цих камер створювала момент сили навколо однієї з головних осей апарату. Відповідно, для керування по двох інших осях також встановлюються свої пари керуючих двигунів. Ці двигуни (як правило, однокомпонентні) включаються та вимикаються по команді системи керування апаратом, розгортаючи його у необхідному напрямку. Такі системи управління зазвичай використовуються для орієнтації літальних апаратів у космічному просторі.

• Всесвітньо відомі ЖРД

S-IC engines and Von Braun.jpg

Двигуна установка North American Rockwell, Rocketdyne F-1. 5 двигунів встановлені на 1-му ступені космічного носія «Сатурн-5». Ці двигуни забезпечили політ людини на Місяць. Тяга на рівні моря - 691 тс. Перший політ – 1967 рік

Див. також

• ОРМ (двигун), ОРМ-1, ОРМ-12, ОРМ-4, ОРМ-5, ОРМ-52, ОРМ-65, ОРМ-8, ОРМ-9
• РД-0120, РД-107, РД-108, РД-170, РД-701

Напишіть відгук про статтю "Рідинний ракетний двигун"

Посилання

• А. А. Дорофєєв.. МДТУ ім. Н. Е. Баумана. М., 1999.
• І. І. Шунейко.. М., 1973.
• . Сюжет телестудії Роскосмосу.

Примітки

Поворотно-поступальні Кількість тактів Розташування циліндрів Типи поршнів Спосіб займання Роторні Комбіновані Основні типи Безкомпресорні Модифікації та гібридні системи Хімічні Рідинні Ядерні Електричні Інші На вигляд робочого тіла За конструктивними особливостями Асинхронні Синхронні Інші

Уривок, що характеризує Рідкісний ракетний двигун

- До його величності з дорученням.
- Ось він! – сказав Борис, якому почулося, що Ростову потрібна була його високість, замість його величності.
І він вказав йому на великого князя, який за сто кроків від них, у касці та в кавалергардському колеті, зі своїми піднятими плечима та нахмуреними бровами, що то кричав австрійському білому та блідому офіцеру.
— Та це ж великий князь, а мені до головнокомандувача чи до государя, — сказав Ростов і торкнувся був кінь.
- Граф, граф! - Кричав Берг, такий же жвавий, як і Борис, підбігаючи з іншого боку, - граф, я в праву руку поранений (говорив він, показуючи кисть руки, закривавлену, обв'язану носовою хусткою) і залишився у фронті. Граф, тримаю шпагу в лівій руці: у нашій породі фон Бергів, граф, усі були лицарі.
Берг ще щось казав, але Ростов, не дослухавши його, поїхав далі.
Проїхавши гвардію і порожній проміжок, Ростов, щоб не потрапити знову до першої лінії, як він потрапив під атаку кавалергардів, поїхав по лінії резервів, далеко об'їжджаючи те місце, де чулася найспекотніша стрілянина і канонада. Раптом попереду себе й за нашими військами, в тому місці, де він ніяк не міг припускати ворога, він почув близьку стрілянину.
"Що це може бути? – подумав Ростов. – Ворог у тилу наших військ? Не може бути, - подумав Ростов, і страх страху за себе і за результат битви раптом знайшов на нього. — Що б це не було, проте,— подумав він,— тепер уже нема чого об'їжджати. Я повинен шукати головнокомандувача тут, і якщо все загинуло, то і моя справа загинути з усіма разом».
Погане передчуття, що раптом знайшло на Ростова, підтверджувалося все більше і більше, ніж далі він в'їжджав у зайнятий натовпами різнорідних військ простір, що знаходиться за селом Працом.
- Що таке? Що таке? По кому стріляють? Хто стріляє? - питав Ростов, рівняючись з російськими та австрійськими солдатами, що бігли перемішаними натовпами навперейми його дороги.
– А чорт їх знає? Усіх побив! Пропадай все! – відповідали йому російською, німецькою і чеською натовпи тих, хто біг і не розумів так само, як і він, того, що тут робилося.
- Бий німців! – кричав один.
- А чорт їх дери, - зрадників.
– Zum Henker diese Ruesen… — щось бурчав німець.
Декілька поранених йшли дорогою. Лайки, крики, стогін зливалися в один загальний гомін. Стрілянина затихла і, як потім дізнався Ростов, стріляли один в одного російські та австрійські солдати.
"Боже мій! що це таке? – думав Ростов. – І тут, де щохвилини государ може побачити їх… Але ні, це, певно, лише кілька мерзотників. Це минеться, це не те, це не може бути, – думав він. - Тільки швидше, швидше проїхати їх!
Думка про поразку і втечу не могла спасти на думку Ростову. Хоча він і бачив французькі знаряддя та війська саме на Праценській горі, на тій самій, де йому наказано було шукати головнокомандувача, він не міг і не хотів вірити цьому.

Біля села Праца Ростову наказано було шукати Кутузова та государя. Але тут не тільки не було їх, але не було жодного начальника, а були різнорідні юрби розстроєних військ.
Він поганяв утомленого вже коня, щоб скоріше проїхати ці натовпи, але чим далі він посувався, тим натовпи ставали засмученішими. Великою дорогою, на яку він виїхав, юрмилися коляски, екіпажі всіх сортів, російські та австрійські солдати, всіх родів військ, поранені та непоранені. Все це гуло і змішано копошилося під похмурий звук ядер з французьких батарей, поставлених на Праценських висотах.
- Де государ? де Кутузов? – питав Ростов у всіх, кого міг зупинити, і ні від кого не міг отримати відповіді.
Нарешті, схопивши за комір солдата, він змусив його відповісти собі.
– Е! брате! Давно вже всі там, уперед втекли! - Сказав Ростову солдат, сміючись чомусь і вириваючись.
Залишивши цього солдата, який, вочевидь, був п'яний, Ростов зупинив коня денщика чи берейтора важливого обличчя і почав розпитувати його. Денщик оголосив Ростову, що государя з годину тому провезли на весь карет по цій самій дорозі, і що государ небезпечно поранений.
- Не може бути, - сказав Ростов, - мабуть, інший хто.
– Сам я бачив, – сказав денщик із самовпевненою усмішкою. — Вже мені час знати государя: здається, скільки разів у Петербурзі ось так то бачив. Блідий, преблідний у кареті сидить. Четверню вороних як припустить, батьки мої, повз нас прогримів: час, здається, і царських коней та Іллю Івановича знати; здається, з іншим як із царем Ілля кучер не їздить.
Ростов пустив його коня і хотів їхати далі. Офіцер, який ішов повз поранений, звернувся до нього.
– Та вам кого треба? - Запитав офіцер. – Головнокомандувача? Так убито ядром, у груди вбито при нашому полку.
– Не вбито, поранено, – поправив інший офіцер.
- Та хто? Кутузов? - Запитав Ростов.
- Не Кутузов, а як пак його, - ну, та все одно, живих не багато залишилося. Он туди ступайте, он до того села, там усе начальство зібралося, - сказав цей офіцер, вказуючи на село Гостієрадек, і пройшов повз.
Ростов їхав кроком, не знаючи, навіщо і до кого він тепер поїде. Государ поранений, бій програно. Не можна було вірити цьому тепер. Ростов їхав тим напрямком, який йому вказали і яким виднілися вдалині вежа і церква. Куди йому було поспішати? Що йому було тепер говорити государю чи Кутузову, якби навіть вони й були живі та не поранені?
- Цією дорогою, ваше благородіє, їдьте, а тут просто вб'ють, - закричав йому солдат. – Тут уб'ють!
– О! що кажеш! сказав інший. - Куди він поїде? Тут ближчий.
Ростов замислився і поїхав саме в тому напрямку, де йому казали, що вб'ють.
«Тепер все одно: якщо пан поранений, невже мені берегти себе?» думав він. Він в'їхав у той простір, на якому найбільше загинуло людей, що тікають із Працена. Французи ще не займали цього місця, а росіяни, які були живі або поранені, давно залишили його. На полі, як копи на гарній ріллі, лежало чоловік десять, п'ятнадцять убитих, поранених на кожній десятині місця. Поранені сповзалися по два, по три разом, і чулися неприємні, іноді удавані, як здавалося Ростову, їхні крики та стогін. Ростов пустив коня риссю, щоб не бачити всіх цих страждаючих людей, і йому стало страшно. Він боявся не за своє життя, а за ту мужність, яка йому потрібна була і яка, він знав, не витримає вигляду цих нещасних.
Французи, що перестали стріляти по цьому, усеяному мертвими і пораненими, полю, бо вже нікого на ньому живого не було, побачивши ад'ютанта, що їхав по ньому, навели на нього зброю і кинули кілька ядер. Почуття цих свистячих, страшних звуків і навколишні мерці злилися для Ростова в одне враження жаху та жалю до себе. Йому згадався останній лист матері. "Що б вона відчула, - подумав він, - якби вона бачила мене тепер тут, на цьому полі і з спрямованими на мене знаряддями".
У селі Гостиерадеке були хоч і поплутані, але у більшому порядку російські війська, що йшли геть із поля битви. Сюди вже не діставали французькі ядра, і звуки стрілянини здавалися далекими. Тут всі вже ясно бачили і казали, що бій програно. До кого не звертався Ростов, ніхто не міг сказати йому, ні де був государ, ні де був Кутузов. Одні казали, що слух про рану государя справедливий, інші говорили, що ні, і пояснювали цю хибну поширювану чутку тим, що, справді, в кареті государя проскакав назад з поля битви блідий і переляканий обер гофмаршал граф Толстой, який виїхав з іншими в свиті імпер. на полі битви. Один офіцер сказав Ростову, що за селом, ліворуч, він бачив когось із вищого начальства, і Ростов поїхав туди, вже не сподіваючись знайти когось, але тільки для того, щоб перед самим собою очистити своє сумління. Проїхавши версти три і минули останні російські війська, біля городу, обкопаного канавою, Ростов побачив двох вершників, що стояли проти канави. Один, з білим султаном на капелюсі, здався чомусь знайомим Ростову; другий, незнайомий вершник, на прекрасному рудому коні (кінь цей здався знайомому Ростову) під'їхав до канави, штовхнув коня шпорами і, випустивши поводи, легко перестрибнув через канаву городу. Тільки земля обсипалася з насипу від задніх копит коня. Круто повернувши коня, він знову перестрибнув канаву і шанобливо звернувся до вершника з білим султаном, очевидно, пропонуючи йому зробити те саме. Вершник, якого постать здалася знайома Ростову і чомусь мимоволі прикувала до себе його увагу, зробив негативний жест головою і рукою, і з цього жесту Ростов миттєво впізнав свого оплакуваного, обожнюваного государя.
«Але не міг бути він, один серед цього порожнього поля», подумав Ростов. У цей час Олександр повернув голову, і Ростов побачив улюблені риси, що так жваво врізалися в його пам'яті. Государ був блідий, щоки його впали і очі впали; але тим більше принади, лагідності було в його рисах. Ростов був щасливий, переконавшись у тому, що чутка про рану государя була несправедлива. Він був щасливий, що його бачив. Він знав, що міг, навіть мав прямо звернутися до нього і передати те, що наказано йому передати від Долгорукова.
Але як закоханий юнак тремтить і мліє, не сміючи сказати того, про що він мріє ночі, і злякано оглядається, шукаючи допомоги або можливості відстрочки та втечі, коли настала бажана хвилина, і він стоїть наодинці з нею, так і Ростов тепер, досягнувши того , чого він хотів найбільше у світі, не знав, як підступити до государя, і йому уявлялися тисячі міркувань, чому це було незручно, непристойно і неможливо.
Як! Я ніби радий нагоді скористатися тим, що він один і в зневірі. Йому неприємно і важко може здатися невідома особа в цю хвилину смутку; потім, що я можу сказати йому тепер, коли при одному погляді на нього в мене завмирає серце і пересихає в роті? Жодна з тих незліченних промов, які він, звертаючи до государя, складав у своїй уяві, не спадала йому тепер на думку. Ті промови здебільшого трималися зовсім за інших умов, ті говорили здебільшого за хвилину перемог та урочистостей і переважно на смертному одрі від отриманих ран, тоді як государ дякував йому за геройські вчинки, і він, вмираючи, висловлював йому підтверджену насправді любов свою.
«Потому, що ж я питатиму государя про його накази на правий фланг, коли вже тепер 4-я година вечора, і бій програно? Ні, рішуче я не маю під'їжджати до нього. Не повинен порушувати його задумливість. Краще померти тисячу разів, ніж отримати від нього поганий погляд, погана думка», вирішив Ростов і з сумом і з розпачом у серці поїхав геть, безперестанку оглядаючись на все ще нерішучості государя, що стояв у тому ж положенні.
Коли Ростов робив ці міркування і сумно від'їжджав від государя, капітан фон Толь випадково наїхав на те саме місце і, побачивши государя, прямо під'їхав до нього, запропонував йому свої послуги і допоміг перейти пішки через канаву. Государ, бажаючи відпочити і почуваючи себе нездоровим, сів під яблучне дерево, і Толь зупинився біля нього. Ростов здалеку з заздрістю і каяттю бачив, як фон Толь щось довго і з жаром говорив государю, як государ, мабуть, заплакавши, заплющив очі рукою і потис руку Толю.
"І це я міг би бути на його місці?" подумав про себе Ростов і, ледве утримуючи сльози жалю про долю государя, у розпачі поїхав далі, не знаючи, куди і навіщо він тепер їде.
Його розпач був тим сильнішим, що він відчував, що його власна слабкість була причиною його горя.
Він міг би… не тільки міг би, але він мав би під'їхати до государя. І це була єдина нагода показати государеві свою відданість. І він не скористався ним… Що я наробив? подумав він. І він повернув коня і поскакав назад до того місця, де бачив імператора; але нікого вже не було за канавою. Тільки їхали вози та екіпажі. Від одного кучеря Ростов дізнався, що Кутузовський штаб знаходиться неподалік села, куди йшли обози. Ростов поїхав за ними.
Попереду йшов берейтор Кутузова, ведучи коней у попонах. За берейтором їхав візок, і за возом йшов старий дворовий, у картузі, кожусі та з кривими ногами.
- Тіт, а Тіт! – сказав берейтор.
– Чого? – неуважно відповів старий.
– Тіт! Іди молотити.
– Е, дурню, тьху! – сердито плюнув, сказав старий. Минуло кілька часу мовчазного руху, і повторився знову той самий жарт.
О п'ятій годині вечора бій був програний на всіх пунктах. Понад сто знарядь перебувало вже у владі французів.
Пржебишевський зі своїм корпусом поклав зброю. Інші колони, розгубивши близько половини людей, відступали засмученими, перемішаними натовпами.
Залишки військ Ланжерона і Дохтурова, змішавшись, тіснилися біля ставків на греблях і берегах біля села Аугеста.
О 6-й годині тільки біля греблі Аугеста ще чулася спекотна канонада одних французів, що збудували численні батареї на спуску Праценських висот і били по наших відступаючих військах.
В ар'єргарді Дохтуров та інші, збираючи батальйони, відстрілювалися від французької кавалерії, яка переслідувала наших. Починало сутеніти. На вузькій греблі Аугеста, на якій стільки років мирно сидів у ковпаку дідок мірошник з вудками, тоді як онук його, засукавши рукави сорочки, перебирав у лійці срібну рибу, що тремтіла; на цій греблі, якою стільки років мирно проїжджали на своїх парних возах, навантажених пшеницею, у волохатих шапках та синіх куртках морави і, запилені борошном, з білими возами їхали тією самою греблею, – на цій вузькій греблі тепер між фурами та гарматами, під кіньми і між коліс юрмилися спотворені страхом смерті люди, давлячи один одного, вмираючи, крокуючи через вмираючих і вбиваючи один одного для того, щоб, пройшовши кілька кроків, бути точно. так само вбитими.
Кожні десять секунд, нагнітаючи повітря, шльопало ядро ​​або розривалася граната в середині цього густого натовпу, вбиваючи та оббризкуючи кров'ю тих, що стояли близько. Долохов, поранений у руку, пішки з десятком солдатів своєї роти (він був уже офіцер) і його полковий командир, верхи, являли собою залишки всього полку. Ваблені натовпом, вони втіснилися у вхід до греблі і, стиснуті з усіх боків, зупинилися, бо попереду впав кінь під гарматою, і натовп витягав його. Одне ядро ​​вбило когось ззаду їх, інше вдарилося попереду і забризкало кров'ю Долохова. Натовп відчайдушно насунувся, стиснувся, рушив кілька кроків і знову зупинився.
Пройти ці сто кроків і, мабуть, врятований; простояти ще дві хвилини, і загинув, мабуть, думав кожен. Долохов, що стояв у середині натовпу, рвонувся до краю греблі, збивши з ніг двох солдатів, і втік на слизький лід, що вкрив ставок.
– Згортай, – закричав він, підстрибуючи по льоду, що тріщав під ним, – згортай! – кричав він на зброю. - Тримає!
Лід тримав його, але гнувся і тріщав, і очевидно було, що не тільки під знаряддям чи натовпом народу, але під ним одним він зараз звалиться. На нього дивилися і тулилися до берега, не наважуючись ще ступити на кригу. Командир полку, що стояв верхи біля в'їзду, підняв руку і розкрив рота, звертаючись до Долохова. Раптом одне з ядер так низько засвистіло над натовпом, що всі нахилилися. Щось шльопнулося в мокре, і генерал упав з конем у калюжу крові. Ніхто не глянув на генерала, не подумав підняти його.
- Пішов на кригу! пішов льодом! Пішов! повертай! аль не чуєш! Пішов! – раптом після ядра, що потрапив у генерала, почулися незліченні голоси, самі не знаючи, що й навіщо кричали.
Одна із задніх гармат, що вступала на греблю, повернула на лід. Натовпи солдатів з греблі почали збігати на замерзлу ставок. Під одним із передніх солдатів тріснула крига, і одна нога пішла у воду; він хотів оговтатися і провалився до пояса.
Найближчі солдати зам'ялися, гарматний їздовий зупинив свого коня, але ззаду все ще чулися крики: «Пішов на кригу, що став, пішов! пішов!» І крики жаху почулись у натовпі. Солдати, що оточували зброю, махали на коней і били їх, щоб вони згортали та посувались. Коні рушили з берега. Лід, що тримав піших, звалився величезним шматком, і чоловік сорок, що були на льоду, кинулися хтось уперед, хтось назад, потоплюючи один одного.
Ядра так само рівномірно свистіли і шльопалися на лід, у воду і найчастіше в натовп, що покривав греблю, ставки і берег.

На Праценській горі, на тому самому місці, де він упав з держаком прапора в руках, лежав князь Андрій Болконський, стікаючи кров'ю, і, сам не знаючи того, стогнав тихим, жалісним і дитячим стогом.
Надвечір він перестав стогнати і зовсім затих. Він не знав, як довго тривало його забуття. Раптом він знову почував себе живим і страждаючим від пекучого і болю в голові, що розриває щось.
"Де воно, це високе небо, яке я не знав досі і побачив нині?" було першою його думкою. «І страждання цього я не знав також, – подумав він. - Так, я нічого, нічого не знав досі. Але де я?
Він став прислухатися і почув звуки наближення топота коней і звуки голосів, що розмовляли французькою. Він розплющив очі. Над ним було знову те саме високе небо з хмарами, що ще піднялися пливучими, крізь які виднілася синяча нескінченність. Він не повертав голови і не бачив тих, які, судячи з звуку копит та голосів, під'їхали до нього і зупинилися.
Верхові, що під'їхали, були Наполеон, супутній двома ад'ютантами. Бонапарте, об'їжджаючи поле бою, віддавав останні накази про посилення батарей стріляючих по греблі Аугеста і розглядав убитих і поранених, що залишилися на полі битви.
– De beaux hommes! [Красавці!] – сказав Наполеон, дивлячись на вбитого російського гренадера, який з уткнутим у землю обличчям і почорнілою потилицею лежав на животі, відкинувши далеко одну закоченілу руку.
– Les munitions des pieces de position sont epuisees, sire! - Батарейних зарядів більше немає, ваша величність!
- Faites avancer celles de la reserve, - сказав Наполеон, і, від'їхавши кілька кроків, він зупинився над князем Андрієм, що лежав навзнак з кинутим біля нього держаком прапора (прапор вже, як трофей, узяли французи). .
— Voila une belle mort, — сказав Наполеон, дивлячись на Болконського.
Князь Андрій зрозумів, що це було сказано про нього, і що це говорить Наполеон. Він чув, як називали sire того, хто сказав ці слова. Але він чув ці слова, ніби він чув дзижчання мухи. Він не тільки не цікавився ними, але й не помітив, а зараз же забув їх. Йому палило голову; він відчував, що він іде кров'ю, і бачив над собою далеке, високе і вічне небо. Він знав, що це був Наполеон – його герой, але в цю хвилину Наполеон здавався йому настільки маленькою, нікчемною людиною в порівнянні з тим, що відбувалося тепер між його душею і цим високим, нескінченним небом з хмарами, що біжать по ньому. Йому було все одно в ту хвилину, хто б не стояв над ним, що б не говорив про нього; він радий був тільки тому, що зупинилися над ним люди, і хотів тільки, щоб ці люди допомогли йому і повернули б його до життя, яке здавалося йому таким прекрасним, тому що він так інакше розумів його тепер. Він зібрав усі свої сили, щоб поворухнутися і зробити якийсь звук. Він слабо поворухнув ногою і зробив самого його розжалілий, слабкий, болісний стогін.
– А! він живий, – сказав Наполеон. – Підняти цю молоду людину, ce jeune homme, та повезти на перев'язувальний пункт!
Сказавши це, Наполеон поїхав далі назустріч маршалу Лану, який, знявши капелюха, посміхаючись і вітаючи з перемогою, під'їжджав до імператора.
Князь Андрій не пам'ятав нічого далі: він знепритомнів від страшного болю, який завдали йому укладання на ноші, поштовхи під час руху та сондування рани на перев'язувальному пункті. Він прокинувся вже лише наприкінці дня, коли його, з'єднавши з іншими російськими пораненими та полоненими офіцерами, понесли до шпиталю. На цьому пересуванні він почував себе трохи свіжішим і міг озиратися і навіть говорити.
Перші слова, які він почув, коли прийшов до тями, були слова французького конвойного офіцера, який поспішно говорив:
– Треба тут зупинитись: імператор зараз проїде; йому принесе задоволення бачити цих полонених панів.
- Нині так багато полонених, мало не вся російська армія, що йому, мабуть, це набридло, - сказав інший офіцер.
– Ну, однак! Цей, кажуть, командир усієї гвардії імператора Олександра, – сказав перший, вказуючи на пораненого російського офіцера у білому кавалергардському мундирі.
Болконський дізнався князя Рєпніна, якого він зустрічав у петербурзькому світлі. Поруч із ним стояв інший, 19-річний хлопчик, теж поранений кавалергардський офіцер.
Бонапарте, під'їхавши галопом, зупинив коня.
– Хто старший? - Сказав він, побачивши полонених.
Назвали полковника, князя Рєпніна.
– Ви командир кавалергардського полку імператора Олександра? - Запитав Наполеон.
– Я командував ескадроном, – відповів Рєпнін.
— Ваш полк чесно виконав свій обов'язок, — сказав Наполеон.
– Похвала великого полководця є найкращою нагородою солдату, – сказав Рєпнін.
— Із задоволенням віддаю вам її, — сказав Наполеон. - Хто цей хлопець біля вас?
Князь Рєпнін назвав поручика Сухтелена.
Подивившись на нього, Наполеон сказав, посміхаючись:
– II est venu bien jeune se frotter a nous. [Молод же з'явився він змагатися з нами.]
— Молодість не заважає бути хоробрим, — промовив Сухтелен, що обривається голосом.
- Чудова відповідь, - сказав Наполеон. - Юначе, ви далеко підете!
Князь Андрій, для повноти трофея бранців, виставлений також уперед, на очі імператору, не міг не привернути його уваги. Наполеон, мабуть, згадав, що він бачив його на полі і, звертаючись до нього, вжив те саме найменування юнака – jeune homme, під яким Болконський вперше відобразився у його пам'яті.
- Et vous, jeune homme? Ну, а ви, юначе? - звернувся він до нього, - як ви почуваєтеся, mon brave?
Незважаючи на те, що за п'ять хвилин перед цим князь Андрій міг сказати кілька слів солдатам, які переносили його, він тепер, прямо спрямувавши свої очі на Наполеона, мовчав... Йому так нікчемні здавалися в цю хвилину всі інтереси, які займали Наполеона, так дріб'язковий здавався йому сам герой його, з цим дрібним марнославством і радістю перемоги, у порівнянні з тим високим, справедливим і добрим небом, яке він бачив і зрозумів, що він не міг відповідати йому.
Та й усе здавалося так марно і мізерно в порівнянні з тим суворим і величним ладом думки, що викликали в ньому ослаблення сил від крові, що страждає, страждання і близьке очікування смерті. Дивлячись в очі Наполеону, князь Андрій думав про нікчемність величі, про нікчемність життя, якого ніхто не міг зрозуміти значення, і про ще більшу нікчемність смерті, сенс якої ніхто не міг зрозуміти і пояснити з тих, що живуть.
Імператор, не дочекавшись відповіді, відвернувся і, від'їжджаючи, звернувся до одного з начальників:
- Нехай подбають про цих панів і звезуть їх у мій бівуак; нехай мій лікар Ларрей огляне їхні рани. До побачення, князь Рєпнін, і він, торкнувшись коня, галопом поїхав далі.
На обличчі його було сяйво самовдоволення та щастя.
Солдати, що принесли князя Андрія і зняли з нього золотий образок, що ним трапився, навішений на брата княжною Марією, побачивши ласкавість, з якою звертався імператор з полоненими, поспішили повернути образок.
Князь Андрій не бачив, хто і як одягнув його знову, але на грудях його понад мундиром раптом опинився образок на дрібному золотому ланцюжку.
«Добре було б це, — подумав князь Андрій, глянувши на цей образок, який з таким почуттям і благоговінням навісила на нього сестра, — добре б це було, якби все було так ясно і просто, як воно здається князівні Марії. Як добре було б знати, де шукати допомоги в цьому житті і чого чекати після неї, там, за труною! Як би щасливий і спокійний я був, якби міг сказати тепер: Господи, помилуй мене! Але кому я скажу це! Або сила - невизначена, незбагненна, до якої я не тільки не можу звертатися, але якої не можу висловити словами, - велике все чи нічого, - говорив він сам собі, - або це той Бог, який ось тут зашитий, у цій долонці, княжною Марією? Нічого, нічого немає вірного, крім нікчемності всього того, що мені зрозуміло, і велич чогось незрозумілого, але найважливішого!»
Ноші рушили. При кожному поштовху він знову відчував нестерпний біль; гарячковий стан посилився, і він починав марити. Ті мрії про батька, дружину, сестру і майбутнього сина і ніжність, яку він відчував у ніч напередодні бою, постать маленького, нікчемного Наполеона і над усім цим високе небо, становили головну основу його гарячкових уявлень.
Тихе життя та спокійне сімейне щастя у Лисих Горах уявлялися йому. Він уже насолоджувався цим щастям, коли раптом був маленький Наполеон зі своїм байдужим, обмеженим і щасливим від нещастя іншим поглядом, і починалися сумніви, муки, і тільки небо обіцяло заспокоєння. На ранок усі мріяння змішалися і злилися в хаос і морок безпам'ятства і забуття, які набагато вірогідніше, на думку самого Ларрея, доктора Наполеона, мали вирішитися смертю, ніж одужанням.
- C'est un sujet nerveux et bilieux, - сказав Ларрей, - il n'en rechappera pas. [Це людина нервова і жовчна, вона не одужає.]
Князь Андрій, серед інших безнадійних поранених, був зданий на піклування мешканців.

На початку 1806 року Микола Ростов повернувся у відпустку. Денисов їхав теж додому у Вороніж, і Ростов умовив його їхати з собою до Москви і зупинитись у них у будинку. На передостанній станції, зустрівши товариша, Денисов випив з ним три пляшки вина і під'їжджаючи до Москви, незважаючи на вибоїни дороги, не прокидався, лежачи на дні перекладних саней, біля Ростова, який, у міру наближення до Москви, приходив все більше і більше. нетерпіння.
«Чи скоро? Чи скоро? О, ці нестерпні вулиці, лавки, калачі, ліхтарі, візники!» думав Ростов, коли вони вже записали свої відпустки на заставі і в'їхали до Москви.
– Денисов, приїхали! Спить! - говорив він, всім тілом подаючись уперед, ніби він цим становищем сподівався прискорити рух саней. Денисов не відгукувався.
- Ось він кут перехрестя, де Захар візник стоїть; ось він і Захар, і все той же кінь. Ось і крамничка, де пряники купували. Чи скоро? Ну!
- До якого дому? - Запитав ямщик.
- Та он на кінці, на превеликий, як ти не бачиш! Це наш дім, – казав Ростов, – це ж наш дім! Денисів! Денисів! Зараз приїдемо.
Денисов підвів голову, відкашлявся і нічого не відповів.
- Дмитре, - звернувся Ростов до лакею на опромінюванні. – Це ж у нас вогонь?
- Так точно з та у татуся в кабінеті світиться.
– Ще не лягали? А? як ти думаєш? Дивись же не забудь, одразу дістань мені нову угорку, – додав Ростов, обмацуючи нові вуса. - Ну ж пішов, - кричав він ямщику. - Та прокинься ж, Васю, - звертався він до Денисова, який знову опустив голову. – Та ну ж, пішов, три цількові на горілку, пішов! - Закричав Ростов, коли вже сани були за три будинки від під'їзду. Йому здавалося, що коні не рухаються. Нарешті сани взяли праворуч до під'їзду; над головою своєю Ростов побачив знайомий карниз із відбитою штукатуркою, ганок, тротуарний стовп. Він на ходу вискочив із саней і побіг у сіни. Будинок також стояв нерухомо, непривітно, ніби йому не було справи до того, хто приїхав до нього. У сінях нікого не було. "Боже мій! чи все гаразд?» подумав Ростов, з завмиранням серця зупиняючись на хвилину і одразу пускаючись бігти далі по сінях і знайомих, скривлених сходах. Все та ж дверна ручка замку, за нечистоту якої гнівалася графиня, також слабо відчинялася. У передній горіла одна сальна сальна.
Старий Михайло спав на скрині. Прокофій, виїзний лакей, той, який був такий сильний, що за задок піднімав карету, сидів і в'язав з краю ноги. Він глянув на двері, що відчинилися, і байдужий, сонний вираз його раптом перетворився на захоплено переляканий.
- Батюшки, світла! Граф молодий! - скрикнув він, дізнавшись молодого пана. - Що це? Голубчику мій! — І Прокофій, тремтячи від хвилювання, кинувся до дверей у вітальню, мабуть, щоб оголосити, але, видно, знову роздумав, повернувся назад і припав до плеча молодого пана.
– Здорові? - Запитав Ростов, висмикуючи у нього свою руку.
- Слава Богу! Все слава Богу! зараз тільки поїли! Дай на себе подивитись, ваше сіятельство!
- Все дуже благополучно?
– Слава Богу, слава Богу!
Ростов, забувши зовсім про Денисова, не бажаючи нікому дати попередити себе, скинув шубу і навшпиньки побіг у темну, велику залу. Все те ж, ті ж ломберні столи, та сама люстра в чохлі; але хтось уже бачив молодого пана, і не встиг він добігти до вітальні, як щось стрімко, як буря, вилетіло з бокових дверей і обняло і почало цілувати його. Ще інша, третя така ж істота вискочила з інших, третіх дверей; ще обійми, ще поцілунки, ще крики, сльози радості. Він не міг розібрати, де і хто тато, хто Наталя, хто Петя. Всі кричали, говорили і цілували його в той самий час. Тільки матері не було серед них – це він пам'ятав.
– А я те, не знав… Миколко… друже мій!
– Ось він… наш то… Друг мій, Колю… Змінився! Нема свічок! Чаю!
– Та мене щось поцілунок!
- Душенька ... а мене те.
Соня, Наталя, Петя, Ганна Михайлівна, Віра, старий граф, обіймали його; і люди та покоївки, наповнивши кімнати, примовляли та ахали.
Петрик повис на його ногах. – А мене те! – кричав він. Наташа, після того, як вона, пригнувши його до себе, поцілувала все його обличчя, відскочила від нього і тримаючись за підлогу його угорки, стрибала як коза на одному місці і пронизливо верещала.
З усіх боків були блискучі сльозами радості, люблячі очі, з усіх боків були губи, що шукали поцілунку.
Соня червона, як кумач, теж трималася за його руку і вся сяяла в блаженному погляді, спрямованому в його очі, на які вона чекала. Соні минуло вже 16 років, і вона була дуже гарна, особливо цієї хвилини щасливого, захопленого пожвавлення. Вона дивилася на нього, не зводячи очей, посміхаючись і затримуючи подих. Він вдячно глянув на неї; але все ще чекав і шукав когось. Стара графиня ще не виходила. І ось почулися кроки у дверях. Кроки такі швидкі, що це були кроки його матері.
Але це була вона в новій, незнайомій ще йому, пошитій без нього сукні. Усі залишили його, і він побіг до неї. Коли вони зійшлися, вона впала на його груди ридаючи. Вона не могла підняти обличчя і тільки притискала його до холодних снурок його угорки. Денисов, ніким не помічений, увійшовши до кімнати, стояв одразу і, дивлячись на них, тер собі очі.
- Василь Денисов, друже вашого сина, - сказав він, рекомендуючись графові, що запитливо дивився на нього.
– Прошу милості. Знаю, знаю, – сказав граф, цілуючи та обіймаючи Денисова. - Миколка писав ... Наташа, Віра, ось він Денисов.
Ті ж щасливі, захоплені обличчя звернулися на волохату фігуру Денисова і оточили його.
- Голубчику, Денисов! - скрикнула Наталка, яка не пам'ятала себе від захоплення, підскочила до нього, обійняла і поцілувала його. Усі зніяковіли вчинком Наташі. Денисов теж почервонів, але посміхнувся і взявши Наташі руку, поцілував її.
Денисова відвели до приготовленої йому кімнати, а Ростові всі зібралися в диван біля Миколушки.
Стара графиня, не випускаючи його руки, яку вона щохвилини цілувала, сиділа поруч із ним; інші, стовпившись навколо них, ловили кожен його рух, слово, погляд, і не спускали з нього захоплено закоханих очей. Брат і сестри сперечалися і перехоплювали місця одне в одного ближче до нього, і билися за те, кому принести йому чай, хустку, люльку.
Ростов був дуже щасливий любов'ю, яку йому висловлювали; але перша хвилина його зустрічі була така блаженна, що теперішнього його щастя йому здавалося мало, і він все чекав чогось ще, і ще, і ще.
Наступного ранку приїжджі спали з дороги до 10-ї години.
У попередній кімнаті валялися шаблі, сумки, ташки, розкриті валізки, брудні чоботи. Очищені дві пари зі шпорами були щойно поставлені біля стінки. Слуги приносили умивальники, гарячу воду для гоління та очищені сукні. Пахло тютюном та чоловіками.
- Гей, Г"ишка, т"убку! – крикнув хрипкий голос Васьки Денісова. - Ростов, вставай!
Ростов, протираючи очі, що злипалися, підняв сплутану голову з жаркої подушки.
– А що пізно? – Пізно, 10-а година, – відповів Наташин голос, і в сусідній кімнаті почулося шурхотіння крохмалених суконь, шопіт і сміх дівочих голосів, і в трохи розчинені двері майнуло щось блакитне, стрічки, чорне волосся і веселі обличчя. Це була Наташа з Сонею та Петею, які прийшли навідатися, чи не встав.
- Ніколенька, вставай! - Знову почувся голос Наташі біля дверей.
– Зараз!
У цей час Петя, у першій кімнаті, побачивши і схопивши шаблі, і відчуваючи те захоплення, яке відчувають хлопчики, побачивши войовничого старшого брата, і забувши, що сестрам непристойно бачити роздягнених чоловіків, відчинив двері.
- Це твоя шабля? – кричав він. Дівчата відскочили. Денисов зі зляканими очима сховав свої волохати ноги в ковдру, озираючись за допомогою на товариша. Двері пропустили Петю і знову зачинилися. За дверима почувся сміх.
- Ніколенька, виходь у халаті, - промовив голос Наташі.
- Це твоя шабля? - Запитав Петя, - чи це ваша? – з улесливою повагою звернувся він до вусатого, чорного Денисова.
Ростов поспіхом взувся, одягнув халат і вийшов. Наталка одягла один чобіт із шпорою і влазила в інший. Соня кружляла і щойно хотіла роздмухати сукню і сісти, коли він вийшов. Обидві були в однакових, новеньких, блакитних сукнях – свіжі, рум'яні, веселі. Соня втекла, а Наталя, взявши брата під руку, повела його в диван, і в них почалася розмова. Вони не встигали питати один одного і відповідати на запитання про тисячі дрібниць, які могли цікавити лише їх одних. Наталя сміялася при кожному слові, яке він говорив і яке вона говорила, не тому, щоб було смішно те, що вони говорили, але тому, що їй було весело і вона не могла утримувати своєї радості, що виражалася сміхом.
– Ах, як добре, чудово! - Примовляла вона до всього. Ростов відчув, як під впливом жарких променів кохання, вперше через півтора року, на душі його та на обличчі розпускалася та дитяча посмішка, якою він жодного разу не посміхався з того часу, як виїхав з дому.
– Ні, послухай, – сказала вона, – ти тепер зовсім чоловік? Я дуже рада, що ти мій брат. - Вона торкнулася його вуса. - Мені хочеться знати, які ви чоловіки? Чи такі, як ми? Ні?
- Чому Соня втекла? - Запитував Ростов.
– Так. Це ще ціла історія! Як ти говоритимеш із Сонею? Ти чи ви?
- Як станеться, - сказав Ростов.
- Говори їй ви, будь ласка, я тобі після скажу.
– Та що ж?
– Ну, я тепер скажу. Ти знаєш, що Соня мій друг, такий друг, що я руку спалю для неї. Ось подивись. - Вона засукала свій кисейний рукав і показала на своїй довгій, худій і ніжній ручці під плечем, набагато вище ліктя (у тому місці, яке закрито буває і бальними сукнями) червону мітину.
– Це я спалила, щоб довести їй кохання. Просто лінійку розпалила на вогні та й притиснула.
Сидячи в своїй колишній класній кімнаті, на дивані з подушечками на ручках, і дивлячись у ці відчайдушно жваві очі Наташі, Ростов знову увійшов у той свій сімейний, дитячий світ, який не мав ні для кого ніякого сенсу, окрім як для нього, але який доставляв йому одні з найкращих насолод у житті; і спалення руки лінійкою, для свідчення кохання, здалося йому не марним: він розумів і не дивувався цьому.
- То що? тільки? - Запитав він.
– Ну такі дружні, такі дружні! Це дурниці – лінійкою; але ми назавжди друзі. Вона кого полюбить, то назавжди; а я цього не розумію, я зараз забуду.
– Ну то що ж?
- Так, вона любить мене і тебе. – Наташа раптом почервоніла, – ну ти пам'ятаєш, перед від'їздом… Так вона каже, що ти це все забудь… Вона сказала: я любитиму його завжди, а він нехай буде вільний. Адже правда, що це чудово, благородно! - Так Так? дуже шляхетно? так? - питала Наталка так серйозно і схвильовано, що видно було, що те, що вона говорила тепер, перш за все говорила зі сльозами.
Ростов замислився.
- Я нічого не беру назад свого слова, - сказав він. - І потім, Соня така краса, що який же дурень стане відмовлятися від свого щастя?
– Ні, ні, – закричала Наталка. – Ми про це вже з нею говорили. Ми знали, що ти скажеш. Але це не можна, тому що, розумієш, якщо ти так говориш - вважаєш себе пов'язаним словом, то виходить, що вона ніби навмисне це сказала. Виходить, що ти все-таки насильно з нею одружуєшся, і виходить зовсім не те.
Ростов бачив, що це було добре придумано ними. Соня і вчора вразила його своєю красою. Нині, побачивши її мигцем, вона йому здалася ще кращою. Вона була чарівна 16-річна дівчинка, мабуть пристрасно його любляча (у цьому він не сумнівався ні на хвилину). Чому ж йому було не любити її тепер, і не одружуватися навіть, думав Ростов, але тепер стільки інших радостей і занять! "Так, вони це чудово придумали", подумав він, "треба залишатися вільним".
- Ну і чудово, - сказав він, - потім поговоримо. Ах, як я тобі радий! – додав він.
– Ну, а що ж ти, Борису не зрадила? - Запитав брат.
– Ось дурниці! - Сміючись крикнула Наталка. - Ні про нього і про кого я не думаю і знати не хочу.
- Ось як! То ти що?
– Я? – перепитала Наталка, і щаслива посмішка висвітлила її обличчя. - Ти бачив Duport'a?
– Ні.
- Знаменитого Дюпора, танцівника не бачив? Ну то ти не зрозумієш. Я ось що таке. - Наташа взяла, округливши руки, свою спідницю, як танцюють, відбігла кілька кроків, перекинулася, зробила антраша, побила ніжкою об ніжку і, ставши на кінчики шкарпеток, пройшла кілька кроків.
– Адже стою? ось ось, - говорила вона; але не втрималася навшпиньки. - Так ось я що таке! Ніколи ні за кого не піду заміж, а піду до танцівниць. Тільки нікому не кажи.
Ростов так голосно і весело зареготав, що Денисову зі своєї кімнати стало завидно, і Наташа не могла втриматись, засміялася з ним разом. - Ні, добре? - Все говорила вона.
– Добре, за Бориса вже не хочеш виходити заміж?
Наташа спалахнула. - Я не хочу ні за кого заміж йти. Я йому те саме скажу, коли побачу.
- Ось як! - Сказав Ростов.
- Ну, так, це все дрібниці, - продовжувала балакати Наташа. - А що Денисов хороший? - Запитала вона.
– Гарний.
- Ну і прощавай, одягайся. Він страшний, Денисове?
– Чому страшний? - Запитав Nicolas. – Ні. Васько славний.
– Ти його Ваською кличеш – дивно. А що він дуже гарний?
- Дуже хороший.
- Ну, приходь швидше чай пити. Всі разом.
І Наталка встала навшпиньки і пройшлася з кімнати так, як роблять танцівниці, але посміхаючись так, як тільки усміхаються щасливі 15 літні дівчинки. Зустрівшись у вітальні з Сонею, Ростов почервонів. Він не знав, як поводитися з нею. Вчора вони поцілувалися в першу хвилину радості побачення, але нині вони відчували, що цього не можна було зробити; він відчував, що всі, і мати і сестри, дивилися на нього запитливо і від нього чекали, як він поведеться з нею. Він поцілував її руку і назвав її ви Соня. Але їхні очі, зустрівшись, сказали один одному «ти» і ніжно поцілувалися. Вона просила своїм поглядом у нього вибачення за те, що в посольстві Наташі вона сміла нагадати йому про його обіцянку і дякувала йому за його кохання. Він своїм поглядом дякував їй за пропозицію свободи і казав, що так чи інакше він ніколи не перестане любити її, бо не можна не любити її.

Серед технічних досягнень людства ракетні двигуни займають особливе місце. Пристрої, створені розумом людини та її руками, є лише вершиною науково-технічного прогресу. Завдяки цим найскладнішим машинам – людство зуміло вирватися з обіймів нашої планети та вийти на простори космосу.

Це сьогодні у розпорядженні людини найпотужніші ракетні двигуни у світі, здатні розвивати тягу в сотні тонн сил. Починалися ракетні перегони тисячі років тому, коли в стародавньому Китаї умільці зуміли створити перші порохові заряди для феєрверку. Пройде величезний проміжок часу, перш ніж буде створено перший двигун на реактивній тязі в прямому розумінні цього слова.

Відкинувши убік порох і отримавши реактивну тягу на рідкому паливі, людина перейшла до будівництва реактивних літаків і отримала можливість створювати потужніші зразки ракетної техніки.

Перші кроки людини у світ ракетних технологій.

Людство вже досить довго знайоме із реактивним рухом. Ще стародавні греки намагалися використовувати механічні пристрої, які рухаються стисненим повітрям. Пізніше вже почали з'являтися пристрої та механізми, що здійснюють політ за рахунок згоряння порохового заряду. Створені в Китаї, а потім перші примітивні ракети, що з'явилися в Західній Європі, були далекі від досконалості. Однак уже в ті далекі роки стала набувати перших обрисів теорія ракетного двигуна. Винахідники та вчені намагалися знайти пояснення процесам, що виникали під час горіння пороху, забезпечуючи стрімкий політ фізичного, матеріального тіла. Реактивний рух дедалі більше цікавив людини, відкриваючи нові обрії у розвитку техніки.

Історія з винаходом пороху дала новий імпульс у розвитку ракетної техніки. Перші уявлення про те, що таке потяг реактивного двигуна, формувалися в процесі тривалих дослідів та експериментів. Роботи та дослідження велися з використанням димного пороху. Виявилося, що процес горіння пороху викликає велику кількість газів, які мають величезний робочий потенціал. Вогнепальна зброя наштовхнула вчених на ідею використовувати енергію порохових газів із більшою ефективністю.

Використовувати інше паливо для створення реактивного руху не було можливим через недосконалість технічної бази. Саме пороховий ракетний двигун став першим твердопаливним пристроєм, прообразом сучасних ракетних двигунів, які стоять на службі людини.

Аж до початку XX століття ракетна техніка перебувала в первісному стані, ґрунтуючись на найпримітивніших уявленнях про реактивний рух. Тільки наприкінці ХІХ століття робляться перші спроби пояснити з наукової точки зору процеси, що сприяють виникненню реактивного руху. Виявилося, що зі збільшенням заряду збільшувалася сила тяги, яка була основним фактором двигуна, що працює. Це співвідношення пояснювало, як працює ракетний двигун і в якому напрямку слід йти, щоб досягти більшої ефективності запущеного пристрою.

Першість у цій галузі належить російським вченим. Микола Тихомиров вже 1894 року намагався математично пояснити теорію реактивного руху та створити математичну модель ракетного (реактивного) двигуна. Величезний внесок у розвиток ракетної техніки зробив видатний учений XX століття Костянтин Ціолковський. Результатом його праць стали основи теорії ракетних двигунів, якими користувався будь-який конструктор ракетних двигунів. Усі подальші розробки, створення ракетної техніки йшли з використанням теоретичної частини, створеної російськими вченими.

Ціолковський, поглинений теорією космічних польотів, вперше озвучив ідею використовувати замість твердих видів палива рідкі компоненти водень і кисень. З його подачі з'явився реактивний рідинний двигун, який сьогодні є найефективнішим і працездатним типом двигуна. Всі подальші розробки основних моделей ракетних двигунів, які використовувалися при запуску ракет, в основному працювали на рідкому паливі, де окислювачем міг бути кисень, використовувалися інші хімічні елементи.

Типи ракетних двигунів: конструкція, схема та пристрій

Дивлячись на схему ракетного двигуна і промислові готові вироби, важко назвати це вершиною технічного генія. Навіть такий досконалий пристрій, яким є російський ракетний двигун РД-180, на перший погляд має досить прозовий вигляд. Однак головне в цьому пристрої - технологія, що використовується, і параметри, якими володіє це диво техніки. Суть ракетного двигуна – звичайний реактивний двигун, у якому з допомогою згоряння палива створюється робоче тіло, що забезпечує необхідне тягове зусилля. Єдина відмінність полягає у вигляді палива та в умовах, за яких відбувається згоряння палива та утворення робочого тіла. Для того, щоб двигун міг розвинути максимальну тягу в перші секунди своєї роботи, потрібно багато палива.

У реактивних двигунах згоряння компонентів палива здійснюється за участю атмосферного повітря. Прямоточний реактивний двигун сьогодні є основним робочим конячком, де авіаційний гас у камері згоряння згоряє разом із киснем, утворюючи на виході потужний реактивний потік газів. Ракетний двигун – повністю автономна система, де реактивна тяга створюється при згорянні твердого або рідкого палива без участі атмосферного кисню. Наприклад, рідинний ракетний двигун працює на паливі, де окислювачем є один із хімічних елементів, що подається в камеру згоряння. Твердопаливні ракети працюють на твердих видах палива, що знаходяться в одній ємності. При їх згорянні виділяється безліч енергії, яка під високим тиском з камери згоряння виходить назовні.

Перед початком роботи маса палива становить 90% маси ракетного двигуна. У міру витрати палива його початкова вага зменшується. Відповідно зростає тяга ракетного двигуна, що забезпечує виконання корисної роботи з перенесення вантажу.

Процеси горіння, що відбуваються всередині камери згоряння ракетного двигуна без участі повітря, роблять використання ракетних двигунів ідеальними пристроями для польотів великі висоти й у космічний простір. Серед усіх ракетних двигунів, з якими працює сучасна ракетна техніка, слід виділити такі типи:

• твердопаливні ракетні двигуни (ТРД);
• рідинні (ЗРД);
• хімічні ракетні двигуни (ХРД);
• іонний ракетний двигун;
• електричний ракетний двигун;
• гібридний ракетний двигун (ГРД).

До окремого типу відносяться детонаційний ракетний двигун (імпульсний), який в основному встановлюється на космічних апаратах, що подорожують у космічному просторі.

Залежно від експлуатації та технічних можливостей пристрої поділяються на стартові ракетні двигуни та кермові. До першого типу відносяться найпотужніші ракетні двигуни, що мають величезну тягу і здатні подолати силу земного тяжіння. Найвідоміші представники цього типу - радянський двигун, рідинний РД-170/171, що розвиває тягу під час старту ракети 700 тс. Тиск, що створюється в камері згоряння, має колосальні значення 250 кгс/см2. Цей тип двигуна створювався для ракети-носія «Енергія». Як паливо для роботи установки використовується суміш гасу та кисню.

Радянська техніка виявилася потужнішою від знаменитого американського пристрою F-1, що забезпечує політ ракет американської місячної програми «Аполлон».

Стартові ракетні двигуни або маршеві можуть використовуватися як рухова установка для першого і другого ступеня. Саме вони забезпечують задану швидкість і стабільний політ ракети заданою траєкторією і можуть бути представлені всіма типами ракетних двигунів, які існують на сьогоднішній день. Останній тип – кермові двигуни – застосовується для здійснення маневру ракетної техніки як під час маршового польоту у шарах атмосфери, так і під час коригування космічних апаратів у космосі.

На сьогоднішній день лише кілька держав мають технічні можливості для виготовлення маршових ракетних двигунів великої потужності, здатних вивести в космос великі обсяги вантажу. Такі пристрої випускаються в Росії, США, Україні та країнах Європейського Союзу. Російський ракетний двигун РД-180, українські двигуни ЖРД 120 та ЖРД 170 є сьогодні основними руховими установками для ракетної техніки, що використовується для освоєння космічних програм. Ракетними двигунами Росії сьогодні оснащуються американські ракети-носії «Сатурн» та «Антарес».

Найбільш поширеними двигунами, з якими сьогодні працює сучасна техніка, є твердопаливні та рідинні ракетні двигуни. Перший тип є найпростішим в експлуатації. Другий тип - рідинні ракетні двигуни є потужними і складними пристроями закритого циклу, в яких основним компонентами палива є хімічні елементи. До цих двох типів рухових установок належать хімічні РД, які відрізняються лише агрегатним станом паливних компонентів. Однак експлуатація цього типу техніки відбувається в екстремальних умовах з дотриманням високих заходів безпеки. Основним паливом цього типу двигунів є водень і вуглець, які взаємодіють із киснем, виконують функцію окислювача.

Для хімічних реактивних двигунів як компоненти палива використовуються гас, спирт та інші легкогорючі речовини. Окислювачем такої суміші є фтор, хлор або кисень. Паливна маса для роботи хімічних двигунів є дуже токсичною та небезпечною для людини.

На відміну від своїх твердопаливних побратимів, робочий цикл яких занадто швидкий та неконтрольований, двигуни на рідкому паливі дозволяють регулювати свою роботу. Окислювач знаходиться в окремій ємності і подається до камери згоряння в обмеженій кількості, де разом з іншими компонентами утворюється робоче тіло, виходячи через сопло, створюючи тягу. Така особливість рухових установок дозволяє як регулювати тягу двигуна, а й стежити за швидкістю польоту ракети. Найкращий ракетний двигун, який сьогодні використовується для старту космічних ракет, — російський РД-180. Цей пристрій має високі технічні характеристики і економічно, роблячи його експлуатацію рентабельною.

Обидва типи двигунів мають свої переваги та недоліки, які нівелюються сферою їх використання та технічними завданнями, що стоять перед творцями ракетної техніки. Останньою з когорти хімічних двигунів є кріогенний метановий ракетний двигун SpaceX Raptor, що створюється для ракети, здатної здійснювати міжпланетні перельоти.

Сучасні типи ракетних двигунів

Головною робочою характеристикою ракетних двигунів є питомий імпульс. Ця величина визначається співвідношенням тяги, що створюється, до кількості палива, що витрачається за одиницю часу. Саме за цим параметром сьогодні визначається ефективність ракетної техніки, її економічна доцільність. Сучасні технології спрямовані для досягнення високих значень цього параметра, щоб отримати високий показник питомого імпульсу. Можливо, щоб добитися швидкого та нескінченного руху космічного апарату доведеться використовувати інші види палива.

Хімічні ракетні двигуни як твердопаливні, так і рідинні досягли піку свого розвитку. Незважаючи на те, що ці типи двигунів є основними для балістичних та космічних ракет, їх подальше вдосконалення є проблематичним. Сьогодні ведуться роботи, щоб використати інші джерела енергії.

Серед пріоритетних напрямів можна виділити два:

• ядерні ракетні двигуни (іонні);
• електричні ракетні двигуни (імпульсні).

Обидва типи мають пріоритет у сфері будівництва космічних кораблів. Незважаючи на недоліки, які мають сьогодні перші дослідні зразки цих рухових установок, запускати в космос їх буде значно дешевше та ефективніше.

На відміну від хімічних двигунів, на яких людство в'їхало в космічну еру, ядерні двигуни дають необхідний імпульс не за рахунок згоряння рідкого чи твердого палива. Як робоче тіло виступають розігріті до газоподібного стану водень або аміак. Гази, що розігріваються за рахунок контакту з ядерним паливом, під високим тиском залишають камеру згоряння. Питомий імпульс цих типів двигунів досить високий. Такі установки ще називають ядерними та ізотопними. Їхня потужність оцінюється досить високо. Робота ЯРД зі старту на Землі вважається неможливою через високу небезпеку радіоактивного зараження місцевості та обслуговуючого персоналу стартового комплексу. Такі двигуни можна використовувати тільки під час маршового польоту в просторах космосу.

Вважається, що потенціал ЯРД досить високий, проте відсутність ефективних способів контролю термоядерної реакції робить їх використання в умовах досить проблематичним і небезпечним.

Наступний тип - електричні двигуни ЕРД - є експериментальними від початку і до кінця. Розглядається відразу чотири типи цієї рухової установки: електромагнітний, електростатичний, електротермічний та імпульсний. Найбільший інтерес з цієї групи представляє електростатичні пристрої, які ще називають іонними або колоїдними. У цій установці робоче тіло (як правило, це інертний газ) нагрівається електричним полем до стану плазми. Іонні ракетні двигуни серед решти мають найвищий показник питомого імпульсу, проте ще рано говорити про практичну реалізацію проекту.

Незважаючи на високі показники імпульсу, ця технологія має істотні недоліки. Двигун вимагає роботи постійні джерела електроенергії, здатні забезпечити безперебійну подачу електрики у великих обсягах. Відповідно, у такого двигуна не може бути великої тяги, що зводить зусилля конструкторів щодо створення ефективних та економічних космічних апаратів до слабких результатів.

Ракетний двигун, який сьогодні має людство, забезпечив вихід людини в космос, дав можливість вести дослідження космічного простору на великих відстанях. Проте технічні межі, яких досягли використовувані пристрої, створюють передумови активізації робіт у інших напрямах. Можливо, в найближчому майбутньому космос бороздитиме кораблі з ядерними силовими установками, або ми поринемо у світ плазмових ракетних двигунів, що здійснюють польоти зі швидкістю, близькою до швидкості світла.