Изображения группы двигателей в ракете Electron от Rocket Labs указывают на то, что для отдельных двигателей существуют независимые приводные насосы; Я не уверен в этом. Я тоже не в курсе про сантехнику Falcon 9!
Имеют ли независимые насосы для каждого двигателя в кластерной конфигурации какое-либо преимущество перед общей конфигурацией насосов, которая разделяет топливо на части? -двигатели?
Каждая конфигурация кластеризации имеет одинаковую конфигурацию насосов или существуют какие-либо компромиссы, которые следует учитывать при принятии общего/независимого расположения насосов?
В этом посте я говорю о двигателях немного абстрактно, используя «насос» для обозначения всего насосного комплекса или «силовой части», которая может состоять из нескольких реальных турбонасосов, а «камера сгорания» для обозначения основной камеры сгорания, а не любые предгорелки или газогенераторы.
Чаще всего вы увидите один насос на камеру сгорания и сопло.
В некоторых крупных двигателях, в основном российских, камера сгорания разделена: большие камеры имеют больше проблем со стабильностью сгорания, а насосы масштабируются более прямолинейно. Например, двигатель РД-107/108 корабля «Союз» состоит из одного турбонасоса и четырех камер сгорания + сопла. Однонасосный четырехкамерный РД-170, используемый на жидкостных ускорителях «Энергии», имеет 2-камерные ( РД-180 , используемые на Атласе V) и однокамерные ( РД-191 , используемые на Ангаре) производные с использованием насосов меньшего размера; их, должно быть, было очень просто спроектировать, поскольку камеры и сопла уже были проверены.
Ракета Atlas первого поколения имела двухкамерную разгонную ступень; конструкция фактически переключилась с общего турбонасоса на отдельные турбонасосы и обратно на общий насос в различных версиях, что говорит о том, что одна конфигурация не имеет большого преимущества перед другой. Компонент газогенератора был общим для всех версий, что еще больше усложняет подсчет.
Двигатель F-1, использовавшийся на Saturn V, был достаточно большим, чтобы столкнуться с этими проблемами стабильности сгорания, но они продолжали переделывать инжектор и верхнюю часть камеры сгорания, пока он не заработал, а не переделывать его как многокамерный двигатель.
Двигатели H-1 от Saturn IB, SSME от Shuttle, Merlin от Falcon и двигатели Rutherford от Electron представляют собой двигатели с одним насосом и одной камерой, используемые в кластерах.
Массовый расход насоса по существу пропорционален тяге. Для данной скорости насоса двигатель обычно легче, если вы используете одну камеру вместо нескольких камер. Таким образом, с точки зрения отношения тяги к весу идеальным был бы один большой двигатель на каждую ступень: один насос, обеспечивающий необходимую общую тягу, и одна камера сгорания.
На практике есть несколько причин, по которым следует рассмотреть возможность объединения двигателей меньшего размера для достижения одинаковой общей тяги: возможность неработающего двигателя; дросселирование путем отключения отдельных двигателей и избежание инженерных и логистических проблем, возникающих при создании гигантских одиночных двигателей.
m = rho / sigma * p * V
(толщина стенки пропорциональна r
противодействующей поверхности объему 1/r
). Площадь горла увеличивается линейно с тягой (из-за постоянной скорости звука) A_throat ~ F
. Объем камеры линейно зависит от тяги V_chamber = A_throat * characteristic length(const) ~ F
, но не для сопел! Длина сопла пропорциональна радиусу горловины ( ~sqrt(F)
), поэтому объем сопла масштабируется V_nozzle ~ F * sqrt(F)
.
Волшебная урна с осьминогом
картикейский
Волшебная урна с осьминогом
картикейский
Волшебная урна с осьминогом
Тристан
картикейский