Жидкостный ракетный двигатель – это двигатель, топливом для которого служат сжиженные газы и химические жидкости. В зависимости от количества компонентов ЖРД делятся на одно-, двух- и трехкомпонентные.
Краткая история развития
Впервые использование сжиженного водорода и кислорода как топлива для ракет предложил К.Э. Циолковский в 1903 году. Первый прототип ЖРД создал американец Роберт Говард в 1926 году. Впоследствии подобные разработки проводились в СССР, США, Германии. Самых больших успехов добились немецкие ученые: Тиль, Вальтер, фон Браун. Во время Второй мировой войны они создали целую линейку ЖРД для военных целей. Есть мнение, что создай Рейх «Фау-2» раньше, они бы выиграли войну. Впоследствии холодная война и гонка вооружений стали катализатором для ускорения разработок ЖРД с целью применения их в космической программе. При помощи РД-108 были выведены на орбиту первые искусственные спутники Земли.
Сегодня ЖРД используется в космических программах и тяжелом ракетном вооружении.
Сфера применения
Как уже было сказано выше, ЖРД используется в основном как двигатель космических аппаратов и ракет-носителей. Основными преимуществами ЖРД есть:
- наивысший удельный импульс в классе;
- возможность выполнения полной остановки и повторного запуска в паре с управляемостью по тяге дает повышенную маневренность;
- значительно меньший вес топливного отсека в сравнении со твердотопливными двигателями.
Среди недостатков ЖРД:
- более сложное устройство и дороговизна;
- повышенные требования к безопасной транспортировке;
- в состоянии невесомости необходимо задействовать дополнительные двигатели для осаждения топлива.
Однако основным недостатком ЖРД является предел энергетических возможностей топлива, что ограничивает космическое освоение с их помощью до расстояния Венеры и Марса.
Устройство и принцип действия
Принцип действия ЖРД один, но он достигается при помощи разных схем устройств. Горючее и окислитель при помощи насосов поступают из разных баков на форсуночную головку, нагнетаются в камеру сгорания и смешиваются. После возгорания под давлением внутренняя энергия топлива превращается в кинетическую и через сопло вытекает, создавая реактивную тягу.
Топливная система состоит из топливных баков, трубопроводов и насосов с турбиной для нагнетания топлива из бака в трубопровод и клапана-регулятора.
Насосная подача топлива создает высокое давление в камере и, как следствие, большее расширение рабочего тела, за счет которого достигается максимальное значение удельного импульса.
Форсуночная головка – блок форсунок для осуществления впрыска топливных компонентов в камеру сгорания. Основное требование к форсунке – качественное смешивание и скорость подачи топлива в камеру сгорания.
Система охлаждения
Хотя доля теплоотдачи конструкции в процессе сгорания незначительна, проблема охлаждения актуальна ввиду высокой температуры горения (>3000 К) и грозит термическим разрушением двигателя. Выделяют несколько типов охлаждения стенок камеры:
Регенеративное охлаждение базируется на создании полости в стенках камеры, через которую проходит горючее без окислителя, охлаждая стенку камеры, а тепло вместе с охладителем (горючим) возвращается обратно в камеру.
Пристенный слой – это созданный из паров горючего слой газа у стенок камеры. Достигается этот эффект путем установки по периферии головки форсунок подающих только горючее. Таким образом горючая смесь испытывает недостаток окислителя, и горение у стенки происходит не так интенсивно, как в центре камеры. Температура пристенного слоя изолирует высокие температуры в центре камеры от стенок камеры сгорания.
Абляционный метод охлаждения жидкостного ракетного двигателя осуществляется нанесением на стенки камеры и сопел специального теплозащитного покрытия. Покрытие при высоких температурах переходит из твердого состояния в газообразное, поглощая большую долю тепла. Данный метод охлаждения жидкостного ракетного двигателя использовался в лунной программе «Аполлон».
Запуск ЖРД очень ответственная операция в плане взрывоопасности при сбоях в ее осуществлении. Есть самовоспламеняющиеся компоненты, с которыми не возникает трудностей, однако при использовании для воспламенения внешнего инициатора необходима идеальная согласованность подачи его с компонентами топлива. Скопление несгоревшего топлива в камере имеет разрушительную взрывную силу и сулит тяжелые последствия.
Запуск больших жидкостных ракетных двигателей проходит в несколько ступеней с последующим выходом на максимальную мощность, в то время как малые двигатели запускаются с моментальным выходом на стопроцентную мощность.
Система автоматического управления жидкостных ракетных двигателей характеризируется выполнением безопасного запуска двигателя и выхода на основной режим, контролем стабильной работы, регулировкой тяги согласно плану полета, регулировкой расходников, отключением при выходе на заданную траекторию. Вследствие не поддающихся расчетам моментов ЖРД оснащается гарантийным запасом топлива, чтобы ракета могла выйти на заданную орбиту при отклонениях в программе.
Компоненты топлива и их выбор в процессе проектирования являются решающими в схеме построения жидкостного ракетного двигателя. Исходя из этого, определяются условия хранения, транспортировки и технологии производства. Важнейшим показателем сочетания компонентов является удельный импульс, от которого зависит распределение процента массы топлива и груза. Размеры и масса ракеты рассчитываются при помощи формулы Циолковского. Кроме удельного импульса, плотность влияет на размер баков с компонентами горючего, температура кипения может ограничивать условия эксплуатации ракет, химическая агрессивность свойственна всем окислителям и при несоблюдении правил эксплуатации баков может стать причиной возгорания бака, токсичность некоторых соединений топлива может нанести серьезный вред атмосфере и окружающей среде. Поэтому фтор хотя и является лучшим окислителем, чем кислород, не используется ввиду своей токсичности.
Однокомпонентные жидкостные ракетные двигатели как топливо используют жидкость, которая, взаимодействуя с катализатором, распадается с выходом горячего газа. Основное преимущество однокомпонентных ЖРД в простоте их конструкции, и хотя удельный импульс таких двигателей небольшой, они идеально подходят как двигатели с малой тягой для ориентации и стабилизации космических аппаратов. Данные двигатели используют вытеснительную систему подачи горючего и ввиду небольшой температуры процесса не нуждаются в системе охлаждения. К однокомпонентным двигателям относятся также газореактивные двигатели, которые используются в условиях недопустимости тепловых и химических выхлопов.
В начале 70-х годов США и СССР разрабатывали трехкомпонентные жидкостные ракетные двигатели, которые использовали бы в качестве горючего водород и углеводородное горючее. Таким образом двигатель работал бы на керосине и кислороде при запуске и переключался на жидкий водород и кислород на большой высоте. Примером трехкомпонентного ЖРД в России есть РД-701.
Управление ракетой впервые было применено в ракетах «Фау-2» при использовании графитных газодинамических рулей, однако это снижало тягу двигателя, и в современных ракетах используются поворотные камеры, прикрепленные к корпусу шарнирами, создающими маневренность в одной или двух плоскостях. Кроме поворотных камер, используются также двигатели управления, которые закреплены соплами в противоположном направлении и включаются при необходимости управления аппаратом в пространстве.
ЖРД закрытого цикла – это двигатель, один из компонентов которого газифицируется при сжигании при небольшой температуре с малой частью другого компонента, полученный газ выступает как рабочее тело турбины, а после подается в камеру сгорания, где сгорает с остатками топливных компонентов и создает реактивную тягу. Основным недостатком данной схемы есть сложность конструкции, но при этом удельный импульс увеличивается.
Перспектива увеличения мощности жидкостных ракетных двигателей
В российской школе создателей ЖРД, руководителем которой долгое время был академик Глушко, стремятся к максимальному использованию энергии топлива и, как следствие, предельно возможному удельному импульсу. Так как максимальный удельный импульс можно получить лишь при повышении расширения продуктов сгорания в сопле, все разработки ведутся на поиски идеальной топливной смеси.
Ракетное топливоНЕМНОГО ТЕОРИИ Из школьного курса физики (закон сохранения количества движения) известно, что если от покоящегося тела массой М отделится масса m со скоростью V то оставшаяся часть тела массой М-m будет двигаться со скоростью m/(M-m) x V в противоположном направлении. Значит, чем больше отбрасываемая масса и ее скорость,тем большую ско- рость приобретет оставшаяся часть массы т.е. тем больше будет сила приводящая ее в движение. Для работы ракетного двигателя (РД), как и любого реактивного, необходим источник энергии (топливо), рабочее тело (РТ) которое обеспечивает аккумулирование энергии источника ее перенос и преобразование) ,устройство в котором энергия пере- дается РТ и устройство в котором внутренняя энергия РТ преобразуется в кинетичес- кую энергию струи газов и передается ракете в виде силы тяги. Известны химические и нехимические топлива: у первых (жидкостные ракетные дви- гатели - ЖРД и ракетные двигатели твердого топлива - РДТТ) необходимая для работы двигателя энергия выделяется в результате химических реакций, а образующиеся при этом газообразные продукты служат рабочим телом, у вторых для нагрева рабочего тела используются другие источники энергии (например ядерная энергия). Эффективность РД, как и эффективность топлива измеряется его удельным импуль- сом. Удельный импульс тяги (удельная тяга), определяемый как отношение силы тяги к секундному массовому расходу рабочего тела. Для ЖРД и РДТТ расход рабочего тела совпадает с расходом топлива и удельный импульс является величиной обратной удель- ному расходу топлива. Удельный импульс характеризует эффективность РД - чем он больше тем меньше топлива (в общем случае - рабочего тела) расходуется на создание единицы тяги. В системе СИ удельный импульс измеряется в м/сек и практически сов- падает по величине со скоростью реактивной струи. В технической системе единиц (другое ее наименование МКГСС что значит: Метр - КилоГрамм Силы - Секунда), широко применявшейся в СССР, килограмм массы был производной единицей и определялся как масса которой сила в 1 кгс сообщает ускорение 1 м/сек за сек. Она называлась «техническая единица массы» и составляла 9,81 кг. Такая единица была неудобной, поэтому вместо массы использовали вес, вместо плотности - удельный вес и т.д. В ракетной технике при расчете удельного импульса также использовали не массовый а весовой расход топлива. В результате уделный импульс (в системе МКГСС) измерялся в секундах (по величине он в 9,81 раз меньше удельного «массового» импульса). Величина удельного импульса РД обратно пропорциональна квадратному корню мо- лекулярной массы рабочего тела и прямо пропорциональна квадратному корню из зна- чения температуры рабочего тела перед соплом. Температура рабочего тела определя- ется теплотворной способностью топлива. Максимальное ее значение для пары берил- лий+кислород составляет 7200 ккап/кг. что ограничивает величину максимального удельного импульса ЖРД величиной не более 500 сек. Величина удельного импульса зависит от термического коэффициента полезного действия РД - отношения кинетичес- кой энергии, сообщенной в двигателе рабочему телу, ко всей теплотворной способ- ности топлива. Преобразование теплотворной способности топлива в кинетическую энергию истекающей струи в двигателе происходит с потерями поскольку часть тепла уносится с истекающим рабочим телом, часть из-за неполного сгорания топлива не выделяется вовсе. Наиболее высокий удельный импульс имеют электрореактианые дви- гатели. У плазменного ЭРД он доходит до 29000 сек. Максимальный импульс серийных российских двигателей РД-107 составляет 314 сек, Характеристики РД на 90% определяются применяемым топливом. Ракетное топливо - вещество (одно или несколько), представляющих собой источник энергии и РТ для РД. Оно должно удовлетворять следующим основным требованиям: иметь высокий уд.импульс, высокую плотность, требуемое агрегатное состояние компонентов в условиях эксплуа- тации, должно быть стабильным, безопасным в обращении, нетоксичным, совместимым с конструкционными материалами, иметь сырьевые ресурсы и др. Большинство существу- ющих РД работает на химическом топливе. Основная энергетическая характеристика (уд. импульс) определяется количеством выделившейся теплоты (теплотворностью топлива) и химическим составом продуктов реакции, от которого зависит полнота преобразования тепловой энергии в кинетическую энергию потока (чем ниже молекулярная масса, тем выше уд.импульс). По числу раздельно хранимых компонентов химические ракетные топ- лива делятся на одно-(унитарные), двух-, трёх- и многокомпонентные, по агрегатному состоянию компонентов - на жидкие, твёрдые, гибридные, псевдожидкие, желеобразные. Однокомпонентные топлива - соединения типа гидразина N 2 H 4 , перекиси водорода Н 2 О 2 в камере РД распадаются с выделением большого количества теплоты и газообразных продуктов, обладают невысокими энергетическими свойствамивами. Например 100%-я перекись водорода имеет уд.импульс 145с. и применяется как вспомогательные топлива для систем управления и ориентации, приводов турбонасосов РД. Гелеобразные топлива - обычно загущенное солями высокомолекулярных органических кислот или специальными добавками горючее (реже окислитель). Повышение уд.импульса ракетных топлив дости- гается добавлением порошков металлов (Al и др.). Например "Сатурн-5" сжигает за время полета 36т. алюминиевого порошка. Наибольшее применение получили 2-х компо- нентные жидкие и твёрдые топлива. ЖИДКОЕ ТОПЛИВО Двухкомпонентное жидкое топливо состоит из окислителя и горючего. К жидким топливам предъявляются следующие специфические требования: возможно более широкий температурный интервал жидкого состояния, пригодность, по крайней мере, одного из компонентов для охлаждения жидкостного РД (термическая стабильность, высокие тем- пература кипения и теплоёмкость), возможность получения из основных компонентов генераторного газа высокой работоспособности, минимальная вязкость компонентов и малая зависимость её от температуры. Для улучшения характеристик в состав топлива вводятся различные присадки (металлы, например Be и Al для повышения уд.импульса, ингибиторы коррозии, стабилизаторы, активаторы воспламенения, вещества понижающие температуру замерзания). В качестве горючего используются керосин (лигроино-кероси- новые и керосино-газойлевые нефтяные фракции с диапазоном кипения 150-315°С), жид- кий водород, жидкий метан (CH 4), спирты (этиловый, фурфуриловый); гидразин (N 2 H 4), и его производные (диметилгидразин), жидкий аммиак (NH 3), анилин, метил-, диметил- и триметиламины и т.д. В качестве окислителя применяют: жидкий кислород, концентри- рованную азотную кислоту (HNO 3), азотный тетраксид (N 2 O 4), тетранитроме- тан; жидкие фтор, хлор и их соединения с кислородом и др. При подаче в камеру сго- рания компоненты топлива могут самовоспламеняться (конц.азотная кислота с анилином, азотный тетроксид с гидразином и др.)или нет. Применение самовоспламеняющихся топ- лив упрощает конструкцию РД и позволяет наиболее просто осуществлять многоразовые запуски. Максимальный уд.импульс имеют пары водород-фтор(412с), водород-кислород (391с). С точки зрения химии идеальный окислитель – жидкий кислород. Он использо- вался в первых балистических ракетх ФАУ,ее американских и советских копиях. Но его температура кипения (-183 0 С) не устраивала военных. Требуемый диапазон рабочих температур от –55 0 С до +55 0 С. Азотная кислота –другой очевидный окислитель для ЖРД больше устраивала военных. Она имеет высокую плотность,невысокую стоимость, производится в больших количествах, достаточно стабильна, в том числе при высоких температурах, пожаро- и взрывобезопасна. Главное ее преимущество перед жидким кис- лородом в высокой температуре кипения, а следовательно в возможности неограниченно долго храниться без всякой теплоизоляции. Но азотная кислота настолько агрессивное вещество, что непрерывно реагирует само с собой – атомы водорода отщепляются от одной молекулы кислоты и присоединяются к соседним, образуя непрочные, но чрезвы- чайно химически активные агрегаты. Даже самые стойкие сорта нержавеющей стали мед- ленно разрушаются концентрированной азотной кислотой (в результате на дне бака образовывался густой зеленоватый «кисель», смесь солей металлов). Для уменьшения коррозионной активности в азотную кислоту стали добавлять различные вещества,всего 0,5% плавиковой (фтористоводородной) кислоты уменьшают скорость коррозии нержаве- ющей стали в десять раз. Для повышения уд.импульса в кислоту добавляют двуокись азота (NO 2). Это газ бурого цвета, с резким запахом. При охлаждении ниже 21 0 С он сжижается при этом образуется четырехокись азота (N 2 O 4), или азотный тетраксид (АТ). При атмосферном давлении АТ кипит при температуре +21 0 С, а при –11 0 С замер- зает. Газ состоит в основном из молекул NO 2 , жидкость из смеси NO 2 и N 2 O 4 , а в твердом веществе остаются одни только молекулы тетроксида. Кроме всего прочего добавка АТ в кислоту связывает попадающую в окислитель воду, что уменьшает корро- зионную активность кислоты, увеличивается плотность раствора, достигая максимума при 14% растворенного АТ. Эту концентрацию использовали американцы для своих бое- вых ракет. Наши для получения максимального уд. импульса использовали 27% раствор АТ. Такой окислитель получил обозначение АК-27. Параллельно поискам лучшего окислителя шли поиски оптимального горючего. Пер- вым широко использовавшимся горючим был спирт(этиловый), применявшийся на первых советских ракетах Р-1, Р-2, Р-5 ("наследство" ФАУ-2). Кроме низких энергетических показателей военных очевидно не устраивала низкая стойкость личного состава к «от- равлению» таким горючим. Военных больше всего устраивал продукт перегонки нефти,но проблема была в том, что такое топливо не самовоспламеняется при контакте с азот- ной кислотой. Этот недостаток обошли применением пускового горючего. Его состав был найден еще немецкими ракетчиками во время Второй мировой войны, и называлось оно «Тонка-250» (в СССР оно именовалось ТГ-02). Лучше всего воспламеняются с азот- ной кислотой вещества,имеющие в составе, кроме углерода и водорода еще азот. Таким веществом, обладающим высокими энргетическими характеристиками, был гидразин (N 2 H 4). По физическим свойствам он очень похож на воду (плотность на несколько процентов больше, температура замерзания +1,5 0 С, кипения +113 0 С, вязкость и все прочее – как у воды). Но военных не устраивала высокая температура замерзания (выше,чем у воды). В СССР был разработан способ получения несимметричного диметилгидразина (НДМГ), а американцы использовали более простой процесс получения монометилгидразин. Обе эти жидкости, были чрезвычайно ядовиты зато менее взрывоопасны, меньше впитывали водя- ные пары, были термически более стойкими чем гидразин. Но вот температура кипения и плотность по сравнению с гидразином понизились. Несмотря на некоторые недостатки новое топливо вполне устраивало и конструкторов, и военных. НДМГ имеет и другое, «несекретное» название - «гептил». «Аэрозин-50» использовавшийся американцами на своих жидкостных ракетах представляет собой смесь гидразина и НДМГ, что было след- ствием изобретения технологического процесса,в котором они получались одновременно. После того как баллистические ракеты стали размещаться в шахтах, в герметичном контейнере с системой термостатирования требования к диапазону рабочих температур ракетного топлива были снижены. В результате от азотной кислоты отказались,перейдя на чистый АТ так же получивший несекретное наименование – «амил». Давление наддува в баках повышало температуру кипения до приемлемой величины. Коррозия баков и тру- бопроводов с при использовании АТ уменьшилась настолько, что стало возможным хра- нить ракету заправленной на протяжении всего срока боевого дежурства. Первыми раке- тами использующими в качестве окислителя АТ стали УР-100 и тяжелая Р-36. Они могли стоять заправленными до 10 лет подряд. Основные характеристики двухкомпонентных жидких топлив при оптимальном соотношении компонентов (давление в камере сгорания, 100 кгс/см2, на срезе сопла 1 кгс/см2) Окислитель Горючее Теплотвор- Плотность Температура Уд.импульс ность топлива*, г /см 2 * в камере в пустоте, ккал/кг сгорания, К сек Азотная Керосин 1460 1,36 2980 313 к-та (98%) ТГ-02 1490 1,32 3000 310 Анилин(80%)+ фурфуриловый 1420 1.39 3050 313 спирт (20%) Кислород Спирт(94%) 2020 0,39 3300 255 (Жидкий) Водород ж. 0,32 3250 391 Керосин 2200 1,04 3755 335 НДМГ 2200 1,02 3670 344 Гидразин 1,07 3446 346 Аммиак ж. 0,84 3070 323 АТ Керосин 1550 1,27 3516 309 НДМГ 1,195 3469 318 Гидразин 1,23 3287 322 Фтор Водород ж. 0,62 4707 412 (жидкий) Гидразин 2230 1,31 4775 370 * отношение суммарной массы окислителя и горючего к их объёму. ТВЕРДОЕ ТОПЛИВО Твердое топливо подразделяется на баллиститное прессованные - нитроглицерино- вые пороха) представляющее собой гомогенную смесь компонентов (в современных мощных РД не применяется) и смесевое представляющее собой гетерогенные смеси окис- лителя, горючего-связующего (способствующего образованию монолитного топливного блока) и различных добавок (пластификатора, порошки металлов и их гидридов, отвер- дителя и т.д.). Твердотопливные заряды изготавливаются в виде канальных шашек, горящих по внешней либо внутренней поверхности. Основные специфические требования, предъявляемые к твёрдым топливам: равномерность распределения компонентов и, след- овательно, постоянство физико-химических и энергетических свойств в блоке, устой- чивость и закономерность горения в камере РД, а также комплекс физико-механических свойств, обеспечивающих работоспособность двигателя в условиях перегрузок, пере- менной температуры, вибраций. По уд.импульсу (около 200с.) твёрдое топливо усту- пает жидкому, т.к. из-за химической несовместимости не всегда удаётся использовать в составе твёрдого топлива энергетически эффективные компоненты. Недостатком твер- дого топлива является подверженость "старению" (необратимому изменению свойств вследствие происходящих в полимерах химических и физических процессов). Американские ракетчики быстро отказались от жидкого топлива и для боевых ракет предпочли твердое смесевое,работы по созданию которого в США проводились еще с середины 40-х годов, что позволило уже в 1962г. принять на вооружение первую твердотопливную МБР «Минитмен-1». В нашей стране широкомасштабные исследования начались со значительным опозданием. Постановлением от 20 ноября 1959г. предусмат- ривалось создание трёхступенчатой ракеты РТ-1 с твердотопливными ракетными двига- телями (РДТТ) и дальностью 2500км. Поскольку к тому моменту практически отсутство- вали научная, технологическая и производственная базы по смесевым зарядам альтерна- тивы использованию баллиститных твердых топлив не было. Максимально допустимый по технологии диаметр пороховых шашек изготавливаемых методом проходного прессования не превышал 800мм. Поэтому двигатели каждой ступени имели пакетную компоновку из 4 и 2 блоков у первой и второй ступеней соответственно. Вкладной пороховой заряд горел по внутреннему цилиндрическому каналу, торцам и поверхности 4-х продольных щелей, расположенных в передней части заряда. Такая форма поверхности горения обес- печивала необходимую диаграмму давления в двигателе. Ракета имела неудовлетвори- тельные характеристики так, при стартовой массе 29.5т. "Минитмен-1" имел предель- ную дальность 9300км, а у РТ-1 эти характеристики составляли, соответственно 34т. и 2400км. Основной причиной отставания ракеты РТ-1 являлось использование баллист- ного пороха. Для создания МБР на твердом топливе, по своим характеристикам прибли- жающейся к "Минитмен-1", было необходимо использование смесевых топлив, обеспечи- вающих более высокие энергетические и лучшие массовые характеристики двигателей и ракеты в целом. В апреле 1961г. вышло Постановление Правительства о разработке МБР на твердом топливе - РТ-2, было проведено установочное совещание и подготовлена программа "Нейлон-С" по разработке смесевых топлив с уд.импульсом 235с. Эти топ- лива должны были обеспечить возможность изготовления зарядов массой до 40т. мето- дом литья в корпус двигателя. В конце 1968г. ракета была принята на вооружение, но требовала дальнейшего совершенствования. Так, смесевое топливо формовалось в отдельных прессформах, затем заряд вкладывался в корпус, а зазор между зарядом и корпусом заливался связующим веществом. Это создавало определенные трудности при изготовлении двигателя. Ракета РТ-2П, имела твёрдое топливо ПАЛ-17/7 на основе бутил-каучука, обладающего высокой пластичностью, не имеющего заметного старения и растрескивания в процессе хранения, при этом топливо заливалось прямо в корпус дви- гателя, затем производилась его полимеризация и формование необходимых поверхнос- тей горения заряда. По своим летно-техническим характеристикам РТ-2П приближалась к ракете "Минитмен-3". Первыми нашли широкое применение в РДТТ смесевые топлива на основе перхлората калия и полисульфида. Значительное увеличение уд. импульса РДТТ произошло после того, как вместо перхлората калия стал применяться перхлорат аммония, а вместо полисульфидных - полиурстаноеые, а затем полибутадиеновые и другие каучуки, и в состав топлива было введено дополнительное горючее - порошкообразный алюминий. Почти все современные РДТТ содержат заряды, изготовленные из перхлората аммония, алюминия и полимеров бутадиена (СН 2 =СН-СН=СН 2). Готовый заряд имеет вид твердой резины или пластика. Его подвергают тщательному контролю на сплошность и однород- ность массы, прочное сцепление топлива с корпусом и т.д. Трещины и поры в заряде, как и отслоения от корпуса, недопустимы так как могут привести к нерасчетному уве- личению тяги РДТТ (вследствие увеличения горящей поверхности), прогарам корпуса и даже взрывам. Характерный состав смесевого топлива, используемого в современных мощных РДТТ: окислителя (как правило перхлорат аммония NH 4 C1O 4) 60-70%, горючего- связующего (бутилкаучук, нитрильные каучуки, полибутадиены) 10-15%, пластификатора 5-10%, металла (порошки Al,Be,Mg и их гидриды) 10-20%, отвердителя 0,5-2,0% и ката- лизатора горения 0,1-1,0%.(окись железа) В современных космических РДТТ сравнительно редко применяется и модифицирован- ное двухосновное, или смесевое двухосновное топливо. По составу оно является проме- жуточным между обычным баллистным двухосновным (двухосновные пороха – бездымные пороха в которых два основных компонента: нитроцеллюлоза - чаще всего в виде пирок- силина, и нелетучий растворитель – чаще всего нитроглицерин) топливом и смесевым. Двухосновное смесевое топливо содержит обычно кристаллический перхлорат аммония (окислитель) и порошкообразный алюминий (горючее), связанные при помощи нитроцел- люлозно-нитроглицерииовой смеси. Вот типичный состав модифицированного двухоснов- ного топлива: перхлорат аммония -20,4%, алюминий - 21,1%, нитроцеллюлоза - 21,9%, нитроглицерин - 29,0%, триацетин (растворитель) - 5,1%, стабилизаторы - 2,5%. При той же плотности, что и смесевое полибутадиеновоё топливо, модифицированное двух- основное характеризуется несколько большим удельным импульсом. Недостатками же его являются более высокая температура горения, большая стоимость, повышенная взры- воопасность (склонность к детонации). С целью увеличения удельного импульса как в смесевые, так и в модифицированные двухосновные топлива могут вводиться сильно взрывчатые кристаллические окислители например гексоген. ГИБРИДНОЕ ТОПЛИВО В гибридном топливе компоненты находятся в различных агрегатных состояниях. Горючим могут служить: отвержденные нефтепродукты, N 2 H 4 , полимеры и их смеси с порошками - Al, Be, BeH 2 , LiH 2 , окислителями - HNO 3 , N 2 O 4 , H 2 O 2 ,FC1O 3 , C1F 3 , О 2 ,F 2 , OF 2 . По удельному импульсу эти топлива занимают промежуточное положение между жид- кими и твёрдыми. Максимальный уд.импульс имеют топлива: BeH 2 -F 2 (395с), ВеН 2 -Н 2 О 2 (375с), ВеН 2 -О 2 (371с). В основе гибридного топлива, разработанного Стэнфордским университом и NASA, лежит парафин. Он нетоксичен и является экологи- чески чистым (при сгорании образует только углекислый газ и воду) его тяга регули- руется в широких пределах, возможен и повторный запуск. Двигатель имеет довольно простое устройство, сквозь парафиновую трубу, расположенную в камере сгорания, прокачивается окислитель (газообразный кислород), при зажигании и дальнейшем разо- греве поверхностный слой топлива испаряется, поддерживая горение. Разработчикам удалось добиться высокой скорости горения и таким образом решить основную проблему, тормозившую ранее использование подобных двигателей в космических ракетах. Хорошие перспективы может иметь применение металлического горючего. Одним из наиболее под- ходящих для этой цели металлов является литий. При сгорании 1 кг. этого металла выделяется в 4,5 раза больше энергии чем при окислении керосин жидким кислородом. Большей теплотворностью может похвастать лишь бериллий. В США опубликованы патенты на твердое ракетное топливо, содержащее 51-68% металлического лития.
Твердое ракетное топливо представляет собой твёрдое вещество (смесь веществ), которое способно гореть без воздуха и при этом выделять много газообразных соединений, разогретых до высокой температуры. Такие составы используют для создания в двигателях ракет.
Ракетное топливо используется как источник энергии для Кроме твердого горючего, существуют ещё гелеобразные, жидкие и гибридные аналоги. У каждой разновидности горючего имеются свои преимущества и недостатки. Жидкие топлива бывают однокомпонентными и двухкомпонентными (горючее + окислитель). Гелеобразные топлива представляют собой составы, загущенные до состояния геля с помощью Гибридные топлива - это системы, которые включают в себя твердое горючее и жидкий окислитель.
Первые разновидности ракетного горючего были именно твердыми. В качестве рабочего вещества применялся порох и его аналоги, которые использовались в военном деле и для создания фейерверков. Сейчас эти соединения применяются лишь для изготовления небольших модельных ракет, как ракетное топливо. Состав позволяет запускать небольшие (до 0,5 м) ракеты на несколько сотен метров в высоту. Двигателем в них выступает маленький цилиндр. Он начинен твердой горючей смесью, которая поджигается раскаленной проволокой и горит всего несколько секунд.
Ракетное топливо твердого типа чаще всего состоит из окислителя, горючего и катализатора, позволяющего поддерживать стойкое горение после воспламенения состава. В исходном состоянии данные материалы порошкообразные. Чтобы сделать из них ракетное топливо, необходимо создать плотную и которая будет гореть долго, ровно и непрерывно. В твердотопливных двигателях ракет используются: в качестве окислителя, (углерод), как горючее, и сера, как катализатор. Это состав черного пороха. Второй комбинацией материалов, которые применяются, как ракетное топливо являются: бертолетова соль, алюминиевая или магниевая пудра и хлорат натрия. Данный состав называют ещё белым порохом. Твердые горючие наполнители для военных ракет подразделяются на баллиститные (нитроглицериновые спрессованные пороха) и смесевые, которые применяют в форме канальных шашек.
Твердотопливный ракетный двигатель работает следующим образом. После воспламенения топливо начинает гореть с заданной скоростью, выбрасывая через сопло горячее газообразное вещество, что обеспечивает тягу. Горючее в двигателе горит, пока не кончится. Поэтому остановить процесс и выключить двигатель невозможно, пока наполнитель не сгорит до конца. Это один из серьезных минусов твердотопливных двигателей, по сравнению с другими аналогами. Однако в настоящих космических баллистических носителях твердотопливные материалы применяются только на начальном этапе полета. На следующих этапах используются другие типы ракетного горючего, поэтому недостатки твердотопливных составов существенной проблемы не представляют.
На сегодняшний день ракеты различных классов стали одним из основных вооружений самых различных классов, включая собственный род войск – ракетные войска стратегического назначения, и единственным способом вывода полезной нагрузки и человечества в космическое пространство.
Одним из наиболее сложных элементов ракет был и остается ракетный двигатель. Появившись более двух тысяч лет назад, ракеты и двигатели, к сегодняшнему дню, эволюционировали, достигнув совершенства, а касательно двигателей, можно сказать, что и теоретического предела.Жидкостный ракетный двигатель РД-0124
Исторически, первые ракеты использовали простейший пороховой двигатель. В современной терминологии – ракетный двигатель на твёрдом топливе (РДТТ). В течение своего развития такие двигатели получили новые топлива, корпуса из новых материалов, управляемые сопла различных конфигураций, сохранив при этом простоту конструкции и высокую надежность, что предопределило широкое применение этого типа двигателей в технике военного назначения. Основное же достоинство таких двигателей – это постоянная готовность к применению и минимизация операций и времени предстартовой подготовки. При этом, приходится мириться с такими недостатками РДТТ, как сложность организации выключения двигателя, многократность включения и управление тягой.
Основные параметры РДТТ определяются применяемым в нем топливом, возможностью управления вектором тяги, а также конструкцией корпуса. Также, стоит заметить, что рассмотрение твердотопливных двигателей в отрыве от ракет бессмысленно, потому как камера сгорания двигателя, является одновременно и топливным баком и включена в конструкцию ракеты.
Если говорить о сравнении РДТТ отечественных и западных, то тут стоит отметить, что на западе применяются твердые смесевые топлива с более высокой энергетикой, что позволяет создавать двигатели с большим удельным импульсом. В частности, повышается отношение максимальной развиваемой двигателем к массе топлива. Это позволяет снизить стартовые массы ракет. Особенно это заметно при рассмотрении характеристик баллистических ракет.
Первые боевые МБР с РДТТ появились в США в 60-х годах («Поларис» и «Минитмэн»), в СССР же только в 80-х («Тополь» и Р-39).
Поскольку, в таких ракетах основную стартовую массу составляет запас топлива, то сравнивая их и дальности пуска можно судить о эффективности примененных РДТТ.
Для современной американской МБР «Минитмэн-3» стартовая масса и дальность пуска составляют 35400 кг и 11000-13000 км. Для Российской ракеты РС-24 «Ярс» – 46500 – 47200 кг и 11000 км. При забрасываемой массе для обеих ракет в районе 1200 кг, явное преимущество по силовой установке имеет американская ракета. Также, в более лёгких классах РДТТ, включая авиационные ракеты, американцы чаще применяют управление вектором тяги используя отклоняемое сопло. У нас же – это интерцепторы в газовой струе. Последние, снижают КПД двигателя на 5%, отклоняемое сопло – на 2-3%.
С другой стороны, российскими химиками разработана сухая смесь для РДТТ, остатки которой могут быть подорваны. Двигатель с таким топливом применен в ПЗРК «Игла-С», где этот эффект используется для усиления воздействия БЧ. При этом, её американский аналог “Stinger” за счет быстрейшего выгорания топлива развивает большую скорость на активном участке полёта, длительность которого значительно меньше.
Еще одно военное применение РДТТ – в качестве двигателей мягкой посадки на десантируемых платформах. В настоящее время только в России продолжают развиваться десантируемые платформы, обеспечивающие выброску бронетехники с экипажами. Одной из особенностей таких систем является применение тормозных РДТТ. Технология эта позаимствована из космической отрасли, где подобные двигатели применяются для мягкой посадки спускаемых аппаратов.
В мирном космосе РДТТ получили распространение в качестве силовых установок верхних ступеней ракетоносителей и стартовых ускорителей, разгонных блоков космических аппаратов, а также двигателях мягкой посадки. На сегодняшний день одни из мощнейших РДТТ стартовых ускорителей созданы для европейского РН «Ариан».
Также, на западе РДТТ получили распространение в качестве силовых установок РН лёгкого класса, таких как европейская «Вега».
У России сохраняется приоритет в строительстве спускаемых космических аппаратов, оснащенных РДТТ мягкой посадки. На сегодняшний день, спускаемый аппарат корабля «Союз».
РДТТ применяются и для спасения экипажей космических кораблей до старта. Катапультные кресла в авиации, также. Снабжаются РДТТ, и лучшим на сегодняшний день во всем мире признан российский комплекс спасения с креслом К-36.
А вот на разгонных блоках космических аппаратов РДТТ применяются только в США и Европе. Применение же РДТТ в верхних ступенях ракетоносителей гражданского назначения в России характерно для конверсионных РН, созданных на базе МБР.
Стоит, также указать, что NASA отработала технологию многоразовых ТРДД, которые после выгорания топлива можно было заправить и использовать повторно. Речь идёт о стартовых ускорителях космического челнока, и, хотя, эта возможность никогда не использовалась, само её существование говорит о богатом накопленном опыте конструирования и эксплуатации мощных ТРДД. Отставание России в области создания РДТТ большой тяги для космических аппаратов, причиной чего, в основном, является отсутствие наработок в области высокоэнергетического твердого топлива, вызвано историческим упором на ЖРД, как более мощные и обеспечивающие большую топливную эффективность. Так, до сих пор для отечественных твердых и смесевых топлив срок гарантийного хранения составляет 10-15 лет, в то время как в США достигнуты сроки хранения ракет с РДТТ в 15-25 лет. В области же микро- и мини- РДТТ для применения в системах различного военного и гражданского назначения Россия вполне может конкурировать с мировыми образцами, а в некоторых сферах применения обладает уникальными технологиями.
В части же технологий изготовления корпусов, на сегодняшний момент, нельзя выделить чьего-либо однозначного приоритета. Различные методы применяются в зависимости от того, с какой ракетой предстоит увязывать создаваемый РДТТ. Стоит, только указать на то, что в связи с большей энергетикой американских смесевых топлив, корпуса двигателей рассчитаны на более высокую температуру горения.
Появившиеся гораздо позже, жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) за более короткий срок своего существования достигли максимально возможного технического совершенства. Возможность многократного включения и плавного регулирования тяги определили применение таких двигателей в космических ракетоносителях и аппаратах. Значительные наработки в области создания двигателей для боевых комплексов были достигнуты в СССР. В частности, ракеты с ЖРД до сих пор стоят на дежурстве в составе РВСН, не смотря на присущие данному типу недостатки. К недостаткам относится, прежде всего, сложность хранения и эксплуатации заправленной ракеты, сложность самой заправки. Тем не менее, советским инженерам удалось создать технологии ампулирования топливных баков, обеспечивающие сохранение высококипящих компонентов топлива в них сроком до 25 лет, в результате чего были созданы самые мощные МБР в мире. Сегодня же, по мере вывода их с боевого дежурства эти МБР применяются для запуска в космическое пространство полезной нагрузки, в том числе, и мирного назначения. По этому рассмотрим их вместе с другими гражданскими РН.
Современные ЖРД можно разделить на несколько классов по различным критериям. Среди них – способ подачи топлива в камеру сгорания (турбонасосный закрытого и открытого типа, вытеснительный), количество камер сгорания двигателя (одно- и многокамерные), и самое главное, компоненты топлива.
Следует сказать, что выбор топлива для двигателя есть вводная для создания двигателя, так как в большей степени тип топлива и окислителя определяется конструкцией и параметрами ракеты.
Так как большинство современных ракет с ЖРД применяются исключительно для выведения космических аппаратов, есть возможность проведения длительных предстартовых подготовок. Это дает возможность использовать в них низкокипящие компоненты топлива – то есть такие, температура кипения которых значительно ниже нуля. К таковым относится, в первую очередь, используемый в качестве окислителя жидкий кислород и, в качестве топлива, жидкий водород. Самым мощным кислород-водородным двигателем остается американский двигатель RS-25, созданный по программе многоразового транспортного космического корабля. То есть, кроме того, что это самый мощный двигатель на указанных компонентах топлива, его ресурс составляет 55 полётных циклов (с обязательной переборкой после каждого полёта). Двигатель построен по схеме с дожиганием генераторного газа (закрытого цикла). Тяга данного ЖРД составляла 222 тонн-силы в вакууме и 184 на уровне моря.
Его аналогом в СССР был двигатель для второй ступени РН «Энергия» – РД-0120, но с несколько худшими параметрами, не смотря на большее давление газа в камере сгорания (216 атмосфер против 192), при этом масса его была выше, а тяга меньше.
Современные же кислород-водородные двигатели, такие как «Вулкан» европейского РН «Ариан» созданы с использованием открытого цикла газогенератора (сброс газогенераторного газа), и в результате этого, обладает худшими параметрами.
Другая топливная пара – низкокипящий кислород в качестве окислителя и высококипящий керосин, применяются в самом мощном ЖРД РД-170. Построенный по четырехкамерной схеме (один турбонасосный агрегат обеспечивает подачу топлива в 4 камеры сгорания), с закрытым циклом, двигатель обеспечивает тягу в 806 тонн-сил в вакууме, при этом рассчитан на 10 полётных циклов. Двигатель создавался для первой ступени РН «Энергия» (стартовые ускорители). Сегодня его вариант РД-171, обеспечивающий газодинамическое управление по всем трём осям (РД-170 только по двум) используется на РН «Зенит», являющийся, по-сути, самостоятельным стартовым ускорителем от РН «Энергия». Масштабирование двигателя позволило создать двухкамерный РД-180 и однокамерный РД-191, для американской РН Атлас и российской Ангара соответственно.
Наиболее мощным РН на сегодняшний день, является российский «Протон-М», оснащенный ЖРД на высококипящих компонентах РД-275 (первая ступень), и РД-0210 (вторая ступень). Применение высококипящих компонентов, указывает, на, отчасти, военное прошлое данного РН.
РД-275 выполнен по однокамерной схеме, закрытого цикла. Компоненты топлива – гептил и окислитель – N2O4, являются высокотоксичными. Тяга в пустоте – 187 тонн. По всей видимости, это вершина развития ЖРД на высококипящих компонентах, потому как на перспективных космических РН буду применятся нетоксичные кислород-керосиновые или кислород-водородные двигатели, а на боевых БР, включая МБР применяются РДТТ.
Местом, где сохраняется возможность и перспективы применения ЖРД на токсичных компонентах является открытый космос. То есть применение таких ЖРД возможно на разгонных блоках. Так, на российском РБ «Бриз-М» установлен двигатель С5.98М, работающий на тех же компонентах, что и РД-275.
В целом, стоит отметить, что на сегодняшний день российские ЖРД лидируют на мировом рынке как по количеству выведенной нагрузке, так и по распространению на РН различных государств.
При этом продолжаются работы по созданию новых типов двигателей, таких как трехкомпонентные ЖРД, обеспечивающие универсальность применения в атмосфере и за её пределами. Поскольку созданные двигатели достигли предела технического совершенства превзойти их будет очень сложно, а с учетом необходимых на это финансовых затрат – и вовсе бессмысленно. Таким образом, у нас есть лучшая в мире конструкторская школа в этой области, вопрос только в достаточном финансировании, для ее сохранения и развития.
Худзицкий Михаил , инженер-конструктор систем наведения
Что первое приходит на ум при словосочетании «ракетные двигатели»? Конечно же, загадочный космос, межпланетные полеты, открытие новых галактик и манящее сияние далеких звезд. Во все времена небо притягивало к себе человека, оставаясь при этом неразгаданной тайной, но создание первой космической ракеты и ее запуск открыли человечеству новые горизонты исследований.
Ракетные двигатели по своей сути – это обычные реактивные двигатели с одной немаловажной особенностью: для создания реактивной тяги в них не используется атмосферный кислород в качестве окислителя топлива. Все, что нужно для его работы, находится либо непосредственно в его корпусе, либо в системах подачи окислителя и топлива. Именно эта особенность и дает возможность использовать ракетные двигатели в открытом космосе.
Видов ракетных двигателей очень много и все они разительно отличаются между собой не только особенностями конструкции, но и принципом работы. Именно поэтому каждый вид нужно рассматривать отдельно.
Среди основных рабочих характеристик ракетных двигателей особое внимание уделяется удельному импульсу – отношению величины реактивной тяги к массе расходуемого за единицу времени рабочего тела. Значение удельного импульса отображает эффективность и экономичность двигателя.
Химические ракетные двигатели (ХРД)
Этот тип двигателей на сегодняшний день является единственным, который массово используется для выведения в открытый космос космических аппаратов, кроме того, он нашел применение и в военной промышленности. Химические двигатели делятся на твердо- и жидкотопливные в зависимости от агрегатного состояния ракетного топлива.
История создания
Первыми ракетными двигателями были твердотопливные, а появились они несколько веков назад в Китае. С космосом их тогда мало что связывало, зато с их помощью можно было запускать военные ракеты. В качестве топлива использовался порошок, по составу напоминающий порох, только процентное соотношение его составляющих было изменено. В результате при окислении порошок не взрывался, а постепенно сгорал, выделяя тепло и создавая реактивную тягу. Такие двигатели с переменным успехом дорабатывались, совершенствовались и улучшались, но их удельный импульс все равно оставался малым, то есть конструкция была неэффективной и неэкономичной. Вскоре появились новые виды твердого топлива, позволяющие получить больший удельный импульс и развивать большую тягу. Над его созданием в первой половине ХХ века трудились ученые СССР, США и Европы. Уже во второй половине 40-х годов был разработан прототип современного топлива, используемого и сейчас.
Ракетный двигатель РД — 170 работает на жидком топливе и окислителе.
Жидкостные ракетные двигатели – это изобретение К.Э. Циолковского, который предложил их в качестве силового агрегата космической ракеты в 1903 году. В 20-х годах работы по созданию ЖРД начали проводиться в США, в 30-хх годах – в СССР. Уже к началу Второй мировой войны были созданы первые экспериментальные образцы, а после ее окончания ЖРД стали выпускаться серийно. Использовались они в военной промышленности для оснащения баллистических ракет. В 1957 году впервые в истории человечества был запущен советский искусственный спутник. Для его запуска использовалась ракета, оснащенная РЖД.
Устройство и принцип работы химических ракетных двигателей
Твердотопливный двигатель вмещает в своем корпусе топливо и окислитель в твердом агрегатном состоянии, причем контейнер с топливом – это одновременно и камера сгорания. Топливо обычно имеет форму стержня с центральным отверстием. В процессе окисления стержень начинает сгорать от центра к периферии, а газы, полученные в результате сгорания, выходят через сопло, образуя тягу. Это самая простая конструкция среди всех ракетных двигателей.
В жидкостных РД топливо и окислитель находятся в жидком агрегатном состоянии в двух раздельных резервуарах. По каналам подачи они попадают в камеру сгорания, где смешиваются и происходит процесс горения. Продукты сгорания выходят через сопло, образуя тягу. В качестве окислителя обычно используется жидкий кислород, а топливо может быть разным: керосин, жидкий водород и т.д.
Плюсы и минусы химических РД, их сфера применения
Достоинствами твердотопливных РД являются:
- простота конструкции;
- сравнительная безопасность в плане экологии;
- невысокая цена;
- надежность.
Недостатки РДТТ:
- ограничение по времени работы: топливо сгорает очень быстро;
- невозможность перезапуска двигателя, его остановки и регулирования тяги;
- небольшой удельный вес в пределах 2000-3000 м/с.
Анализируя плюсы и минусы РДТТ, можно сделать вывод, что их использование оправдано только в тех случаях, когда нужен силовой агрегат средней мощности, достаточно дешевый и простой в исполнении. Сфера их использования – баллистические, метеорологические ракеты, ПЗРК, а также боковые ускорители космических ракет (ими оснащаются американские ракеты, в советских и российских ракетах их не использовали).
Достоинства жидкостных РД:
- высокий показатель удельного импульса (порядка 4500 м/с и выше);
- возможность регулирования тяги, остановки и перезапуска двигателя;
- меньший вес и компактность, что дает возможность выводить на орбиту даже большие многотонные грузы.
Недостатки ЖРД:
- сложная конструкция и пуско-наладочные работы;
- в условиях невесомости жидкости в баках могут хаотично перемещаться. Для их осаждения нужно использовать дополнительные источники энергии.
Сфера применения ЖРД – это в основном космонавтика, так как для военных целей эти двигатели слишком дорогие.
Несмотря на то, что пока химические РД – единственные способные обеспечить вывод ракет в открытый космос, их дальнейшее усовершенствование практически невозможно. Ученые и конструкторы убеждены, что предел их возможностей уже достигнут, а для получения более мощных агрегатов с большим удельным импульсом необходимы другие источники энергии.
Ядерные ракетные двигатели (ЯРД)
Этот тип РД в отличие от химических вырабатывает энергию не при сгорании топлива, а в результате нагревания рабочего тела энергией ядерных реакций. ЯРД бывают изотопными, термоядерными и ядерными.
История создания
Конструкция и принцип работы ЯРД были разработаны еще в 50-хх годах. Уже в 70-хх годах в СССР и США были готовы экспериментальные образцы, которые успешно проходили испытания. Твердофазный советский двигатель РД-0410 с тягой в 3,6 тонны испытывался на стендовой базе, а американский реактор «NERVA» должен был устанавливаться на ракету «Сатурн V» до того, как спонсирование лунной программы было остановлено. Параллельно велись работы и над созданием газофазных ЯРД. Сейчас действуют научные программы по разработке ядерных РД, проводятся эксперименты на космических станциях.
Таким образом, действующие модели ядерных ракетных двигателей уже есть, но пока ни один из них так и не был задействован вне лабораторий или научных баз. Потенциал таких двигателей довольно высокий, но и риск, связанный с их использованием, тоже немалый, так что пока они существуют только в проектах.
Устройство и принцип действия
Ядерные ракетные двигатели бывают газо-, жидко- и твердофазными в зависимости от агрегатного состояния ядерного топлива. Топливо в твердофазных ЯРД – это ТВЭЛы, такие же, как в ядерных реакторах. Они находятся в корпусе двигателя и в процессе распада делящегося вещества выделяют тепловую энергию. Рабочее тело – газообразный водород или аммиак – контактируя с ТВЭЛом, поглощает энергию и нагревается, увеличиваясь в объеме и сжимаясь, после чего выходит через сопло под высоким давлением.
Принцип работы жидкофазного ЯРД и его устройство аналогично твердофазным, только топливо находится в жидком состоянии, что позволяет увеличить температуру, а значит и тягу.
Газофазные ЯРД работают на топливе в газообразном состоянии. Обычно в них используется уран. Газообразное топливо может удерживаться в корпусе электрическим полем или же находится в герметичной прозрачной колбе – ядерной лампе. В первом случае возникает контакт рабочего тела с топливом, а также частичная утечка последнего, поэтому кроме основной массы топлива в двигателе должен быть предусмотрен его запас для периодического пополнения. В случае с ядерной лампой утечки не происходит, а топливо полностью изолировано от потока рабочего тела.
Преимущества и недостатки ЯРД
Ядерные ракетные двигатели имеют огромное преимущество в сравнении с химическими – это высокий показатель удельного импульса. Для твердофазных моделей его величина составляет 8000-9000 м/с, для жидкофазных – 14000 м/с, для газофазных – 30000 м/с. Вместе с тем, их использование влечет за собой заражение атмосферы радиоактивными выбросами. Сейчас ведутся работы по созданию безопасного, экологичного и эффективного ядерного двигателя, и главным «претендентом» на эту роль является газофазный ЯРД с ядерной лампой, где радиоактивное вещество находится в герметичной колбе и не выходит наружу с реактивным пламенем.
Электрические ракетные двигатели (ЭРД)
Еще один потенциальный конкурент химических РД – электрический РД, работающий за счет электрической энергии. ЭРД может быть электротермическим, электростатическим, электромагнитным или импульсным.
История создания
Первый ЭРД был сконструирован в 30-х годах советским конструктором В.П. Глушко, хотя идея создания такого двигателя появилась еще в начале ХХ века. В 60-х годах ученые СССР и США активно работали над созданием ЭРД, и уже в 70-х годах первые образцы начали использоваться в космических аппаратах в качестве двигателей управления.
Устройство и принцип работы
Электроракетная двигательная установка состоит из самого ЭРД, строение которого зависит от его типа, систем подачи рабочего тела, управления и электропитания. Электротермический РД нагревает поток рабочего тела за счет тепла, выделяемого нагревательным элементом, или в электрической дуге. В качестве рабочего тела используется гелий, аммиак, гидразин, азот и другие инертные газы, реже – водород.
Электростатические РД делятся на коллоидные, ионные и плазменные. В них заряженные частицы рабочего тела ускоряются за счет электрического поля. В коллоидных или ионных РД ионизация газа обеспечивается ионизатором, высокочастотным электрическим полем или газоразрядной камерой. В плазменных РД рабочее тело – инертный газ ксенон – проходит через кольцевой анод и попадает в газоразрядную камеру с катод-компенсатором. При высоком напряжении между анодом и катодом вспыхивает искра, ионизирующая газ, в результате чего получается плазма. Положительно заряженные ионы выходят через сопло с большой скоростью, приобретенной за счет разгона электрическим полем, а электроны выводятся наружу катодом-компенсатором.
Электромагнитные РД имеют свое магнитное поле – внешнее или внутреннее, которое ускоряет заряженные частицы рабочего тела.
Импульсные РД работают за счет испарения твердого топлива под действием электрических разрядов.
Преимущества и недостатки ЭРД, сфера использования
Среди преимуществ ЭРД:
- высокий показатель удельного импульса, верхний предел которого практически не ограничен;
- малый расход топлива (рабочего тела).
Недостатки:
- высокий уровень потребления электроэнергии;
- сложность конструкции;
- небольшая тяга.
На сегодняшний день использование ЭРД ограничено их установкой на космические спутники, а в качестве источников электроэнергии для них применяются солнечные батареи. Вместе с тем именно эти двигатели могут стать теми силовыми установками, которые дадут возможность исследовать космос, поэтому работы по созданию их новых моделей активно ведутся во многих странах. Именно эти силовые установки чаще всего упоминали фантасты в своих произведениях, посвященных покорению космоса, их же можно встретить и в научно-фантастических фильмах. Пока именно ЭРД является надеждой на то, что люди все же смогут путешествовать к звездам.
Loading...