Которого находится в самом средстве передвижения. Ракетный двигатель - единственный практически освоенный для вывода полезной нагрузки на орбиту искусственного спутника Земли и применения в условиях безвоздушного пространства тип двигателя. Другие типы двигателей, пригодные для применения в космосе (например, ) пока еще не вышли из стадии теоретической и/или экспериментальной отработки.

Сила тяги в ракетном двигателе возникает в результате преобразования исходной энергии в реактивной струи рабочего тела. В зависимости от вида энергии, преобразующейся в кинетическую энергию реактивной струи, различают химические ракетные двигатели , ядерные ракетные двигатели и электрические ракетные двигатели .

Характеристикой эффективности ракетного двигателя является (другое название - удельная тяга ) - отношение тяги, развиваемой ракетным двигателем, к секундному массовому расходу рабочего тела. Удельный импульс имеет размерность (Н×с)/кг и на практике обычно сокращается до м/c, то есть размерности . Для идеального ракетного двигателя удельный импульс численно равен скорости истечения рабочего тела из сопла.

Химические ракетные двигатели

Наиболее распространены химические ракетные двигатели, в которых в результате экзотермической химической реакции и (вместе именуемые ) продукты сгорания нагреваются до высоких температур, разгоняются в сверхзвуковом сопле и истекают наружу.

Наиболее просты по конструкции (РДТТ), в которых горючее и окислитель хранятся в форме твёрдых веществ, а топливный бак одновременно выполняет функции камеры сгорания. Твердотопливные двигатели удобны в эксплуатации и хранении, но менее эффективны, чем жидкостные. Удельный импульс твердотопливных двигателей - 2-3 км/с.

Ядерные ракетные двигатели

Ядерный ракетный двигатель (ЯРД) - двигатель, рабочее тело в котором (например, водород, аммиак и др.) нагревается за счет энергии, выделяющейся при ядерной реакции или радиоактивном распаде. Различают радиоизотопные, ядерные и термоядерные ракетные двигатели.

Ядерные ракетные двигатели позволяют достичь значительно более высокого (по сравнению с химическими ракетными двигателями) значения удельного импульса благодаря большой скорости истечения рабочего тела (от 8 000 м/с до 50 км/с и более). Вместе с тем, тяга ЯРД может быть сравнима с тягой химических ракетных двигателей, что создает предпосылки для замены в будущем химических ракетных двигателей ядерными.

Основной проблемой при использовании ЯРД является радиоактивное загрязнение окружающей среды, что не позволяет использовать ЯРД (кроме, возможно, газофазных - см. ниже), на первых двух ступенях ракет-носителей.

ЯРД разделяются на твёрдо- и газофазные. В твёрдофазных ЯРД делящееся вещество, как и в обычных , размещено в сборках-стержнях с развитой поверхностью, что позволяет эффективно нагревать (лучистой энергией в данном случае можно пренебречь) (обычно - ), одновременно являющееся теплоносителем, охлаждающим элементы конструкции и сами сборки. Температура РТ ограничена максимальной допустимой температурой элементов конструкции (не более 3 000 °К), что ограничивает скорость истечения.

В газофазных ЯРД делящееся вещество, также как и РТ, находится в газообразном состоянии и удерживается в рабочей зоне электромагнитным полем. При этом существует небольшая утечка делящегося вещества во внешнюю среду. РТ (водород) содержит частицы , поскольку нагревается за счёт поглощения лучистой энергии. Элементы конструкции в ЯРД этого типа не являются сдерживающим фактором, поэтому скорость истечения РТ может превышать 30 000 м/с при значительном расходе. Считается, что газофазные ЯРД могут быть использованы в качестве двигателей первой ступени, несмотря на утечку делящегося вещества.

На настоящий момент ядерные ракетные двигатели с делящимся веществом в твердой фазе находятся на стадии экспериментальной отработки. В Советском Союзе и в США такие ЯРД активно испытывались в годах века. Реактор «Nerva» был готов к использованию в качестве двигателя третьей ступени ракеты-носителя , однако лунную программу к этому времени закрыли, а других задач для этих РН не было.

Газофазные ЯРД в настоящий момент находятся на стадии теоретической отработки, однако и в СССР, и в США проводились также и экспериментальные исследования. Ожидается, что новый толчок к работам над газофазными двигателями дадут результаты эксперимента «Плазменный кристалл», проводившегося на ракетные двигатели и электромагнитные ракетные двигатели.

К особенностям (обычно считаемых недостатками) электрических ракетных двигателях относят низкую тягу (не превышающую единиц для самых мощных из электрических ракетных двигателей) и неспособность работы в условиях атмосферы при высотах менее 100 км. Все это сужает область применения электрических ракетных двигателей.

В настоящий момент электрические ракетные двигатели применяются в качестве маршевых двигателей и двигателей ориентации на автоматических . Благодаря высокому удельному импульсу (скорости истечения) расход рабочего тела (РТ) небольшой, что позволяет обеспечить длительный срок активного существования КА.

Текст работы размещён без изображений и формул.
Полная версия работы доступна во вкладке "Файлы работы" в формате PDF

Научно-исследовательская работа

Реактивные ракетные двигатели

Выполнил:

Реактивное движение - это движение тела, возникающее в результате отделения от него с некоторой скоростью какой-нибудь его части.

Данное явление объясняется законом сохранения импульса. Закон сохранения количества движения утверждает, что векторная сумма импульсов всех тел системы есть величина постоянная, если векторная сумма внешних сил, действующих на систему тел, равна нулю.

Реактивное движение встречается в природе и широко применяется в технике, особенно в ракетно-космической области. Существуют различные типы двигателей, основанные на реактивном движении. На данный момент для покорения просторов космоса наиболее часто используются реактивные двигатели на жидком топливе. Но для таких двигателей в наши дни почти достигнут предел возможностей, а это значит, что они непригодны для дальних космических путешествий. По всему миру ведутся разработки новых типов двигателей. Я решил обратиться к уже известному типу двигателя и в своей работе хотел показать возможности использования в ракетах реактивных химических двигателей на топливе твёрдого вида.

Цель работы: создать модель ракеты с реактивным двигателем, исследовать зависимость реактивной тяги от конструкции двигателя и консистенции топлива.

Изучить историю создания и развития реактивных двигателей;

Изучить устройство и принцип действия ракеты;

Изготовить действующую летательную модель ракеты;

Исследовать на опыте влияние конструкции двигателя на реактивную тягу;

Исследовать на опыте использование топлива твердого вида для реактивного двигателя.

Гипотеза: реактивная тяга твердотопливного двигателя выше при использовании топлива твердого вида более высокой плотности.

2. История возникновения реактивных двигателей.

В Китае в конце 1 тысячелетия н. э. впервые открыли реактивное движение, приводящее в действие ракеты, которые являлись бамбуковыми трубками, начинёнными порохом. Эти ракеты запускались ради забавы как фейерверк.

Следующий шаг был сделан только в 1556 году немецким изобретателем Конрадом Хаасом. Он заложил теоретические основы первой боевой и многоступенчатой ракеты. Идеи Хааса развил польский генерал Казимир Семенович. В 1650 году он предложил проект создания трехступенчатой ракеты. В жизнь эта идея воплощена была только в ХХ веке, через несколько столетий после смерти Семеновича.

В 1805 году британский офицер Уильям Конгрив продемонстрировал в Королевском Арсенале созданные им пороховые ракеты небывалой по тем временам мощности. Оружие многократно применялось во время Наполеоновских войн. В России пионером ракетостроения считается генерал-лейтенант Александр Засядько. Он усовершенствовал ракету Конгрива и предложил энергию разрушительного оружия использовать в мирных целях, например для полёта в космос.

Идеи Засядько легли в основу работ Константина Эдуардовича Циолковского. Этот знаменитый ученый и изобретатель теоретически обосновал возможность полета в космос при помощи ракетных технологий. В качестве топлива он предлагал использовать не порох, а смесь жидкого кислорода с жидким водородом. Его статья, посвященная этому вопросу, появилась в 1903 году. В ней было представлено математическое уравнение, ставшее важнейшим для космонавтики. Оно известно в наше время как "формула Циолковского".

Формула Циолковского определяет скорость, которую развивает летательный аппарат под воздействием тяги ракетного двигателя, неизменной по направлению, при отсутствии всех других сил. Эта скорость называется характеристической.

V - конечная (после выработки всего топлива) скорость летательного аппарата;

I - удельный импульс ракетного двигателя (отношение тяги двигателя к секундному расходу массы топлива);

M 1 - начальная масса летательного аппарата (полезная нагрузка + конструкция аппарата + топливо);

M 2 - конечная масса летательного аппарата (полезная нагрузка + конструкция).

Это уравнение описывает движение тела, имеющего переменную массу. В своих дальнейших трудах Циолковский представил схему ракетного двигателя, работающего на жидком топливе. Циолковский, изучая использование реактивного движения в природе и технике, разработал многоступенчатую конструкцию ракеты. Ему также принадлежит идея о возможности создания на околоземной орбите целых космических городов. Ракеты, как показал Циолковский, - это единственные аппараты, которые могут преодолеть силу тяжести.

Современник Циолковского Герман Оберт также разрабатывал идею межпланетных перелетов. В 1928 году Оберт познакомился с молодым студентом Вернером фон Брауном. Этому юному физику из Берлина в скором времени предстояло совершить прорыв в ракетостроении и воплотить в жизнь многие идеи Оберта.

Но ещё 16 марта 1926 года была запущена первая ракета на жидком топливе Робертом Годдардом, который также в 1914 году запатентовал многоступенчатую ракету.

В СССР в 1933 году был создан Реактивный институт. В том же году появился и принципиально новый тип оружия — реактивные снаряды. Установка для их запуска вошла в историю под именем «Катюша».

В Германии развитием идей Оберта занимался Вернер фон Браун. Он создавал ракеты для германской армии и не оставил этого занятия после прихода к власти нацистов. При создании новых ракет использовался рабский труд. Так была создана баллистическая ракета. Первые испытания прошли в 1942 году. В 1944-м баллистическая ракета дальнего действия «Фау-2» была принята на вооружение Вермахтом. С ее помощью обстреливали, в основном, территорию. «Фау-2» несла страшные разрушения и вселяла страх в сердца людей.

Весной 1945 учёный сдался американцам. В США Вернер фон Браун продолжил работу над ракетами. Теперь он трудился в основном для мирных целей. Именно он дал колоссальный толчок к развитию американской космической отросли, сконструировав для США первые ракеты-носители. Его команда в феврале 1958 запустила в космос первый американский искусственный спутник Земли. Советский Союз опередил США с запуском спутника почти на полгода. 4 октября 1957 года на орбиту Земли был выведен первый искусственный спутник. При его запуске была использована советская ракета Р-7, созданная Сергеем Павловичем Королевым. Р-7 стала первой в мире межконтинентальной баллистической ракетой, а также первой ракетой, использованной для космического полета.

Достижения Королёва в сфере освоения космоса заслуживают отдельного внимания. Этот талантливый советский специалист принимал участие в проектах по созданию баллистических ракет, запуска первого спутника Земли, выведения первого человека в космос на околоземную орбиту (Юрий Гагарин 12 апреля 1961). А также Сергей Павлович ввёл различные разработки по созданию орбитальной космической станции, но он ушёл из жизни раньше, чем его идеи были воплощены в космических кораблях «Союз».

3. Ракетный двигатель.

Ракетный двигатель — реактивный двигатель, источник энергии и рабочее тело которого находится в самом средстве передвижения. Ракетный двигатель — единственный практически освоенный для вывода полезной нагрузки на орбиту Земли и применения в условиях безвоздушного космического пространства тип двигателя.

Сила тяги в ракетном двигателе возникает в результате преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела. В зависимости от вида энергии, преобразующейся в кинетическую энергию реактивной струи, различают химические, ядерные и электрические ракетные двигатели.

Характеристикой эффективности ракетного двигателя является удельный импульс (в двигателестроении применяют несколько другую характеристику - удельная тяга) - отношение количества движения, получаемого ракетным двигателем, к массовому расходу рабочего тела. Удельный импульс имеет размерность скорости м/c. Для ракетного двигателя, работающего на расчетном режиме (при равенстве давления окружающей среды и давления газов на срезе сопла), удельный импульс численно равен скорости истечения рабочего тела из сопла.

4. Разновидности ракетных двигателей.

Химические ракетные двигатели делятся на твердотопливные и жидкостные.

В твердотопливном двигателе (РДТТ) горючее и окислитель хранятся в форме смеси твёрдых веществ, а топливная ёмкость одновременно выполняет функции камеры сгорания. Твердотопливный двигатель и ракета, оборудованная им, конструктивно устроены гораздо проще всех других типов ракетных двигателей и соответствующих ракет, а потому они надёжны, дёшевы в производстве, не требуют больших трудозатрат при хранении и транспортировке, время подготовки их к пуску минимально. Поэтому в настоящее время они вытесняют другие типы ракетных двигателей из области военного применения. Вместе с тем, твёрдое топливо энергетически менее эффективно, чем жидкое.

Достоинствами твердотопливных ракет являются: относительная простота, отсутствие проблемы возможных утечек токсичного топлива, низкая пожароопасность, возможность долговременного хранения, надёжность.

Схема твердотопливного двигателя(1 — воспламенитель; 2 — топливный заряд; 3 — корпус; 4 — сопло)

Недостатками таких двигателей являются невысокий удельный импульс и относительные сложности с управлением тягой двигателя (дросселированием), его остановкой (отсечка тяги) и повторным запуском; больший уровень вибраций при работе, по сравнению с ЖРД, большое количество агрессивных веществ в выхлопе.

В жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) горючее и окислитель пребывают в жидком агрегатном состоянии. Они подаются в камеру сгорания с помощью турбонасосной или вытеснительной систем подач. Жидкостные ракетные двигатели допускают регулирование тяги в широких пределах, и

Схема жидкостного ракетного двигателя.

многократное включение и выключение, что особенно важно при маневрировании в космическом пространстве. Удельный импульс ЖРД достигает 4500 м/c. Тяга — свыше 800 тс (РД-170). По совокупности этих свойств ЖРД предпочтительны в качестве маршевых двигателей ракет-носителей космических аппаратов, и маневровых двигателей космических аппаратов.К преимуществам ЖРД можно отнести следующее: самый высокий удельный импульс в классе химических ракетных двигателей (свыше 3500 — 4500 м/с); управляемость по тяге и высокая маневренность; весовое преимущество по сравнению с РДТТ.

Недостатки ЖРД: сложность конструкции и устройства; дороговизна транспортировки и повышенная опасность; компоненты жидкого топлива в невесомости неуправляемо перемещаются в пространстве баков. Для их осаждения нужны специальные меры; в настоящее время для химических ракетных двигателей (в том числе и для ЖРД) достигнут предел энергетических возможностей топлива.

Ядерные и электрические ракетные двигатели .

ЯРД имеют огромное преимущество в сравнении с химическими - это высокий показатель удельного импульса. Его величина составляет 9000-30000 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.

Электрический ракетный двигатель в качестве рабочего тела использует гелий, аммиак, гидразин, азот и другие инертные газы, реже - водород.

Среди преимуществ ЭРД: высокий показатель удельного импульса; 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. Пока именно ЭРД является надеждой на то, что люди все же смогут путешествовать к звездам.

5. Практическая часть

Изучив историю ракетостроения и устройство ракетных двигателей, я решил собрать из подручных материалов действующую модель ракеты.

Для начала мне было необходимо определиться с типом двигателя. Изучив все вариации реактивных двигателей, я пришёл к выводу, что лучше всего для самодельного изготовления подходит твердотопливный двигатель. Он наиболее безопасный, надёжный, простой, не требует какой-либо сложной конструкции и прост в изготовлении.

Поискав информацию в интернете, на форумах любительского ракетостроения, а также в книгах по ракетомоделизму я нашёл довольно простой рецепт твёрдого "карамельного" топлива - смесь селитры и углевода.

Ингредиенты топлива:

Сахар или сорбит С12Н22О11 35-40%

Калиевая селитра KNO3 65-60%

Катализатор - оксид железа Fe2O3 1%

Существует несколько способов изготовления топлива:

1) Сахар и селитру плавят при температуре 120-145 градусов до полного преобразования сахара и образования массы, по консистенции похожей на жидкую манную кашу. Предварительно измельчать компоненты не нужно. Очень важно постоянно мешать ее, чтобы не образовались пузырьки воздуха.

2) Ингредиенты можно по отдельности измельчить до очень мелкого состояния, после чего смешать и туго набить в корпус двигателя.

Я решил использовать второй способ, так как он более прост и надёжен. В цветочном магазине я купил калиевую селитру, которую продавали как удобрение для растений, сахар нашёл дома. Ингредиенты я измельчил с помощью пестика в металлической ступке. Корпус двигателя я сделал из обрезанной плотной картонной трубочки. В этот картонный цилиндр я "загрузил" топливо из смеси измельченного сахара и селитры, предварительно поместив в центр цилиндра стержень для будущего воспламенителя. Смесь засыпал порциями, постоянно спрессовывая. Далее я приделал сопло из тонкого алюминия, который вырезал из банки из-под лимонада. В итоге у меня получилось два первых двигателя (см. фото).

Двигатели я протестировал на улице. Второй двигатель, в который я добавил также катализатор - оксид железа, работал более интенсивно. Топливо горело, активно образуя огненное пламя. Из недостатков я выявил несовершенство сопла двигателя, которое почти сразу отвалилось, видимо клей, которым я его склеивал от температуры пришёл в негодность. Картон из-за своей легковоспламеняемости не подошёл в качестве корпуса двигателя. Яркое пламя при горении двигателя, говорит о большом содержании кислорода в топливе - вероятно, топливо плохо спрессовано.

Для следующей ракеты я решил сделать многоразовый двигатель с металлическим корпусом. В качестве оболочки двигателя я решил использовать карманный фонарик, его цилиндрическая форма идеально подходит под размеры корпуса ракеты. Из фонарика я вытащил всё ненужное - кассету с батарейками, кнопку и светодиодные лампочки. Осталась лишь лёгкая алюминиевая цилиндрическая трубка и закручивающаяся крышка без верхней поверхности, то есть кольцо. В качестве дна трубки я использовал пятирублёвую монету. В крышке же я укрепил тонкую алюминиевую пластинку с маленькой дырочкой, которая будет играть роль сопла в двигателе. В корпус бывшего фонарика я засыпал топливную смесь и спрессовывал тупой стороной карандаша. Замечу, что такой способ прессовки, как я понял позже, не является эффективным. В центре двигателя установил самодельный фитиль. Двигатель поместил в корпус бумажной ракеты. Стабилизаторы в нижней части обклеил фольгой - для снижения вероятности их воспламенения. К корпусу ракеты приклеил бумажные петельки, которые будут крепить ракету к направляющей деревянной жёрдочке - шпангоуту.

При запуске двигателя, топливная смесь активировалась, началось бурное выделение дыма и газа из двигателя, но ракета так и не сдвинулась с места. Я понял, что причиной является малая тяга двигателя и наличие силы трения со стороны деревянной направляющей. Тогда я предпринял решение снять ракету с направляющей и немного подкинуть вверх в воздух. При сообщении ракете дополнительной силы я заметил, что она немного взлетела в вверх, но почти сразу изменила траекторию движения и упала на снег. Через несколько секунд топливо закончилось и двигатель прекратил свою работу.

Из этого испытания я выявил плюсы использования многоразового металлического корпуса для двигателя. Корпус нигде не прогорел и никак не испортился, к тому же легко чистится от продуктов сгорания топлива.

Анализируя процесс изготовления топлива, я пришёл к выводу, что оно плохо спрессовывается. Нужен более эффективный пресс, способный сжать смесь так, что бы в топливе было как можно меньше воздуха и больше самого топлива. Я решил испробовать первый метод изготовления топливной смеси - с помощью плавления компонентов.

Далее я взял те же самые компоненты и расплавил их на сковороде. Пока карамельная смесь не застыла, я её вылил в корпус двигателя, предварительно оставив место для фитиля. Такая карамелизированная топливная смесь является более эффективной, чем порошкообразная, так как концентрация топливного вещества намного выше.

Я создал сразу несколько ракет с разными размерами сопла. Лучше всего показала себя ракета со "средним" размером сопла (1/3 от диаметра двигателя), которая смогла взлететь, но из-за порыва ветра и неисправности одного стабилизатора перевернулась и полетела в землю. Тем не менее, запуск ракеты можно считать удачным, так как ракета оторвалась от земли.

6. Заключение.

Таким образом, я изучил историю ракетостроения, устройство и принцип действия реактивных двигателей, а также из подручных средств создал действующую модель ракеты на двигателе с топливом твёрдого типа. "Карамельное" топливо (смесь из сахара, калиевой селитры и оксида железа) успешно прошло испытание.

Также я проверил гипотезу, экспериментально определив, что на тягу твердотопливного двигателя влияет плотность топлива. Модель ракеты смогла взлететь при использовании твердого топлива после его предварительного расплавления, что позволило уменьшить содержание воздуха в топливе. Таким образом, тяга ракеты зависит еще и от содержания воздуха в топливе.

Также на тягу влияют конструктивные особенности двигателя, в частности размер сопла. Сопло размером 1/3 от диаметра двигателя показало лучший результат, оно не слишком маленькое (меньший размер повышает давление газа внутри двигателя, скорость истечения газа возрастает, но секундный расход топлива уменьшается, из-за чего тяга невысокая) и не слишком большое (большой размер увеличивает секундный расход топлива, но уменьшает скорость истечения газа). Тяга такого двигателя была самой оптимальной. В итоге оказалось, что изготовленное мной сопло напоминает сопло Лаваля.

Тяга ракеты зависит от вида топлива, при добавлении в него катализатора интенсивность и температура горения топлива увеличивается, что сказывается на повышении давлении внутри камеры сгорания (которая и является корпусом двигателя), а, следовательно, и скорости истечения газа, то есть тяга повышается.

В итоге моя гипотеза оказалась верна, а изготовленная модель ракеты успешно прошла испытание.

7. Список литературы.

Е. Л. Букш "Основы ракетного моделизма"

А.В. Яскин "Теория устройства ракетных двигателей"

Г. А. Назаров, В. И. Прищепа "Космические твердотопливные двигатели"

http://diletant.media/rosteh/HYPERLINK "http://diletant.media/rosteh/26204196/"26204196HYPERLINK "http://diletant.media/rosteh/26204196/"/ Главный редактор: Алексей Соломин

https://ru.wikipedia.org/wiki/Ракетный_двигатель

https://ru.wikipedia.org/wiki/Жидкостный_ракетный_двигатель

https://ru.wikipedia.org/wiki/Твердотопливный_ракетный_двигатель

https://ru.wikipedia.org/wiki/Карамельное_ракетное_топливо

К числу основных параметров и характеристик ЖРД относятся следующие.

1. Тяга ЖРД - равнодействующая реактивной силы ЖРД и сил давления окружающей среды, действующих на его внешние поверхности, за исключением сил внешнего аэродинамического сопротивления.

где - секундный массовый расход топлива (кг/с);

W а – скорость истечения на срезе сопла камеры (м/с);

F a – площадь среза сопла (м 2);

Р а – давление на срезе сопла;

Р n – давление окружающей среды.

Различают тягу на земле (на уровне моря) и в пустоте. Из определения тяги ЖРД следует, что тяга двигателя в пустоте имеет наибольшее значение, а при наличии давления окружающей атмосферы тяга соответственно снижается. Например, тяга ЖРД SSME космического корабля «Спейс-Шаттл» в пустоте равна 2,09 МН, а на земле - 1,67 МН; тяга самого мощного в мире ЖРД РД-170 каждого из четырех блоков первой ступени ракеты-носителя (РН) "Энергия" составляет 7,4 МН на земле и

8,06 МН в пустоте.

2. Удельный импульс тяги ЖРД - отношение тяги ЖРД к массовому секундному расходу топлива ЖРД.

Аналогично тяге удельный импульс тяги ЖРД максимален в пустоте и соответственно уменьшается при наличии давления окружающей среды. Удельный импульс тяги является важнейшим параметром двигателя, характеризует эффективностьжидкого ракетного топлива и совершенство конструкции двигателя. Например, для ЖРД SSME удельный импульс в пустоте (I п) равен 4464 м/с, а на земле (I з) - 3562 м/с.

3. Удельная масса ЖРД - отношение массы залитого ЖРД к его наибольшей тяге на основном режиме, причем масса залитого ЖРД определяется массой ЖРД (массой конструкции ЖРД) и компонентов топлива, заполняющих его трубопроводы и агрегаты при работе. При наличии нескольких основных режимов ЖРД его удельную массу определяют по наибольшей тяге. Удельная масса ЖРД F-1 и SSME равна 1,48 и 1,02 г/Н соответственно.

4. Тип жидкостного ракетного топлива (ЖРТ ). Обычно каждую ДУ конструируют для вполне определенного топлива, причем от него в значительной степени зависят удельные параметры ЖРД и эффективность их применения в составе ЛА. В настоящее время наибольшее применение в качестве топлива находят жидкий кислород и жидкий водород, жидкий кислород и углеводо­родное горючее (керосин и метан), а также четырехокись азота и несимметричный диметилгидразин (НДМГ).

5. Время работы ЖРД - время от первой команды на запуск ЖРД до первой команды на его выключение. Для ЖРД многократного включения время работы равно суммарному времени работы ЖРД, соответствующему всем циклам работы. Обычно для ЖРД одноразового включения время работы не превышает 1000 с. Для двигателей многократного включения кроме времени их работы (суммарного времени непрерывной работы при каждом цикле) задают число циклов работы, а также минимальное и максимальное время (паузу) между ними. Например, ЖРД J-2 третьей ступени РН "Сатурн-5" при первом цикле работал 180 с, а затем следовала пауза 4,5 ч, после чего двигатель повторно работал 300 с.

6. Ресурс работы ЖРД - суммарное время работы ЖРД, в течение которого гарантируется обеспечение всех его параметров. Обычно ресурс работы ЖРД в несколько (три и более) раз превышает время его работы в составе ЛА. Для ЖРД, используемых в составе многоразовых транспортных космических кораблей (МТКК), указанный ресурс превышает время работы в одном полете в десятки раз. Например, ЖРД SSME рассчитан на 55 полетов, и ресурс его работы (без капитального ремонта) согласно техническому заданию составляет 27·10 3 с (7,5 ч).

Ресурс работы ЖРД малой тяги (ЖРДМТ), являющихся ЖРД многократного включения, характеризуется как временем работы, так и числом циклов работы. Например, для ЖРД R-40А (основного ЖРД ДУ реактивной системы управления МТКК "Спейс-шаттл") ресурс работы составляет 2·10 4 с и 5·10 4 циклов работы.

7. Число основных режимов работы . Различают однорежимные ЖРД (двигатели с одним основным режимом работы) и многорежимные ЖРД (двигатели с несколькими основными режимами работы). ЖРД большой тяги являются однорежимными двигателями, но в последнее время за рубежом опубликовано большое число проектов двухрежимных ЖРД, в основном для одно- и двухступенчатых МТКК.

8. Диапазон изменения тяги. Для выполнения программы полета ЛА часто возникает необходимость в изменении тяги двигателя, что обеспечивается изменением массового расхода топлива в камеру ЖРД. Например, тяга ЖРД SSME в полете может изменяться в диапазоне 65...109 % P ном. Например, на 60...80-й секунде полета МТКК "Спейс-шаттл" тяга всех трех ЖРД SSME снижается примерно до 65 % Р ном для уменьшения нагрузок на корабль в зоне максимального скоростного напора. Перед выключением тяга указанных двигателей непрерывно снижается, чтобы перегрузки на космонавтов не превышали значения 3g. .

9. Давление в камере Р к - среднее статическое давление продуктов сгорания в начале камеры сгорания у смесительной головки. Р к определяет массу ЖРД. Чем выше Р к , тем меньше габариты, а, следовательно, и масса двигателя. Поэтому стремятся к повышению давления в камере. У современных двигателей Р к = 25…30 МПа.

10. Импульс тяги ЖРД - интеграл от тяги ЖРД по времени. Значение импульса тяги ЖРД равно площади под кривой зависимости тяги от времени работы.

Оценка эффективности ракетного двигателя

Очевидно, что эффективность РД можно оценивать только с позиций ЛА, т.е. критерии качества РД должны вытекать из целей ЛА как объекта высшего уровня иерархии. Из курса ОУЛА известно, что критерием эффективности УБР является конечная скорость ступени или Л А в момент окончания активного участка: чем больше значение , тем больше будет дальность полета при фиксированной полезной нагрузке. Идеальное значение конечной скорости в конце активного участка полета (действует только сила тяги ДУ, нет атмосферы и поля тяготения Земли) определяет формула К.Э.Циолковского:

, (3.1)
где - массовое число;

- конечная масса в момент окончания АУТ;

- соответственно массы топлива, конструкции ракеты и полезной нагрузки;

- эффективная скорость истечения рабочего тела.

Отсюда ясно, что необходимо увеличивать значение удельного импульса

(), увеличивать мaccу топлива на борту и снижать массу конструкции двигательной установки. Создавать двигатели сложно, но сущест-вует экзогенность целей, т.е. их наперед ясность разработчикам.

Из (3.1)следует, что конечная скорость линейно зависит от удельного импульса при постоянном массовом числе . Неизбежные потери скорости на преодоление силы тяжести, сопротивление атмосферы и противодавление атмосферы (уменьшение удельного импульса) при вариации удельного импульса в связи с рассмотрением различных топлив меняются по разному в зависимости от ограничений по нагрузке на тягу, массу топлива, и собственно тягу. Влияние удельного импульса возрастает с увеличением дальности полета. Для УБР с дальностью 12 000 км и удельным импульсом в пустоте 2500 м/с увеличение на 1% приводит к росту дальности на 600 км. Для УБР средней дальности (L=2500 км) с тем же значением удельного импульса увеличение на 1% приводит к росту дальности всего на 70 км.

Степень влияния массы конструкции двигательной установки на конечную скорость ЛА зависит от того, на какой ступени он установлен. Для первой ступени масса ракеты существенно больше массы конструкции ДУ и поэтому влияние изменения массы конструкции ДУ на конечную скорость последней ступени незначительно. А масса конструкции двигателя последней ступени вносит свой вклад в значения и оказывает существенное влияние на конечную скорость ЛА.

Химические ракетные двигатели

В качестве пары горючее + окислитель могут использоваться различные компоненты. В современных криогенных двигателях используется пара жидкий кислород + жидкий водород (наиболее эффективные компоненты для ЖРД). Другой группой компонентов являются самовоспламеняющиеся при контакте друг с другом, пример такой схемы - азотный тетраоксид + несимметричный диметилгидразин. Довольно часто применяется пара жидкий кислород + керосин. Существенно соотношение компонентов: на 1 часть горючего может подаваться от 1 части окислителя (топливная пара кислород + монометилгидразин) до 5 и даже 19 частей окислителя (топливные пары азотная кислота + керосин и фтор + водород соответственно).

Обладая сравнительно невысоким удельным импульсом (в сравнении с электрическими ракетными двигателями), химические ракетные двигатели позволяют развивать большую тягу, что особенно важно при создании средств выведения полезной нагрузки на орбиту или для осуществления межпланетных полётов в относительно короткие сроки.

На конец 1-го десятиления XXI в. все, без исключения, ракетные двигатели, применяемые в ракетах военного назначения, и все, без исключения, двигатели ракет-носителей космических аппаратов - химические.

Следует так же отметить, что в настоящее время для химических ракетных двигателей практически достигнут предел энергетических возможностей топлива, и поэтому теоретически не предвидится возможность существенного увеличения их удельного импульса , а это ограничивает возможности ракетной техники, базирующейся на использовании химических двигателей, уже освоенными двумя направлениями:

• 1. Космические полёты в околоземном пространстве (как пилотируемые, так и беспилотные).
• 2. Исследование космоса в пределах Солнечной системы с помощью автоматических аппаратов (Вояджер ,Галилео , Кассини-Гюйгенс ,Улисс).

Если кратковременная пилотируемая экспедиция к Марсу или Венере с использованием химических двигателей ещё представляется возможной (хотя существуют сомнения в целесообразности такого рода полётов), то для путешествия к более далёким объектам Солнечной системы размеры необходимой для этого ракеты и длительность полёта выглядят нереалистично.

Для ряда случаев выгодно применять гибридные ракетные двигатели , в котором один компонент ракетного топлива хранится в твёрдом состоянии, а другой (как правило - окислитель) - в жидком. Такие двигатели обладают меньшей стоимостью, чем жидкостные, более надёжны. В отличие от твёрдотопливных, допускают многократное включение. При длительном хранении заряда его характеристики ухудшаются незначительно.

Ядерные ракетные двигатели

Ядерный ракетный двигатель - реактивный двигатель, рабочее тело в котором (например, водород, аммиак и др.) нагревается за счет энергии, выделяющейся при ядерных реакциях (распада или термоядерного синтеза). Различают радиоизотопные, ядерные и термоядерные ракетные двигатели .

Ядерные ракетные двигатели позволяют достичь значительно более высокого (по сравнению с химическими ракетными двигателями) значения удельного импульса благодаря большой скорости истечения рабочего тела (от 8 000 м/с до 50 км/с и более). Вместе с тем, общая тяга ЯРД может быть сравнима с тягой химических ракетных двигателей, что создает предпосылки для замены в будущем химических ракетных двигателей ядерными.Основной проблемой при использовании ЯРД является радиоактивное загрязнение окружающей среды факелом выхлопа двигателя, что затрудняет использование ЯРД (кроме, возможно, газофазных - см. ниже), на ступенях ракет-носителей, работающих в пределах земной атмосферы.Впрочем, конструктивно совершеный ГФЯРД -исходя из его расчётных тяговых характеристик- может легко решить проблему создания полностью многоразовой одноступенчатой ракеты-носителя.

ЯРД по агрегатному состоянию ядерного топлива в них подразделяются на твёрдо, жидко- и газофазные. В твёрдофазных ЯРД делящееся вещество, как и в обычных ядерных реакторах , размещено в сборках-стержнях (ТВЭЛах) сложной формы с развитой поверхностью, что позволяет эффективно нагревать (лучистой энергией в данном случае можно пренебречь) газообразное рабочее тело (обычно - водород , реже - аммиак), одновременно являющееся теплоносителем, охлаждающим элементы конструкции и сами сборки. Температура РТ ограничена максимальной допустимой температурой элементов конструкции (не более 3 000 °К), что ограничивает скорость истечения. Удельный импульс твердофазного ЯРД,по современным оценкам, составит 800-900 м/с, что вдвое превышает показатели наиболее совершенных химических ракетных двигателей. Такие ядерные ракетные двигатели были созданы и успешно испытаны на стендах (программа NERVA в США, ядерный ракетный двигатель РД-0410 в СССР).Жидкофазные ЯРД являются более эффективными: ядерное топливо в их активной зоне находится в виде расплава, и, соответственно, тяговые параметры таких двигателей выше (удельный импульс может достигать величин порядка 1500 с.)

В газофазных ЯРД (ГФЯРД) делящееся вещество, (например-уран), также как и рабочее тело, находится в газообразном состоянии и удерживается в рабочей зоне электромагнитным полем (один из многих предложенных вариантов конструкции). Существует также конструкция ГФЯРД, в которой ядерное топливо (раскаленный урановый газ или плазма) заключено в термоустойчивую оптически прозрачную капсулу, т. н. ядерную лампу (light bulb) и таким образом полностью изолировано от омывающего «лампу» потока рабочего тела- нагрев последнего происходит за счет излучения «лампы». В некоторых разработках для материала ядерной лампы предлагалось использовать искусственный сапфир или подобные материалы. В случае же удержания ядерной плазмы электромагнитным полем существует небольшая утечка делящегося вещества во внешнюю среду и в конструкции предусмотрена подача ядерного топлива в активную зону для восполнения его количества.

Строго говоря, в случае газофазного ЯРД лишь часть активной зоны должна находиться в газообразном состоянии, так как периферийные части активной зоны могут, за счёт предварительного контактного подогрева водорода, выделять до 25 % нейтронной мощности и обеспечивать критическую конфигурацию активной зоны при относительно небольшом размере собственно газообразного ТВЭЛа. Использование, например, бериллиевого, также охлаждаемого, вытеснителя нейтронов, позволяет повысить концентрацию нейтронов в нейтронодефицитном газофазном ТВЭЛе, в 2-2,5 раза по сравнению с показателем для твердофазной части зоны. Без такого «трюка» размеры газофазного ЯРД стали бы неприемлемо большими, так как для достижения критичности газофазный ТВЭЛ должен иметь очень большой размер, из-за низкой плотности высокотемпературного газа.

Рабочее тело (водород) содержит частицы углерода для эффективного нагрева за счёт поглощения лучистой энергии. Термостойкость элементов конструкции в ЯРД этого типа не является сдерживающим фактором, поэтому скорость истечения рабочего тела может превышать 30 000 м/с (удельный импульс порядка 3000 м/с.) при температуре рабочего тела на выходе из сопла до 12000 К. В качестве ядерного топлива для ГФЯРД предлагается, в частности, уран-233.Существуют варианты ГФЯРД закрытой (в том числе с «ядерной лампой») и открытой схемы (с частичным смешением ядерного топлива и рабочего тела).Считается, что газофазные ЯРД могут быть использованы в качестве двигателей первой ступени, несмотря на утечку делящегося вещества. В случае же использования закрытой схемы ГФЯРД с «ядерной лампой» факел тяги двигателя может иметь относительно невысокую радиоактивность.

Первые исследования в области ЯРД были начаты еще в 1950-х гг. На настоящий момент ядерные ракетные двигатели с делящимся веществом в твердой фазе находятся на стадии экспериментальной отработки. В Советском Союзе и в США твердофазные ЯРД активно испытывались в 70-х годах XX века . Реактор «Nerva » был готов к использованию в качестве двигателя третьей ступени ракеты-носителя «Сатурн V », (см. Сатурн C-5N) однако лунную программу к этому времени закрыли, а других задач для этих РН не было. В СССР к концу 1970-х гг был создан и активно проходил испытания на стендовой базе в районе Семипалатинска ядерный ракетный двигатель РД- 0410 . Основу этого двигателя с тягой 3,6 т составлял ядерный реактор ИР-100 с топливными элементами из твердого раствора карбида урана и карбида циркония. Температура водорода достигала 3000 оК при мощности реактора ~ 170 МВт.

Газофазные ЯРД в настоящий момент находятся на стадии теоретической отработки, однако и в СССР, и в США проводились также и экспериментальные исследования. В СССР, в частности, был разработан действующий тепловыделяющий элемент для ГФЯРД. Ожидается, что новый толчок к работам над газофазными двигателями дадут результаты эксперимента «Плазменный кристалл», проводившегося на орбитальных космических станциях «МИР » и МКС .

На конец 1-го десятиления XXI в. нет ни одного случая практического применения ядерных ракетных двигателей, несмотря на то, что основные технические проблемы создания такого двигателя были решены ещё полвека тому назад. Основным препятствием на пути практического применения ЯРД являются оправданные опасения того, что авария летательного аппарата с ЯРД может создать значительное радиационное загрязнение атмосферы и некоторого участка поверхности Земли, нанеся как прямой вред, так и осложнив геополитическую ситуацию. Вместе с тем очевидно, что дальнейшее развитие космонавтики, приняв масштабный характер, не сможет обойтись без применения схем с ЯРД, так как химические ракетные двигатели уже достигли практического предела своей эффективности и их потенциал развития весьма ограничен- а для создания скоростного, долговременно работающего и экономически оправданного межпланетного транспорта химические двигатели по ряду причин непригодны.

Электрические ракетные двигатели

Плазменные ракетные двигатели

Плазменный двигатель (далее ПД) - ракетный двигатель, в котором рабочее тело ускоряется, находясь в состоянии плазмы. Скорости истечения рабочего тела, достижимые в ПД, существенно выше скоростей, предельных для обычных газодинамических (химических или тепловых) двигателей. Увеличение скорости истечения позволяет получать данную тягу при меньшем расходе рабочего тела, что облегчает массу ракетной системы.Существует множество типов плазменных двигателей. В настоящее время наиболее широкое распространение - в качестве двигателей для поддержания точек стояния геостационарных спутников связи - получили СПД (стационарные плазменные двигатели), идея которых была предложена А.И.Морозовым в 1960-х гг. Первые лётные испытания состоялись в 1968 г.Плазменные двигатели не следует путать с ионными.ПД не предназначен для вывода грузов на орбиту, он может эффективно работать только в вакууме. Принцип работы заключается в том, что нейтральный газ, обычно водород (азот), подается в передний отсек и ионизируется. Образующаяся плазма разогревается электромагнитным полем в центральной камере посредством ионного циклотронного резонансного нагрева. В ходе этого процесса радиоволны передают свою энергию плазме, нагревая ее, подобно тому, как это происходит в микроволновой печи.После нагревания плазма направляется магнитным полем в последний отсек для создания модулированной тяги. Последний отсек - это магнитное сопло, преобразующее энергию плазмы в скорость истечения струи, обеспечивающее при этом защиту конструкции и эффективный выход плазмы из магнитного поля. Выше описан принцип работы двигателя VASIMR