open wikipedia design.

Ракетний двигун - реактивний двигун , Джерело енергії і робоче тіло якого знаходяться в самому засобі пересування. Ракетний двигун - єдиний практично освоєний спосіб виведення корисного навантаження на орбіту навколо Землі .

сила тяги в ракетному двигуні виникає в результаті перетворення вихідної енергії в кінетичну енергію реактивного струменя робочого тіла. Залежно від виду енергії, що перетвориться в кінетичну енергію реактивного струменя, розрізняють хімічні ракетні двигуни, ядерні ракетні двигуни та електричні ракетні двигуни.

Характеристикою ефективності ракетного двигуна є питомий імпульс (в двигунобудування застосовують дещо іншу характеристику - питома тяга) - відношення кількості руху, одержуваного ракетним двигуном, до маси витраченого робочого тіла. Питома імпульс має розмірність м / c , Тобто розмірність швидкості. Для ракетного двигуна, що працює на розрахунковому режимі (за однакової кількості тиску навколишнього середовища і тиску газів на зрізі сопла), питома імпульс чисельно дорівнює швидкості витікання робочого тіла з сопла .

найбільш поширені хімічні ракетні двигуни, в яких, в результаті екзотермічної хімічної реакції пального і окислювача (Разом іменованих паливом ), Продукти згоряння нагріваються в камері згоряння до високих температур, розширюючись, розганяються в надзвуковому соплі і закінчуються з двигуна. Паливо хімічного ракетного двигуна є джерелом як теплової енергії, так і газоподібного робочого тіла , При розширенні якого його внутрішня енергія перетворюється в кінетичну енергію реактивного струменя.

В твердопаливному двигуні (РДТТ) пальне та окислювач зберігаються в формі суміші твердих речовин, а паливна ємність одночасно виконує функції камери згоряння. Твердопаливний двигун і ракета, обладнана їм, конструктивно влаштовані набагато простіше всіх інших типів ракетних двигунів і відповідних ракет, а тому вони надійні, дешеві у виробництві, не вимагають великих трудовитрат при зберіганні і транспортуванні, час підготовки їх до пуску мінімально. Тому в даний час вони витісняють інші типи ракетних двигунів з області військового застосування. Разом з тим, тверде паливо енергетично менш ефективно, ніж рідке. Питома імпульс твердопаливних двигунів становить 2000 - 3000 м / с. Тяга - понад 1300 тс (прискорювач Спейс Шаттл ).

В рідинних ракетних двигунах (ЖРД) пальне та окислювач перебувають в рідкому агрегатному стані . Вони подаються в камеру згоряння за допомогою турбонасосного або витіснювальний систем подач. Рідинні ракетні двигуни допускають регулювання тяги в широких межах, і багаторазове включення і виключення, що особливо важливо при маневруванні в космічному просторі. Питома імпульс ЖРД досягає 4500 м / c. Тяга - понад 800 тс ( РД-170 ). За сукупністю цих властивостей ЖРД кращі в якості маршових двигунів ракет-носіїв космічних апаратів, і маневрових двигунів КА .

Як пари пальне + окислювач можуть використовуватися різні компоненти . В сучасних кріогенних двигунах використовується пара рідкий кисень + рідкий водень (найбільш ефективні компоненти для ЖРД). Інший групою компонентів є самозаймисті при контакті один з одним, приклад такої схеми - азотний тетраоксид + несиметричний диметилгидразин. Досить часто застосовується пара рідкий кисень + гас. Істотно співвідношення компонентів: на 1 частину пального може подаватися від 1 частини окислювача (паливна пара кисень + гідразин ) До 5 і навіть 19 частин окислювача (паливні пари азотна кислота + гас і фтор + водень [1] відповідно).

Володіючи порівняно невисоким питомим імпульсом (в порівнянні з електричними ракетними двигунами), хімічні ракетні двигуни дозволяють розвивати велику тягу, що особливо важливо при створенні засобів виведення корисного навантаження на орбіту або для здійснення міжпланетних польотів в досить стислі терміни.

На кінець другого десятиліття XXI ст. все, без винятку, ракетні двигуни, що застосовуються в ракетах військового призначення , І все, без винятку, двигуни ракет-носіїв космічних апаратів - хімічні.

Слід також зазначити, що на 2013 рік, для хімічних ракетних двигунів практично досягнута межа енергетичних можливостей палива, і тому теоретично не передбачається можливість істотного збільшення їх питомої імпульсу [2] , А це обмежує можливості ракетної техніки, що базується на використанні хімічних двигунів, вже освоєними двома напрямками:

1. Космічні польоти в навколоземному просторі (як пілотовані, так і безпілотні).
2. Дослідження космосу в межах сонячної системи за допомогою автоматичних апаратів (космічні апарати серій « Венера »І« Марс », Вояджер , Галілео , Кассіні-Гюйгенс , Улісс ).

Якщо короткочасна пілотована експедиція до Марсу або Венері з використанням хімічних двигунів ще є неможливою (хоча існують сумніви в доцільності такого роду польотів [3] ), То для подорожі до більш далеким об'єктів сонячної системи розміри необхідної для цього ракети і тривалість польоту виглядають нереалістично.

Для ряду випадків вигідно застосовувати гібридні ракетні двигуни , В якому один компонент ракетного палива зберігається в твердому стані, а інший (як правило - окислювач) - в рідкому. Такі двигуни мають меншою вартістю, ніж рідинні, більш надійні. На відміну від твердопаливних, допускають багаторазове включення. При тривалому зберіганні заряду його характеристики погіршуються незначно.

Ядерний ракетний двигун - реактивний двигун, робоче тіло в якому (наприклад, водень, аміак та ін.) Нагрівається за рахунок енергії, що виділяється при ядерних реакціях ( розпаду або термоядерного синтезу ). Розрізняють радіоізотопні, ядерні та термоядерні ракетні двигуни . Ядерне паливо застосовують тільки в крилатих ракетах [ Джерело не вказано 221 день ].

Ядерні ракетні двигуни дозволяють досягти значно вищого (в порівнянні з хімічними ракетними двигунами) значення питомої імпульсу завдяки великій швидкості закінчення робочого тіла (від 8 000 м / с до 50 км / с і більше). Разом з тим, загальна тяга ЯРД може бути порівнянна з тягою хімічних ракетних двигунів, що створює передумови для заміни в майбутньому хімічних ракетних двигунів ядерними. Основною проблемою при використанні ЯРД є радіоактивне забруднення навколишнього середовища факелом вихлопу двигуна, що ускладнює використання ЯРД (крім, можливо, газофазних - див. Нижче), на щаблях ракет-носіїв, які працюють в межах земної атмосфери. Втім, конструктивно досконалий ГФЯРД, виходячи з його розрахункових тягових характеристик, може легко вирішити проблему створення повністю багаторазової одноступінчатої ракети-носія.

ЯРД по агрегатному стані ядерного палива в них поділяються на твердо, рідко-і газофазних. У твердофазної ЯРД речовина, що ділиться, як і в звичайних ядерних реакторах , Розміщено в збірках-стрижнях ( ТВЕЛах ) Складної форми з розвиненою поверхнею, що дозволяє ефективно нагрівати (променистою енергією в даному випадку можна знехтувати) газоподібне робоче тіло (РТ) (зазвичай - водень , Рідше - аміак ), Що одночасно є теплоносієм , Охолоджуючим елементи конструкції і самі збірки. Температура РТ обмежена максимальною допустимою температурою елементів конструкції (не більше 3 000 ° К), що обмежує швидкість витікання. Питома імпульс твердофазного ЯРД, за сучасними оцінками, складе 8000-9000 м / с, що більш, ніж удвічі перевищує показники найбільш досконалих хімічних ракетних двигунів. Такі ядерні ракетні двигуни були створені й успішно випробувані на стендах (програма NERVA в США, ядерний ракетний двигун РД-0410 в СРСР). Рідкофазний ЯРД є більш ефективними: ядерне паливо в їх активній зоні знаходиться у вигляді розплаву, і, відповідно, тягові параметри таких двигунів вище (питомий імпульс може досягати величин порядку 15 000 м / с).

У газофазних ЯРД ( ГФЯРД ) Речовина, що ділиться (наприклад, уран), також як і робоче тіло, знаходиться в газоподібному стані і утримується в робочій зоні електромагнітним полем (один з багатьох запропонованих варіантів конструкції). Існує також конструкція ГФЯРД, в якій ядерне паливо (розпечений урановий газ або плазма) укладено в термоустойчивую оптично прозору капсулу, т. Н. ядерну лампу (light bulb) і таким чином повністю ізольовано від омиває «лампу» потоку робочого тіла, внаслідок чого нагрів останнього відбувається за рахунок випромінювання «лампи». У деяких розробках для матеріалу ядерної лампи пропонувалося використовувати штучний сапфір або подібні матеріали. У разі ж утримання ядерної плазми електромагнітним полем існує невелика витік речовини, що ділиться в зовнішнє середовище і в конструкції передбачена подача ядерного палива в активну зону для заповнення його кількості.

Строго кажучи, в разі газофазного ЯРД лише частина активної зони повинна знаходитися в газоподібному стані, так як периферійні частини активної зони можуть, за рахунок попереднього контактного підігріву водню, виділяти до 25% нейтронної потужності і забезпечувати критичну конфігурацію активної зони при відносно невеликому розмірі власне газоподібного ТВЕЛу. Використання, наприклад, берилієвого, також охолоджується, що витискує нейтронів, дозволяє підвищити концентрацію нейтронів в нейтронодефіцитних газофазних ТВЕЛі, в 2-2,5 рази, в порівнянні з показником для твердофазної частини зони. Без такого «трюку» розміри газофазного ЯРД стали б неприйнятно великими, так як для досягнення критичності газофазний ТВЕЛ повинен мати дуже великий розмір, через низьку щільності високотемпературного газу.

Робоче тіло (водень) містить частинки вуглецю для ефективного нагріву за рахунок поглинання променевої енергії. Термостійкість елементів конструкції в ЯРД цього типу не є стримуючим фактором, тому швидкість витікання робочого тіла може перевищувати 30 000 м / с (питомий імпульс близько 3000 с.) При температурі робочого тіла на виході з сопла до 12 000 До . Як ядерного палива для ГФЯРД пропонується, зокрема, уран-233 . Існують варіанти ГФЯРД закритою (в тому числі з «ядерної лампою») і відкритої схеми (з частковим змішуванням ядерного палива і робочого тіла). Вважається, що газофазних ЯРД можуть бути використані в якості двигунів першого ступеня, незважаючи на витік речовини, що ділиться. У разі ж використання закритої схеми ГФЯРД з «ядерної лампою» факел тяги двигуна може мати відносно невисоку радіоактивність.

Перші дослідження в області ЯРД були розпочаті ще в 1950-х роках. На даний момент ядерні ракетні двигуни з речовиною, що ділиться в твердій фазі знаходяться на стадії експериментальної відпрацювання [ Джерело не вказано 222 дні ]. У Радянському Союзі і в США твердофазні ЯРД активно випробовувалися в 70-х роках. Так, реактор « NERVA »Був готовий до використання в якості двигуна третього ступеня ракети-носія« Сатурн V », (Див. Сатурн C-5N ) Проте місячну програму до цього часу закрили, а інших завдань для цих РН не було. В СРСР до кінця 70-х років був створений і активно проходив випробування на стендовій базі в районі Семипалатинська ядерний ракетний двигун РД 0410 . Основу цього двигуна з тягою 3,6 т становив ядерний реактор ІР-100 з паливними елементами з твердого розчину карбіду урану і карбіду цирконію. Температура водню досягала 3000 К при потужності реактора ~ 170 МВт.

Газофазних ЯРД зараз знаходяться на стадії теоретичної відпрацювання [ Джерело не вказано 222 дні ], Однак і в СРСР, і в США проводилися також і експериментальні дослідження. очікується [ ким? ], Що новий поштовх до робіт над газофазних двигунами дадуть результати експерименту « плазмовий кристал », Що проводився на орбітальних космічних станціях « світ »і МКС .

На кінець другого десятиліття XXI ст. немає жодного випадку практичного застосування ядерних ракетних двигунів, незважаючи на те, що основні технічні проблеми створення такого двигуна були вирішені ще півстоліття тому. Основною перешкодою на шляху практичного застосування ЯРД є виправдані побоювання того, що аварія літального апарату з ЯРД може створити значну радіаційне забруднення атмосфери і деякої ділянки поверхні Землі, завдавши як прямої шкоди, так і ускладнивши геополітичну ситуацію. Разом з тим очевидно, що подальший розвиток космонавтики , Прийнявши масштабний характер, не зможе обійтися без застосування схем з ЯРД, так як хімічні ракетні двигуни вже досягли практичної межі своєї ефективності і їх потенціал розвитку вельми обмежений, а для створення швидкісного, довготривалого працюючого і економічно виправданого міжпланетного транспорту хімічні двигуни по ряду причин непридатні .

В електричних ракетних двигунах (ЕРД) в якості джерела енергії для створення тяги використовується електрична енергія. питома імпульс електричних ракетних двигунів може досягати 10-210 км / с.

Залежно від способу перетворення електричної енергії в кінетичну енергію реактивного струменя, розрізняють електротермічні ракетні двигуни, електростатичні (іонні) ракетні двигуни і електромагнітні ракетні двигуни.

Високі значення питомої імпульсу ЕРД дозволяє йому витрачати (в порівнянні з хімічними двигунами) мала кількість робочого тіла на одиницю тяги, але при цьому виникає проблема великої кількості електроенергії, необхідної для створення тяги. потужність , Необхідна для створення одиниці тяги ракетного двигуна (без урахування втрат), визначається формулою:

P = I 2 {\ displaystyle P = {\ frac {I} {2}}}

Тут P {\ displaystyle P} - питома потужність (ват / ньютон тяги); I {\ displaystyle I} - питомий імпульс (м / c).
Таким чином, чим вище питома імпульс, тим менше потрібно речовини, і більше - енергії, для створення одиниці тяги. Оскільки потужність джерел електроенергії на космічних апаратах вельми обмежена, це обмежує і тягу, яку можуть розвинути ЕРД. Найприйнятнішим для ЕРД джерелом електроенергії в космосі в даний час є сонячні батареї, які не споживають палива, і які мають досить високою питомою потужністю (У порівнянні з іншими джерелами електроенергії).
Низька тяга (що не перевищує одиниць ньютонів для найпотужніших з сучасних електричних ракетних двигунів) і непрацездатність в атмосфері, на висотах менш 100 км звужують сферу застосування електричних ракетних двигунів.

На даний момент електричні ракетні двигуни застосовуються в якості двигунів орієнтації і корекції орбіт автоматичних космічних апаратів (головним чином, супутників зв'язку ) з використанням сонячних батарей в якості джерел енергії. Завдяки високому питомому імпульсу (швидкості витікання) витрата робочого тіла невеликої, що дозволяє забезпечити тривалий термін активного існування КА. [4]

плазмовий двигун - електричний ракетний двигун, робоче тіло якого набуває прискорення, перебуваючи в стані плазми .

Плазмові двигуни різної конструкції будувалися і тестувалися починаючи з 60-х років, однак на початок 21 століття існує лише один проект плазмового двигуна - VASIMR , Який реалізується на комерційній основі. VASIMR поки що пройшов лише стендові випробування, розробка триває. Інші типи плазмових двигунів, зокрема СПД і ДАС (двигуни з анодним шаром), дуже до них близькі, мають абсолютно інші принципи роботи.

Потенціал плазмових двигунів високий, однак, в найближчому майбутньому єдиним його застосуванням буде коригування орбіти МКС та інших навколоземних супутників [5] .

Все сказане конкретне про ракетні двигуни можна звести до однієї мети - надати хаотичного характеру кінетичної енергії необхідне загальне напрямок.

• Теорія ракетних двигунів: Підручник для студентів вищих навчальних закладів / Алемасов В.Є., Дрегалін А.Ф., Тішин А.П .; Під ред. Глушко В.П. - М .: Машинобудування , 1989. - 464 с.

1. ↑ фтор має атомний вага 18,99 - майже 19, і в поєднанні з воднем дає фтороводород - HF, отже, по масі на одну частину водню припадає 19 частин фтору. Максимум питомої імпульсу досягається, однак, при співвідношенні 1: 10-1: 12, тобто, при півтора-двократне надлишку водню в порівнянні зі стехіометрією.
2. ↑ Вадим Пономарьов. Вийти з глухого кута (неопр.). «Expert Online» (31 січня 2013). Дата звернення 17 лютого 2013. Читальний зал 26 лютого 2013 року.
3. ↑ В. Сурдин Чи потрібно людині летіти на Марс? // « Наука і життя », 2006, № 4
4. ↑ [1] // Новини космонавтики
5. ↑ The Revolutionary Rocket That Could Shuttle Humans to Mars (неопр.).