Ракетный двигатель

ЖРД является реактивным двигателем, который использует для своей работы в качестве окислителя не атмосферный воздух, а кислород, запасённый на борту ракеты, так же, как и горючее. ЖРД работает автономно в любой окружающей среде: будь то атмосфера или вакуум. Основным агрегатом ракетного двигателя, отвечающим за создание тяги, является камера сгорания (рис. 2).

Для формирования истекающей струи газов камера сгорания снабжена круглым соплом с узкой открытой горловиной. Для того чтобы придать струе истекающего газа скорость больше скорости звука, сопло по форме выполняют с расширением после горловины (рис. 3).

Реактивная тяга – результирующая сила реакции горячего газа, отталкивающегося от стенок камеры сгорания ракетного двигателя, действующая на камеру в направлении, противоположном направлению истечения струи.

Таким образом, реактивная тяга приложена непосредственно к камере сгорания ракетного двигателя и обеспечивает передвижение ракетного двигателя и связанного с ним объекта (ракеты) в сторону, противоположную направлению истечения струи горячих газов (рис. 4).

Помимо камеры сгорания в состав ЖРД входят: турбонасосный агрегат, газогенератор, агрегат автоматики ЖРД. Если ракетный двигатель дополнить баками горючего, окислителя и сжатого газа, а также трубопроводами подачи горючего и окислителя в камеру сгорания, то это всё вместе будет называться ракетной двигательной установкой (рис. 5).

Компоненты топлива (керосин + кислород) в камеру сгорания подают либо с помощью вытеснительной системы подачи, либо с помощью насосов, которые раскручиваются турбиной, установленной на одном валу с ними. Агрегат, состоящий из насосов и турбины, называют турбонасосным агрегатом (ТНА). Для раскрутки турбины используют газ, получаемый в газогенераторе (ГГ). Сжатый газ (азот) предназначен для наддува баков горючего и окислителя, а также для предварительной раскрутки лопаток турбины. При раскрутке сжатым газом лопаток турбины начинают также вращаться лопатки насосов, вследствие чего горючее и окислитель под высоким давлением поступают в камеру сгорания. При этом горючее (например, керосин) поступает в камеру сгорания, проходя через рубашку охлаждения камеры сгорания и сопла. Топливо (кроме самовоспламеняющихся вариантов) воспламеняется в камере сгорания от дополнительного источника энергии, в результате его горения образуется горячий газ, который истекает из реактивного сопла двигателя, создавая тягу.

Жидкостные ракетные двигатели способны создавать самую большую тягу. Так, ЖРД 1-й ступени ракет-носителей, стартующих с Земли в космос, развивают тягу от 821 кН (двигатель РД-108, ракета «Восток», СССР) до 7400 кН (двигатель РД-170, ракета «Энергия», СССР).

Преимущества ЖРД:

• высокий удельный импульс;

• возможность многократного запуска и останова;

• возможность регулирования мощности (тяги) путем изменения расхода топлива, подаваемого в камеру сгорания;

• существенно меньший вес топливных баков по сравнению с корпусом твердотопливного ракетного двигателя.

Недостатки ЖРД:

• с помощью ЖРД невозможно покорять Солнечную систему, т. к. для достижения этих целей нужна более высокая скорость истечения струи газа из сопла двигателя, но на это требуется больше энергии, чем дают химические реакции, происходящие при сжигании жидкого топлива в камере сгорания;

• скорость истечения струи газа из сопла в несколько раз ниже орбитальной скорости ракеты (8000 м/с), поэтому для достижения орбиты на химическом топливе её ЖРД должны поднимать с Земли вес топлива, в 25–40 раз превышающий вес полезного груза, вследствие чего ракету разделяют на несколько ступеней, иначе вес топлива и топливных баков будет просто неподъёмным для двигателей верхних ступеней;

• сложная конструкция и высокая стоимость;

• повышенные требования к безопасной транспортировке;

• в космосе (условиях невесомости) необходимость организации наддува баков для осаждения топлива.

Авиационный двигатель (рис. 6) состоит из компрессора 2, 3 и турбины 8, установленных на одном валу, а также камер сгорания, размещённых вокруг вала между компрессором и турбиной, в то время как у ракетного двигателя турбо-насосный агрегат и камера сгорания отделены друг от друга. Кроме того, турбина ракетного двигателя раскручивается отдельно от сжатого газа (рис. 5).

Давление горячего газа в камере сгорания авиационного двигателя составляет 10–30 атм (1,0–3,0 МПа), а в ракетном – 50–250 атм (5,0–25,0 МПа). На борту самолёта запасено только горючее (керосин), а окислитель (воздух) в авиационный двигатель закачивается из атмосферы с помощью компрессора, вследствие чего авиационный двигатель может работать часами, тогда как жидкостной ракетный двигатель – всего несколько минут, т. к. на борту ракеты запасено не только горючее (керосин), но и окислитель (жидкий кислород). Кратковременная работа ракетного двигателя связана также ещё со сжиганием в камере сгорания большого количества топлива в единицу времени для поддержания в ней высокого давления горячих газов.

РДТТ является реактивным двигателем, использующим в качестве топлива твёрдое горючее и окислитель, которые помещаются в камере сгорания в виде одного или нескольких зарядов. Таким образом, характерной особенностью РДТТ является размещение в камере сгорания всего запаса топлива и отсутствие системы подачи топлива (рис. 7). Имея малый удельный импульс тяги (2500–3000 м/с), РДТТ могут создать тягу до 20 МН и более. Такие двигатели применяются либо в ракетах военного назначения, либо в качестве ускорителей для крылатых ракет с прямоточным воздушным реактивным двигателем (ПВРД).

Что касается выведения на околоземную орбиту многотонных грузов, то в этой области применение ЖРД позволяет добиться значительно большего преимущества по сравнению с РДТТ. Происходит это во-первых, за счёт более высокого удельного импульса, а во-вторых, за счёт того, что жидкое топливо на ракете содержится в отдельных баках, из которых оно подаётся в камеру сгорания с помощью насосов. Так как давление в баках существенно (в десятки раз) ниже, чем в камере сгорания, то баки для ЖРД выполняются тонкостенными, вследствие чего являются относительно лёгкими.

В РДТТ твёрдое топливо хранится в его корпусе, который одновременно является и камерой сгорания. Из-за этого корпус должен выдерживать высокое давление (десятки атмосфер) при сжигании топлива, а это влечёт за собой увеличение его массы. Чем больше объём твёрдого топлива в РДТТ, тем крупнее габариты его корпуса и тем сильнее сказывается весовое преимущество ЖРД по сравнению с РДТТ, а для малых ракет – наоборот: наличие насосов для подачи жидкого топлива и турбины для их раскрутки сводит на нет всё это преимущество.

Достоинства РДТТ:

• простота конструкции;

• нет риска утечки токсичного топлива;
• возможность длительного хранения;

• надёжность.

Недостатки РДТТ:

• невысокий удельный импульс;

• трудности с управлением тягой РДТТ, с остановкой и повторным запуском двигателя;

• высокая концентрация токсичных веществ в выхлопных газах.

ГРД является химическим ракетным двигателем, который использует компоненты топлива, находящиеся как в жидком, так и в твёрдом агрегатном состоянии (рис. 8). Чаще всего в ГРД используются твёрдое горючее и жидкий или газообразный окислитель.

В твёрдом состоянии может находиться как окислитель, так и горючее. Наличие твёрдого компонента топлива позволяет существенно упростить конструкцию гибридного двигателя. Применяемые окислители достаточно распространены – жидкий и газообразный кислород, закись азота. Топливом же может быть любое твёрдое горючее вещество – бутилкаучук, резина, парафин и др.

Является представителем класса нехимических ракетных двигателей, работает на сжатом газе (например, азот, хладоны, аргон, криптон, неон) (рис. 9). Газ поступает из баллона, в котором давление газа постепенно понижается со значений 100–400 атм (10–40 МПа) до 1–10 атм (0,1–1 МПа). По мере расходования газа тяга (мощность) газового ракетного двигателя уменьшается. Газовые ракетные двигатели на «холодном» газе (с температурой ~20 °С) просты и надёжны в работе.

При этом удельный импульс газового ракетного двигателя мал (350–700 м/с), поскольку с целью получения приемлемой массы газового ракетного двигателя используются газы с большой молярной массой. Уменьшение массы газового ракетного двигателя достигается, когда в качестве топлива используется либо жидкость (например, сжиженный аммиак), либо твёрдое вещество (например, бикарбонат аммония, гидросульфид аммония, гидрид лития), которые газифицируются перед подачей в ракетный двигатель путём нагрева от электрического источника энергии или от более тёплых элементов конструкции космического аппарата.

При нагреве до 1100 К удельный импульс газового ракетного двигателя на сжатом газе увеличивается приблизительно вдвое. Несколько больший удельный импульс – 1500 м/с – можно получить у газового ракетного двигателя на продуктах каталитического разложения гидразина, в котором (в отличие от жидкостного ракетного двигателя на гидразине) катализаторный пакет размещён в отдельном газогенераторе и вырабатываемый газ поступает вначале в ёмкость – ресивер.

Тяга газового ракетного двигателя составляет до 5 Н, а полный импульс – 104 Н·с. Газовые ракетные двигатели относятся к классу микродвигателей.

В настоящее время в классе микродвигателей широкое применение получили лишь реактивные микродвигатели на сжатом газе, жидком одно- и двухкомпонентном топливе и отчасти на твёрдом топливе. Основным применением газовых ракетных двигателей являются реактивные системы управления и индивидуальные ракетные двигательные установки, где они работают преимущественно в импульсном режиме.

Двигатели с использованием ядерной и электрической энергии не нашли широкого применения в этой области в связи со значительно худшими массовыми характеристиками (большая масса ядерного реактора и источника электрической энергии). Твердотопливные микродвигатели получили значительно меньшее распространение в качестве двигателей систем управления из-за трудности обеспечения многократного запуска двигателя.

Преимущества газового ракетного двигателя:

• простота конструкции, что делает газовый ракетный двигатель подходящим выбором для миссий с ограниченными требованиями к объёму и весу;

• низкая стоимость системы холодного газа и её рабочего тела по сравнению с ЖРД;

• высокая надёжность работы;

• рабочее тело, используемое в системе с холодным газом, безопасно в обращении;

• газовые ракетные двигатели не создают во время работы суммарного заряда на космическом корабле;

• газовые ракетные двигатели потребляют для работы мало электроэнергии, что полезно, например, когда космический корабль находится в тени планеты, вокруг которой он вращается.

Недостатки газового ракетного двигателя:

• газовый ракетный двигатель не может обеспечить такую высокую тягу, какой могут обладать ЖРД;

• максимальная тяга двигателя зависит от давления в баке – по мере израсходования сжатого газа давление снижается, а максимальная тяга уменьшается.

СТРкД является реактивным двигателем, в котором прямые солнечные лучи света после отражения от вогнутой поверхности концентратора-приёмника (КП) фокусируются на приёмнике излучения камеры нагрева, где испаряют газ (водород), в результате чего давление газа в камере повышается и за счёт возникшего перепада давления горячий газ разгоняется в сопле, тем самым создаётся реактивная сила (тяга).

Различают два основных типа СТРкД – с прямым нагревом водорода (рис. 10, 11) и с нагревом водорода в тепловом аккумуляторе (ТА, рис. 12).

Рис. 10. Схема солнечного ракетного двигателя.

В ряде случаев в СТРкД с прямым нагревом водорода с целью снижения расхода водорода и уменьшения габаритных размеров и массы концентратора-приёмника осуществляют дожигание нагретого с помощью КП водорода окислителем (например, кислородом, фтором, перекисью водорода) (рис. 11).

СТРкД с солнечными батареями, включающий тепловой аккумулятор (рис. 12), накапливает тепловую энергию на освещённых пассивных участках каждой переходной траектории, и отдаёт её рабочему телу (водороду) в момент включения двигателя в апсидальных (удалённых) областях орбиты, что обеспечивает упрощение задач выбора активных участков вне зависимости от условий освещённости, а также упрощает требуемое наведение системы КП на Солнце. В качестве аккумулятора тепла могут быть использованы такие материалы, как силицированный графит типа МПГ-6, запасающий тепло за счет теплоёмкости, а также высокотемпературные фазопереходные теплоаккумулирующие материалы, накапливающие тепловую энергию за счет высокой удельной теплоты.

СТРкД имеет следующие характеристики:

• электрическая мощность солнечных батарей – 20 кВт;
• компоненты топлива – водород, кислород или фтор;
• температура нагрева водорода в тепловом аккумуляторе – 2100 К;
• тяга – 100 Н;

• удельный импульс тяги – 770 с.

Преимущества СТРкД:

• существенный выигрыш в массе полезной нагрузки при сравнимом или меньшем времени перелёта; по сравнению с химическим разгонным блоком энергобаллистическая эффективность СТРкД выше в 2–2,5 раза;

• дожигание нагретого водорода кислородом заметно уменьшает габариты КП для схемы с прямым нагревом водорода, а также в случае теплового аккумулирования снижает энергоёмкость ТА и уменьшает габариты концентратора.

Недостатки СТРкД:

• Для СТРкД с прямым нагревом водорода необходимо решать задачи создания эффективного солнечного высокотемпературного источника тепла, обеспечения достаточно точной и продолжительной ориентации системы «концентратор – приёмник» на Солнце, сохранения свойств конструкционных материалов при многократном термическом нагружении камеры нагрева, в том числе в среде высокотемпературного водорода.

• В случае использования обычного СТРкД возникают вопросы выбора полностью освещённых апсидальных (наиболее удалённых) активных участков полёта ракеты, а также необходимость одновременного управления вектором тяги и достаточно точного наведения системы КП на Солнце в течение каждого активного участка полёта, что представляет серьезную техническую проблему, требующую целого комплекса достаточно сложных технических решений.

• ТА с фазопереходным материалом в расплавленном состоянии имеет высокую коррозионную активность, значительное изменение объёма в циклах «плавление – затвердевание», низкую теплопроводность и неоднородность распределения расплава в капсуле ТА в условиях невесомости, что может привести к перегреву оболочки ТА.

• Водород при высоких температурах способен вступить в реакцию с большинством материалов, что ведёт к ухудшению их характеристик и разрушению.

• Для СТРкД с дожиганием необходимо решать задачу защиты стенок камеры двигателя от воздействия продуктов сгорания с высокой температурой.

• Как средство выведения космических аппаратов с Земли солнечные тепловые ракетные двигатели неэффективны.

• СТРкД могут найти применение в разгонном блоке ракеты, предназначенном для выведения космических аппаратов с низких исходных орбит на высокоэнергетические орбиты, включая геостационарную, или на отдалённые от Земли траектории.

Электрический ракетный двигатель

[править | править код]

ЭРД – реактивный двигатель, принцип работы которого основан на применении электрической энергии для ионизации газов и последующего ускорения заряженных частиц, вследствие чего образуется струя ионизированного газа с высокой кинетической энергией, используемая для создания реактивной силы (тяги).

Электротермические ЭРД[править | править код]

В электротермических двигателях электроэнергия служит лишь для подогрева рабочего тела, а его ускорение осуществляется так же, как и в обычных жидкостных ракетных двигателях, т. е. за счёт расширения нагретого рабочего тела в реактивном сопле.

Выделяют два типа электротермических ЭРД: электронагревные, в которых организован косвенный нагрев рабочего тела, и электродуговые, в которых источником тепла служит дуговой разряд, зажигаемый внутри паров рабочего тела.

Электростатические (ионные) ЭРД[править | править код]

Работа электростатических ракетных двигателей сводится к ускорению заряженных частиц одного знака электрическим полем. Известны ионные двигатели, в которых ускоряются положительно заряженные ионы. Существуют также схемы электростатических двигателей, в которых вместо ионов ускоряются мелкие (порядка микрона и меньше) заряженные капли жидкости или пылинки. Такие двигатели получили название коллоидных.

Принципиальная схема ионного ракетного двигателя (рис. 13) включает четыре основных узла: источник ионов, ускоряющий электрод, внешний электрод (или экран) и нейтрализатор. Нейтрализатор и внешний электрод заземлены на корпус КА, электрический потенциал которого близок к потенциалу космического пространства; эмиттер находится под положительным потенциалом, а ускоряющий электрод под отрицательным потенциалом.

Рис. 13. Схема ионного ракетного двигателя.

Работает ионный двигатель следующим образом. Рабочее тело в виде газа или пара поступает в ионизатор, в котором атомы рабочего тела ионизируются с образованием положительно заряженных ионов. Выходя с поверхности эмиттера в т. н. ускоряющий промежуток (зазор между эмиттером и ускоряющим электродом), ионы попадают в ускоряющее их электрическое поле и ускоряются в нём, развивая высокую скорость. Приращение кинетической энергии каждого иона равно проходимой им разности потенциалов, умноженной на заряд иона. Ускоряемые ионы пролетают сквозь отверстия в ускоряющем электроде и движутся к экрану, пролетая сквозь отверстия, из которых они выходят за срез двигателя.

В качестве рабочего тела ионного двигателя выступает ксенон, аргон или пары ртути. Источником электрической энергии на борту космического аппарата являются солнечные полупроводниковые кремниевые фотоэлементы, которые собирают в панель. Величина кпд фотопанелей ≈ 10 %. Таким образом, для получения 1 кВт электрической мощности необходимо около 20 м² панелей, которые имеют вес около 100 кг.

Преимущества ионного двигателя:

• ионизированные газы на выходе из двигателя могут разгоняться до высоких скоростей – 210 км/с, тогда как химические ракетные двигатели неспособны приблизиться по этому показателю и к 10 км/с, находясь в диапазоне 3–5 км/с;
• малый расход рабочего тела (благодаря высокой скорости истечения ионизированного газа ракета достигает конечного пункта назначения при меньшем расходе топлива);
• ионный двигатель может работать более трёх лет.

Недостатки ионного двигателя:

• ничтожная тяга по сравнению с химическими двигателями;
• большее энергопотребление при равном уровне тяги по сравнению с двигателями с ускорением в магнитном поле;
• низкая надёжность из-за сложной схемы и конструкции.

Ионный двигатель используется в искусственных спутниках Земли (некоторые спутники оснащены десятками маломощных ионных двигателей) для управления их ориентацией и положением на орбите, а также в качестве главного тягового двигателя небольших автоматических космических станций.

Электромагнитные (плазменные) ЭРД[править | править код]

Все плазменные ракетные двигатели работают по единому принципу (рис. 14), который основан на воздействии близко расположенных магнитных и электрических полей на рабочее тело. Первый этап – это выработка плазмы, которая получается путем перехода криптона или ксенона в ионизированное состояние. Далее начинается ускорение ионов до скоростей около 70 тыс. км/час.

Рис. 14. Схема плазменного ракетного двигателя.

В настоящее время существуют три модели плазменных двигателей:

• плазменный двигатель на эффекте Холла;
• абляционный импульсный плазменный двигатель;
• стационарный плазменный двигатель.

Важными особенностями ЭРД являются возможность создания единичного импульса тяги малой величины, высокая точность дозирования импульсов, практическое отсутствие импульса последействия, что обеспечивает точность поддержания орбиты и выполнение особо точной ориентации. Кроме того, высокий уровень удельной тяги приносит выигрыш по массе малых КА при длительном времени функционирования (свыше 5 лет).

Ядерный ракетный двигатель

[править | править код]

ЯРД является реактивным двигателем, в котором в ходе реакции деления атомных ядер высвобождается кинетическая энергия, переходящая в тепловую. Эта энергия расходуется на нагрев рабочего тела – водорода. Нагрев приводит к росту давления, и рабочее тело устремляется в сопло и истекает из него в виде реактивной струи.

Рабочее тело ЯРД располагается во внешнем баке (рис. 15). С помощью насоса оно подаётся в камеру двигателя. В камере рабочее тело распыляется с помощью форсунок и вступает в тепловой контакт с тепловыделяющим ядерным топливом. Нагреваясь, рабочее тело расширяется и с высокой скоростью вылетает из камеры через сопло.

Рис. 15. Принцип работы ядерного ракетного двигателя.

Ядерные ракетные двигатели по процессам тепловыделения подразделяются на реакторные и радиоизотопные.

Наиболее разработанным является твердофазный вариант двигателя. На рис. 16 изображена схема простейшего ЯРД с реактором на твёрдом ядерном горючем.

Рис. 16. Схема ядерного ракетного двигателя с твэлами.

Принципиальные схемы различных реакторных ЯРД представлены на рис. 17.

Существует три типа ЯРД по агрегатному состоянию топлива в активной зоне реактора: твердофазные; газофазные; жидкофазные.

[[File:Принципиальные схемы ядерных ракетных двигателей. Иллюстрация выполнена на основе материалов из книги- Дорофеев А. А. Ядерные ракетные двигатели и энергетические установки- введение в теорию, расчёт и проектирование. Москва, 2012.webp|thumb|block|alt=Принципиальные схемы ядерных ракетных двигателей. Иллюстрация выполнена на основе материалов из книги: Дорофеев А. А. Ядерные ракетные двигатели и энергетические установки: введение в теорию, расчёт и проектирование. Москва, 2012|Рис. 17. Принципиальные схемы ядерных ракетных двигателей. Иллюстрация выполнена на основе материалов из книги: Дорофеев А. А. Ядерные ракетные двигатели и энергетические установки: введение в теорию, расчёт и проектирование. Москва, 2012.]]Основные преимущества ядерного ракетного двигателя:

• высокий удельный импульс;
• значительный энергетический запас;
• компактность двигательной установки;
• возможность получения тяги – десятки, сотни кН в вакууме.

Основные недостатки ЯРД:

• высокая радиационная опасность двигательной установки: потоки проникающей радиации (гамма-излучение, нейтроны) при ядерных реакциях;
• вынос в окружающую среду высокорадиоактивных соединений урана и его сплавов (в случае аварии);
• большая масса защитных экранов.

Примечания

[править | править код]

1. ↑ Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей : учебник для вузов: в 2 кн. / [А. П. Васильев и др.] ; под ред. В. М. Кудрявцева. – Изд. 4-е перераб. и доп. – Москва : Высшая школа, 1993 .

Литература

[править | править код]

• Гришин С. Д. Электрические ракетные двигатели / С. Д. Гришин, Л. В. Лесков, Н. П. Козлов. – Москва : Машиностроение, 1975.
• Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей : учебник для вузов / под ред. В. М. Кудрявцева. – Изд. 4-е, перераб. и доп. – Москва : Высшая школа, 1993. – 2 т.
• Ядерные ракетные двигатели / Ю. Г. Демянко, Г. В. Конюхов, А. С. Коротеев [и др.]. – Москва : Норма-Информ, 2001.
• Дорофеев А. А. Ядерные ракетные двигатели и энергетические установки: введение в теорию, расчет и проектирование : учебное пособие для студентов. – Москва : Издательство МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2012.
• Дорофеев А. А. Основы теории тепловых ракетных двигателей : теория, расчет и проектирование : учебник для студентов. – Изд. 3-е, перераб. и доп. – Москва : Издательство МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2014.
• Добровольский М. В. Жидкостные ракетные двигатели: основы проектирования : учебник для студентов. – 3-е изд., доп. – Москва : Издательство МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2016. – (Техническая физика и энергомашиностроение).

Источники[править | править код]

• ГОСТ 17655-89. Двигатели ракетные жидкостные. Термины и определения. – Москва : Издательство стандартов, 1990.