Вопрос снижения стоимости запусков ракет-носителей стоял всегда. Во времена космической гонки СССР и США мало задумывались о затратах - престиж страны стоил неизмеримо дороже. Сегодня сокращение расходов «по всем фронтам» стало общемировым трендом. Топливо составляет всего 0,2…0,3% от стоимости всей ракеты-носителя, но кроме стоимости топлива важен еще такой параметр, как его доступность. А здесь уже есть вопросы. За последние 50 лет список жидких горючих, широко использующихся в ракетно-космической отрасли мало изменился. Давайте же их перечислим: керосин, водород и гептил. Каждое из них имеет свои особенности и по-своему интересно, но у всех есть хотя бы один серьёзный недостаток. Вкратце рассмотрим каждое из них.
Керосин
Начал применяться ещё в 50-х годах и остаётся востребован и по сей день - именно на нём летают наша Ангара и Falcon 9 от SpaceX . Обладает множеством преимуществ, среди которых: высокая плотность, низкая токсичность, обеспечивает высокий удельный импульс, пока что приемлемая цена. Но производство керосина сегодня сопряжено с большими трудностями. Например, ракеты Союз, которые делают в Самаре, сейчас летают на искусственно созданном горючем, потому что изначально для создания керосина для этих ракет использовались только определенные сорта нефти из конкретных скважин. В основном это нефть Анастасиевско-Троицкого месторождения в Краснодарском крае. Но нефтяные скважины истощаются, и ныне используемый керосин является смешением композиций, которые добываются из нескольких скважин. Заветную марку РГ-1 получают с помощью дорогостоящей перегонки. По оценкам экспертов, проблема дефицита керосина будет только усугубляться.
«Ангара 1.1» на керосиновом двигателе РД-193
Водород
Сегодня водород, наряду с метаном, является одним из самых перспективных ракетных горючих. На нём летает сразу несколько современных ракет и разгонных блоков. В паре с кислородом он (после фтора) выдаёт самый высокий удельный импульс и для использования в верхних ступенях ракеты (или разгонных блоках) подходит идеально. Но чрезвычайно низкая плотность не позволяет в полной мере использовать его для первых ступеней ракет. Есть у него ещё один недостаток - высокая криогенность. Если ракета заправлена водородом, то он находится при температуре около 15 кельвинов (-258 по Цельсию). Это приводит к дополнительным затратам. Если сравнивать в керосином, то доступность водорода достаточно высока и его получение не является проблемой.
«Delta-IV Heavy» на водородных двигателях RS-68A
Гептил
Он же НДМГ или несимметричный диметилгидразин. У этого горючего всё ещё остаются сферы применения, но оно постепенно отходит на задний план. И причиной тому его высокая токсичность. Он обладает почти такими же, как керосин энергетическими показателями и является высококипящим компонентом (хранение при комнатной температуре) и, поэтому, в советское время использовался достаточно активно. Например, ракета Протон летает на высокотоксичной паре гептил+амил, каждый из которых способен убить человека, вдохнувшего по неосторожности их пары. Использование таких топлив в современное время неоправдано и является неприемлемым. Горючее находит применение в спутниках и межпланетных зондах, где оно, к сожалению, незаменимо.
«Протон-М» на гептиловых двигателях РД-253
Метан как альтернатива
Но есть ли топливо, которое удовлетворит всех и будет стоить дешевле всех? Возможно, это метан. Тот самый голубой газ, на котором некоторые из вас сегодня готовили пищу. Предлагаемое горючее является перспективным, активно осваивается другими отраслями промышленности, обладает более широкой сырьевой базой по сравнению с керосином и низкой стоимостью - это является важным моментом, учитывая прогнозируемые проблемы производства керосина. Метан как по плотности, так и по эффективности находится между керосином и водородом. Способы получения метана многочисленны. Главный источник метана природный газ, который состоит на 80..96% из метана. Остальное - это пропан, бутан и другие газы того же ряда, которые можно вообще не удалять, они очень схожи по свойствам с метаном. Другими словами, можно просто сжижать природный газ и использовать его как ракетное топливо. Метан можно получать и из других источников, например, переработкой отходов животноводства. Возможность использования метана в качестве ракетного топлива рассматривается уже на протяжении десятков лет, однако сейчас есть только стендовые варианты и экспериментальные образцы таких двигателей. Например, в химкинском НПО «Энергомаш» исследования в части использования сжиженного газа в двигателях велись с 1981 года. Прорабатываемая сейчас в «Энергомаше» концепция предусматривает разработку однокамерного двигателя тягой в 200 т на топливе «жидкий кислород - сжиженный метан» для первой ступени перспективного носителя легкого класса. Космическая техника ближайшего будущего обещает быть многоразовой. И тут открывается ещё одно преимущество метана. Он криогенный, а, значит, достаточно нагреть двигатель хотя бы до температуры -160 по Цельсию (а лучше выше) и двигатель сам освободится от компонентов топлива. По мнению специалистов он более всего подходит для создания многоразовых ракет-носителей. Вот что о метане думает главный конструктор НПО «Энергомаш» Владимир Чванов:
Удельный импульс у двигателя на СПГ высокий, но это преимущество нивелируется тем, что у метанового топлива меньшая плотность, поэтому в сумме получается незначительное энергетическое преимущество. С конструкционной точки зрения метан привлекателен. Чтобы освободить полости двигателя, нужно только пройти цикл испарения - то есть двигатель легче освобождается от остатков продуктов. За счет этого метановое топливо более приемлемо с точки зрения создания двигателя многоразового использования и летательного аппарата многоразового применения.
Ещё один довод в пользу использования метана - возможность добывать его на астероидах, планетах и их спутниках, обеспечивая возвращаемые миссии топливом. Там намного легче добывать метан, чем керосин. Естественно, о возможности привозить топливо с собой не может быть и речи. Перспектива таких дальних миссий, весьма отдалённая, но некоторые работы уже ведутся.
Будущее, которое так и не наступило
Так почему же метан в России так и не стал практически используемым горючим? Ответ достаточно прост. С начала 80-х в СССР, а потом и в России не было создано ни одного нового ракетного двигателя. Все российские «новинки» - это модернизация и переименование советского наследия. Единственный честно созданный комплекс - «Ангара» - с самого начала планировался как керосиновый транспорт. Его переделка обойдётся в копеечку. Вообще, Роскосмос постоянно отклоняет метановые проекты потому, что там связывают «добро» на хотя бы один подобный проект с «добром» на полную перестройку отрасли с керосина и гептила на метан, что считается долгим и дорогостоящим мероприятием.
Двигатели
На данный момент есть несколько компаний, заявляющих о скором использовании метана в своих ракетах. Двигатели, которые создаются:
- КВРД FRE-1 от Firefly Space Systems ;
- Blue Engine 4 (BE-4) от Blue Origin;
- С5.86 от КБХМ им. Исаева;
- Раптор (Merlin 2 ?) от SpaceX ;
- Пока безымянный двигатель от НПО «Энергомаш» на основе их универсальной ракетной камеры;
- РД0110МД, РД0162, созданные в Конструкторском бюро химавтоматики .
FRE-1 /
Топливо для жидкостных ракетных двигателей, применяемых в составе космических разгонных блоков и ступеней ракетоносителей, содержит горючее на основе метана и окислитель, при этом в качестве горючего используется смесь метана и этилена с мольным содержанием метана от 5 до 25%. Применение предлагаемого топлива на ракетоносителях среднего класса с общим запасом топлива 300 т позволит снизить массу конструкции ракетоносителя по сравнению с применением топлива метан + кислород на ~2%, что эквивалентно увеличению массы выводимого полезного груза на ~ 6,5%. По сравнению с использованием топлива керосин + кислород масса выводимого полезного груза увеличится на ~ 7,5%.
Предлагаемое топливо предназначено для использования в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), применяемых в составе космических разгонных блоков (РБ) и ступеней ракетоносителей (РН). Аналогом данного топлива является топливо керосин+кислород . Жидкий кислород в настоящее время является одним из наиболее распространенных окислителей в топливах ЖРД. Это связано с тем, что жидкий кислород является экологически безопасным компонентом топлива. При этом он дешев, не токсичен, умеренно пожароопасен и обеспечивает достаточно высокие энергетические характеристики топлив. Например, топливо керосин+кислород при давлении в КС 70 ата и геометрической степени расширения сопла 40 обеспечивает удельный пустотный импульс на ~ 8% больший, чем топливо керосин+AT, где в качестве окислителя используется азотный тетраксид. Керосин представляет собой углеводородное горючее, являющееся смесью природных углеводородов, получаемых при перегонке нефти. Получение керосина из природной нефти обусловливает его относительную дешевизну. Кроме того, керосин является малотоксичным веществом, относящимся к 4-ому (низшему) классу опасности, умеренно пожароопасен и обладает достаточно высокой плотностью, что положительно сказывается на его эксплуатационных достоинствах. В целом топливо керосин+кислород, является эффективным топливом с достаточно высокой плотностью ~ 1000 кг/м 3 и достаточно высоким удельным импульсом истечения продуктов его сгорания, что позволяет достаточно эффективно решать существующие задачи, стоящие перед современными средствами выведения. К недостаткам топлива керосин+кислород относятся: относительно большая разница температур эксплуатации жидкого кислорода (~ 90 К) и керосина (~ 290 К), что требует принятия специальных мер, компенсирующих температурные напряжения, возникающие в баке хранения окислителя при заправке его жидким кислородом, и необходимость использования баков хранения компонентов с раздельными днищами и значительной теплоизоляцией между баками. Это ведет к существенному увеличению массы баков хранения компонентов и к увеличению объема, занимаемого баками хранения компонентов топлива в двигательной установке, что также увеличивает массовые затраты на хранение топлива. Прототипом предлагаемого топлива является топливо метан+кислород . Метан является основной составляющей природных газов, поэтому его производство, по оценкам, будет даже дешевле, чем производство керосина. По энергетическим характеристикам это топливо превосходит топливо керосин+кислород: при указанных выше давлениях в КС и геометрической степени расширения сопла удельный импульс топлива метан+кислород будет выше удельного импульса топлива керосин+кислород на ~ 4%. Однако метан даже при температуре 91 К (температура его плавления 90,66 К) обладает низкой плотностью 455 кг/м 3 , при этом плотность топлива метан+кислород всего 830 кг/м 3 , что приводит к увеличению массовых затрат на его хранение ввиду необходимости увеличения объема баков хранения компонентов. Низкая плотность топлива метан+кислород и невозможность переохлаждения кислорда при использовании баков хранения компонентов топлива с совмещенными днищами ведут к тому, что для космических РБ существенно (на 20% по сравнению с керосин+кислород) снижается время возможного хранения топлива в околоземном пространстве. Поскольку температура плавления метана выше температуры кипения кислорода при давлении 1 ата (т.е. выше 90 К), то использование баков хранения компонентов топлива с совмещенными днищами даже для кипящего при 1 ата кислорода (а тем более при использовании переохлажденного кислорода, который кипит при более низком давлении) невозможно без использования межбаковой теплоизоляции. Кроме того, поскольку бак горючего заправлен криогенным метаном, то его надо теплоизолировать от внешних теплопритоков, что дополнительно увеличивает массовые затраты на хранение топлива. Все это ведет к существенному по сравнению с топливом керосин+кислород увеличению массы и габаритов баков хранения топлива метан+кислород, что значительно, а в некоторых случаях вплоть до нуля, снижает эффект, который можно было бы получить от более высокого удельного импульса прототипа. Задачей изобретения является увеличение плотности топлива и, как следствие, массовых затрат на его хранение в топливных баках. Энергетические характеристики топлива при этом не ухудшаются по сравнению с прототипом. Это достигается при применении топлива, содержащего горючее и окислитель, где в качестве горючего используется смесь метана и этилена с мольным содержанием метана от 5 до 25%. При указанном содержании метана температура затвердевания такого горючего менее 90 К, т.е. при использовании в качестве окислителя, например, кипящего жидкого кислорода баки окислителя и горючего могут иметь общее днище, не покрытое теплоизоляцией. Кроме того, предлагаемое топливо для указанного интервала мольного соотношения метан - этилен будет иметь плотность от 900 до 970 кг/см 3 , что сравнимо с плотностью топлива керосин+кислород, а с учетом большой теплоемкости горючего в предлагаемом топливе возможное время пребывания космических РБ в околоземном пространстве будет таким же, как при использовании топлива керосин+кислород. При этом проведенные термодинамические расчеты показали, что удельный импульс продуктов истечения предлагаемого топлива будет таким же, как для топлива метан+кислород. Применение предлагаемого топлива на РН среднего класса с общим запасом топлива 300 т позволит снизить массу конструкции РН по сравнению с применением топлива метан+кислород на ~ 2%, что эквивалентно увеличению массы выводимого полезного груза на ~ 6,5%. По сравнению с использованием топлива керосин+кислород масса выводимого полезного груза увеличится на ~ 7,5%. Метан, как уже отмечалось выше, является основной составляющей природных газов, а этилен является широко распространенным сырьем для химической промышленности (например, при производстве полиэтилена), поэтому производство горючего для такого топлива не потребует создания новых производств и может быть освоено в достаточно короткие сроки. Стоимость предлагаемого топлива по оценкам будет сравнима со стоимостью топлива керосин+кислород. СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ 1. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей /в 2-х книгах/ под ред. В. М. Кудрявцева, изд. 4-е перераб. и доп. - М. "Высшая школа", 1993. - кн.1, стр.130-134. 2. Паушкин Я. М. Химический состав и свойства реактивных топлив. - М. Издательство академии наук СССР, 1958.- 376 с., ил. стр.302. 3. Синярев Г.Б. Жидкостные ракетные двигатели. - М. Государственное издательство оборонной промышленности. 1955. -488 стр., ил. стр.159 - 161. 4. Справочник по физико-техническим основам криогеники. /М.П.Малков.- 3-е изд., перераб. и доп. - М.:Энергоатомиздат, 1985, -432 с., ил. стр.217. 5. Справочник по разделению газовых смесей методом глубокого охлаждения. /И. И. Гельперин. - 2-е изд., перераб. - М. Государственное научно-техническое издательство химической литературы, 1963. - 512 с., ил. стр.232. 6. Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания /в 3-х томах/ под ред. В.П. Глушко, - М. Всезоюзный институт научной и технической информации. 1968, т. 2, стр.177-308.
Формула изобретения
Топливо для жидкостных ракетных двигателей, содержащее горючее на основе метана и окислитель, отличающееся тем, что в качестве горючего используется смесь метана и этилена с мольным содержанием метана от 5 до 25%.
Похожие патенты:
Изобретение относится к способу работы двигателя летательного аппарата, действующего по принципу реактивного движения
Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается конструкции жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих на криогенном топливе, в частности двигателей ракетных блоков и космических аппаратов, использующих в качестве компонентов топлива криогенный окислитель жидкий кислород и углеводородное горючее
Конструкция двигателя на твердом топливе (ТТРД) проста; он состоит из корпуса (камеры сгорания) и реактивного сопла. Камера сгорания является основным несущим элементом двигателя и ракеты в целом. Материалом для его изготовления служит сталь или пластик. Сопло предназначено для разгона газов до определенной скорости и придания потоку требуемого направления. Представляет собой закрытый канал специального профиля. В корпусе находится топливо. Корпус двигателя обычно изготавливают из стали, иногда - из стеклопластика. Часть сопла, которая испытывает наибольшее напряжение, делается из графита, тугоплавких металлов и их сплавов, остальная часть - из стали, пластмасс, графита.
Когда газ, образовавшийся в результате сгорания топлива, проходит через сопло, он вылетает со скоростью, которая может быть больше скорости звука. Как результат - возникновение силы отдачи, направление которой противоположно истечению струи газа. Эту силу называют реактивной , или просто тягой. Корпус и сопло работающих двигателей необходимо защищать от прогорания, для этого в них применяют теплоизолирующие и жаропрочные материалы.
По сравнению с другими типами ракетных двигателей, ТТРД достаточно просто устроен, но имеет пониженную тягу, малое время работы и сложности в управлении. Поэтому, являясь достаточно надежным, он используется, в основном, для создания тяги при «вспомогательных» операциях и в двигателях межконтинентальных баллистических ракет.
До настоящего времени ТТРД редко использовались на борту космических аппаратов. Одна из причин этого - чрезмерное ускорение, которое сообщается конструкции и аппаратуре ракеты при работе твердотопливного двигателя. А для старта ракеты необходимо, чтобы двигатель развивал небольшую по величине тягу в течение продолжительного промежутка времени.
Твердотопливные двигатели позволили США осуществить в 1958 году вслед за СССР запуск первого своего искусственного спутника и вывести в 1959 году космический аппарат на траекторию полета к другим планетам. На сегодняшний день именно в США создан самый мощный космический ТТРД - DM-2, способный развить тягу в 1634 т.
Перспективами развития космических двигателей на твердом топливе являются:
- улучшение технологий изготовления двигателя;
- разработка реактивных сопел, которые смогут работать большее время;
- использование современных материалов;
- совершенствование составов смесевого топлива и т. д.
Твердотопливный ракетный двигатель (ТТРД) - двигатель, работающий на твердом горючем, наиболее часто используется в ракетной артиллерии и значительно реже в космонавтике; является старейшим из тепловых двигателей.
В качестве топлива в таких двигателях применяют твердое вещество (смесь отдельных веществ), способное гореть без доступа кислорода, выделяя при этом большое количество раскаленных газов, которые используются для создания реактивной тяги.
Существуют два класса горючего для ракет: двухосновные топлива и смесевые топлива.
Двухосновные топлива — представляют собой твердые растворы в нелетучем растворителе (чаще всего нитроцеллюлоза в нитроглицерине). Достоинства - хорошие механические, температурные и другие конструкционные характеристики, сохраняют свои свойства при длительном хранении, просты и дешевы в изготовлении, экологичны (при сгорании нет вредных веществ). Недостаток - сравнительно невысокая мощность и повышенная чувствительность к ударам. Заряды из этого топлива применяются чаще всего в небольших корректирующих двигателях.
Смесевые топлива — современные смеси состоят из перхлората аммония (в качестве окислителя), алюминия в форме порошка и органического полимера - для связывания смеси. Алюминий и полимер играют роль горючего, причем металл является основным источником энергии, а полимер - основным источником газообразных продуктов. Характеризуются нечувствительностью к ударам, высокой интенсивностью горения при низких давлениях и очень трудно гасятся.
Горючее в виде топливных зарядов помещается в камеру сгорания. После старта горение продолжается до полного выгорания горючего, тяга изменяется по законам, обусловленным горением топлива, и практически не регулируется. Изменение тяги достигается использованием топлива с различными скоростями горения и выбором подходящей конфигурации заряда.
При помощи воспламенителя компоненты топлива разогреваются, между ними начинается химическая реакция окисления-восстановления, и топливо постепенно сгорает. При этом образуется газ с высоким давлением и температурой. Давление раскаленных газов при помощи сопла превращается в реактивную тягу, которая по своей величине пропорциональна массе продуктов сгорания и скорости их вылета из сопла двигателя.
При всей простоте точный расчет эксплуатационных параметров ТТРД является сложной задачей.
Твердотопливные двигатели обладают рядом преимуществ перед жидкостными ракетными двигателями: двигатель достаточно прост для изготовления, может храниться долгое время, сохраняя при этом свои характеристики, относительно взрывобезопасен. Однако по мощности они уступают жидкостным двигателям примерно на 10–30 %, имеют сложности при регулировании мощности и большую массу двигателя в целом.
В ряде случаев применяется разновидность ТТРД, в котором один компонент горючего находится в твёрдом состоянии, а второй (чаще всего окислитель) - в жидком.
- тягу невозможно контролировать
- после зажигания двигатель нельзя отключить или запустить повторно
Недостатки означают, что твердотопливные ракеты полезны для непродолжительных задач (ракеты) или систем ускорения. Если вам понадобится управлять двигателем, вам придется обратиться к системе жидкого топлива.
Жидкотопливные ракеты
В 1926 году Роберт Годдард испытал первый двигатель на основе жидкого топлива. Его двигатель использовал бензин и жидкий кислород. Также он пытался решить и решил ряд фундаментальных проблем в конструкции ракетного двигателя, включая механизмы накачки, стратегии охлаждения и рулевые механизмы. Именно эти проблемы делают ракеты с жидким топливом такими сложными.
Основная идея проста. В большинстве жидкотопливных ракетных двигателях топливо и окислитель (например, бензин и жидкий кислород) закачиваются в камеру сгорания. Там они сгорают, чтобы создать поток горячих газов с высокой скоростью и давлением. Эти газы проходят через сопло, которое еще больше их ускоряет (от 8000 до 16 000 км/ч, как правило), а после выходят. Ниже вы найдете простую схему.
Эта схема не показывает фактические сложности обычного двигателя. К примеру, норальное топливо - это холодный жидкий газ вроде жидкого водорода или жидкого кислорода. Одной из крупных проблем такого двигателя является охлаждение камеры сгорания и сопла, поэтому холодная жидкость сначала циркулирует вокруг перегретых частей, чтобы охладить их. Насосы должны генерировать чрезвычайно высокое давление, чтобы преодолеть давление, которое создает в камере сгорания сжигаемое топливо. Вся эта подкачка и охлаждение делает ракетный двигатель больше похожим на неудачную попытку сантехнической самореализации. Давайте посмотрим на все виды комбинаций топлива, используемого в жидкотопливных ракетных двигателях:
- Жидкий водород и жидкий кислород (основные двигатели космических шаттлов).
- Бензин и жидкий кислород (первые ракеты Годдарда).
- Керосин и жидкий кислород (использовались на первой ступени «Сатурна-5» в программе «Аполлон»).
- Спирт и жидкий кислород (использовались в немецких ракетах V2).
- Четырехокись азота/монометилгидразин (использовались в двигателях «Кассини»).
Будущее ракетных двигателей
Мы привыкли видеть химические ракетные двигатели, которые сжигают топливо для производства тяги. Но есть масса других способов для получения тяги. Любая система, которая способна толкать массу. Если вы хотите ускорить бейсбольный мячик до невероятной скорости, вам нужен жизнеспособный ракетный двигатель. Единственная проблема при таком подходе - это выхлоп, который будет тянуться через пространство. Именно эта небольшая проблема приводит к тому, что ракетные инженеры предпочитают газы горящим продуктам.
Многие ракетные двигатели крайне малы. К примеру, двигатели ориентации на спутниках вообще не создают большую тягу. Иногда на спутниках практически не используется топливо - газообразный азот под давлением выбрасывается из резервуара через сопло.
Новые конструкции должны найти способ ускорить ионы или атомные частицы до высокой скорости, чтобы сделать тягу более эффективной. А пока будем пытаться делать и ждать, что там еще выкинет Элон Маск со своим SpaceX.
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.
