ТВЕДОТОПЛИВНАЯ РАКEТА

РАКЕТА НА Жестком Горючем (твердотопливная ракета) — ракета с РД, работающим на жестком горючем (многокомпонентные составы, содержащие окислитель и горючее). Топливный заряд производится обычно в виде неск. цилиндрич. шашек, размещаемых конкретно в камере сгорания, служащей сразу осн. частью корпуса ракеты, либо — для ракет с огромным (10-ки секунд) временем работы РД — в виде одной шашки слива в раскаленные газы (сгорание), и реактивное сопло, в к-ром эти газы расширяются при истечении с большой скоростью наружу. Соответственно этому и рабочий процесс химнч. РД складывается из 2 главных стадий: поначалу в камере сгорания химич. энергия горючего преобразуется в термическую энергию газообразных товаров сгорания, а потом в сопле термическая энергия газов перебегает в кннетич. энергию. Конечная цель работы РД — создание реактивной струи газов, с большой скоростью вытекающих наружу с тем, чтоб при всем этом появлялась реактивная тяга. Величину тяги, создаваемой каждым кг веса газов, вытекающих из мотора за секунду, наз. удельной тягой, пли удельным импульсом. Чем больше скорость истеяения, тем больше удельная тяга и, как следует, тем совершеннее горючее п РД, т. к. он расходует меньше горючего при той же тяге. Для этого горючее должно быть более действенным, т. е. более теплотворным, создавать больше по объему газов, рабочий процесс мотора должен быть более совершенным, т. е. может быть большая часть хим энергии горючего должна преобразовываться в полезную кинетическую энергию реактивной струи.

Более «старый» из всех РД — РДТТ, известен неск. сотен лет. Такие «пороховые» ракеты используются издавна как фейерверочные, сигнальные, боевые. Сначала в качестве горючего употреблялся темный порох, потом с 20-х гг. 20 в. — бездымный порох, а в последние десятилетня — горючего более сложного состава. РДТТ состоит из 2 осн. частей: корпуса, либо камеры сгорания, в к-рой расположен весь припас горючего, и реактивного сопла — особенным образом профилированного выходного устройства, через к-рое раскаленные газообразные продукты сгорания горючего вытекают с большой скоростью наружу. В наст. время РДТТ употребляются гл. обр. в военной технике (ракетной артиллерии). Ракетные снаряды удачно применялись и в годы Величавой Отечеств, войны на реактивных установках — «Катюшах». Ракетные снаряды с РДТТ, не управляемые и управляемые в полете, служат для самых разл. целей: в качестве противотанковых п зенитных, в виде личного орудия и в форме авто и танковых установок, для действий на поле боя и для далекой стрельбы, на самолетах и морских кораблях. На вооружении появились ракетные снаряды очень огромных размеров и большой дальности полета с РДТТ. Напр., баллистич. твердотопливные ракеты, к-рыми вооружены, а именно, атомные подводные лодки, и межконтинентальные баллистич. ракеты.

Плюсы РДТТ — пост, боеготовность при длит, хранении, надежность н простота эксплуатации; их недочеты связаны гл. обр. с нек-рыми качествами жестких топлив — наименьшей эффективностью но сопоставлению с наилучшими водянистыми ракетными топливами, также большей ценой новейших, более совершенных жестких топлив. Суровым недочетом РДТТ является и то, что его работой тяжело управлять — выключение мотора с повторным включением представляет очень сложную задачку, изменение величины тяги мотора, если оно нужно, тоже очень проблемно.

В астронавтике РДТТ время от времени употребляются, напр., для 1-х ступеней космич. РН  для к-рых требуются движки большой тяги. Совр. РДТТ способны развивать тягу в сотки т (а разрабатываются движки тягой в тыщи т). Непрерывное улучшение жестких топлив, разработка способов управления величиной н направлением тяги мотора, улучшение его конструкции в направлении облегчения н увеличения толики горючего в общем весе мотора — все это делает внедрение РДТТ многообещающим. Но для космич. полетов, когда решающей оказывается эффективность горючего, РДТТ уступают РД на водянистом горючем. Движки, работающие на водянистых топливах, наз. жидкостными ракетными.

К. Э. Циолковский увидел в издавна известной пороховой ракете прототип КР грядущего. Но для этого она должна была быть конструктивно улучшена и, сначала, жесткое горючее заменено водянистым, т. е. таким, к-рое может храниться в баках и подаваться в подходящих количествах в камеру сгорания мотора. Так появилась мысль ЖРД. От «теоретич.» изобретения ЖРД до сотворения реального мотора прошло много времени. ЖРД владеют очень высочайшими показателями по термическим нагрузкам — количеству тепла, выделяющегося раз в секунду в камере сгорания, термическим потокам от газов в стены, темп-ре газов, скорости их движения. Для штурма космоса достаточна малая продолжительность работы мотора — за немногие минутки, на активном участке полета, ракета успевает разогнаться до большой космич. скорости. По чтоб обеспечить надежную работу мотора даже в течение сих пор, требуются широкие теоретич. и опыт, исследования, огромное искусство конструктора.

1-ый сов. ЖРД, получивший заглавие ОРМ-1, был сотворен в 1930—31 г.  в ленинградской Газодпнамич. лаборатории (ГДЛ). Он развивал тягу только 20 кг, а тяга современных ЖРД больше в тыщи раз. В течение 1931 — 33 гг.  были разработаны движки от ОРМ-2 до ОРМ-52, развивавшие тягу до 300 кг, работавшие на топливах, состоящих из четырехокисног азота, водянистого кислорода и азотной кислоты в качестве окислителей и толуола, бензола либо керосина — в качестве горючих. ЖРД ОР-2, разработанный одним из пионеров сов. ракетной техники Ф. А. Цандером, проходил огневое испытание в 1933 г.  на горючем, состоящем из водянистого кислорода н бензина, его расчетная тяга 50 кг.

Подавляющее большая часть всех имеющихся ЖРД работают на горючем, состоящем из 2 разл. жидкостей. В таких движках с раздельной подачей две воды, хранящиеся в различных баках, встречаются только после подачи их в камеру сгорания. В химич, реакции окисления должны участвовать два вещества — окисляющее (окислитель) и окисляемое (горючее). Составляющие горючего не непременно хранить раздельно, можно их заблаговременно смешать (так конкретно поступают в случае жестких топлив) пли подобрать одну жидкость, молекулы к-рой содержат оба компонента, нужных для сгорания. Но более надежны и совершенны РД раздельной подачи. От способа подачи горючего нз баков в камеру сгорания зависит конструкция мотора. Всераспространены 2 способа — вытесннтель-ный, когда горючее вытесняется из бака при помощи сжатого газа, и насосный, при к-ром для подачи употребляются спец. топливные насосы, приводимые во вращение газовой турбиной. В совр. ЖРД мощность турбины добивается 10-ов тыс. л. с. Насосы подают в данном случае тонны горючего за секунду под высочайшим давлением. Для привода в действие турбины употребляются газы, образующиеся в спец. газогенераторе, либо другие.

Впрыск горючего в камеру сгорания ЖРД — один нз важных рабочих процессов мотора, определяющих его совершенство. Чтоб горючее в движке сгорало вполне, любая молекула горючего должна повстречаться с молекулой окислителя, по другому эти молекулы не вступят в химич. реакцию и их потенц. энергия остается не выделенной. Организовать такое безупречное смешение горючего н окислителя фактически нереально, совершенство смешения зависит в главном от конструкции головки мотора, т. е. устройства и расположения частей смесеобразования, через к-рые делается впрыск компонент горючего в камеру сгорания.

В ЖРД горючее употребляется и для остывания мотора. Такое остывание нужно, т. к. темп-pa газов в движке обычно превосходит 8000°, а время от времени и 4000°. Один из компонент горючего перед его подачей в камеру сгорания течет по спец. каналам остывания в стенах мотора и омывает, т.о., снаружи стены, соприкасающиеся с раскаленными газами. Но в более теп-лонапряженных движках такое регенеративное остывание оказывается недостающим, и приходится нек-рую часть горючего вводить в движок через щели либо огромное число отверстий в его стенах так, чтоб образовался узкий слой защиты горючего, пленка, изолирующая стены от непосредств. воздействия газов и их излучения (пленочный способ остывания). Употребляется обогащение пристеночного слоя компонентом горючего. Горючее, на к-ром работает ЖРД, должно быть применимым для использования в охлаждающей системе.

В РДТТ, а в ряде всевозможных случаев и в ЖРД, остывание топливом может быть заменено защитой керамич. покрытием либо абляционным остыванием, что очень упрощает конструкцию мотора.

После того, как горючее введено в камеру сгорания, его необходимо воспламенить. При запуске РД для этого служат спец. Воспламенит.  устройства (напр., электрич., пиротехнич. либо химич.), нужда в к-рых отпадает, если горючее является самовоспламеняющимся, т. е. при контакте его компонент происходит самовозгорание. После того, как сгорание в РД уже началось, оно поддерживается автоматом — воспламенителем служит пламя, повсевременно имеющееся в камере сгорания. Организация сгорания горючего в ЖРД просит проведения трудозатратных и сложных теоретических и экспериментальных исследовательских работ, огромного инженерного мастерства; за жалкие толики секунды горючее в камере должно вполне сгореть, по другому работа мотора будет неэкономичной. В пылающих газах снутри мотора появляются колебания, биться с которыми нередко бывает тяжело. Вытекающие из РД газы должны расширяться в сопле, чтоб их скорость возросла и стала очень вероятной — от этого зависит и тяга мотора, и расход горючего; для заслуги этого при миним. потерях, весе и габаритах сопло должно кропотливо профилироваться. Расчет сопла сложен, т. к, химич. реакции в газах совсем не завершаются в камере сгорания, они длятся и в сопле; от совершенства сопла почти во всем зависит и совершенство всего РД. Дополнит, трудности появляются, когда необходимо изменять направление силы тяги, либо, как молвят, управлять вектором тяги для управления полетом ракеты. Изменение направления газового потока, вытекающего из мотора, может быть получено различными способами. К. Э. Циолковский предлагал устанавливать на выходе из сопла спец. жаростойкие (графитовые) рули. Можно весь РД установить на шарнирном устройстве — карданном подвесе либо сделать подвижным не весь РД, а только само сопло; употребляют также способ впрыска вовнутрь сопла какой-либо воды либо газа, что принуждает текущий в сопле газовый поток отклоняться в подходящем направлении.

Совр. мощнейший ЖРД обеспечен рядом сложных систем автоматич. регулирования (напр., электропневмопирогидравлич. и др.), включающих разл. регуляторы, клапаны, дроссели, датчики, реле, тумблеры и т. п. Сюда относятся системы пуска и останова, регулирования тяги и соотношения используемых компонент горючего, наддува топливных баков, управления вектором тяги и др. Недостаток в работе этих систем может вывести РД из строя; в движке сгорает неограниченное количество горючего, представляющего из себя огромную взрывоопасность, чем мн. обыденные взрывчатые вещества.

Развитие ЖРД идет по неск. фронтам. Безпрерывно увеличивается тяга движков, ято диктуется необходимостью роста стартового веса всей ракетной системы; так, напр., в США в стадии доводки находятся ЖРД тягой 680 т и разрабатываются трудности сотворения еще больше массивных. Наряду со сверхмощными, создаются и микроракстпые движки с тягой всего в неск. кг и много меньше для систем ориентации и стабилизации космич. аппаратов. Усиленно разрабатываются ЖРД на высокоэффективных топливах — водянистом кислороде и водянистом водороде, водянистом фторе и водянистом водороде, также движки на долгохраннмых топливах с тем, чтоб их можно было использовать после длит, нахождения в космич. полете. Для роста экономичности ЖРД совершенствуются его рабочий процесс, схема, увеличиваются давление в камере сгорания и степень расширения газов в сопле. Улучшается конструкция осн. частей мотора — смесительной головки, сопла, системы подачи горючего, остывания, регулирования и др. Увеличивается надежность ЖРД, возрастает продолжительность их работы, создаются новые конструкц. материалы. Разрабатываются ЖРД вспомогат. предназначения — тормозные (ретроракеты), управляющие (управления полетом), ориентации. Огромное внимание уделяется упрощению конструкции ЖРД. Испытывается ряд типичных «гибридных» движков, в к-рых обычно употребляется жесткое горючее, заполняющее камеру сгорания, и водянистый окислитель, подаваемый в камеру из бака в подходящем количестве; по своим свойствам они занимают среднее положение меж ЖРД и РДТТ.

Пробуют использовать в ЖРД н такое рабочее тело, как воздух. Галлактический полет начинается н заканяивается на Земле, его исходный и оканчивающий этапы протекают в земной атмосфере. Внедрение кислорода из воздуха, заместо запасаемого в баках окислителя, уменьшает надобный припас горючего на борту, потому ВРД способен работать еще подольше ЖРД при том же припасе горючего. ВРД стал осн. типом мотора авиации, и все почаще возникают проекты его использования и на космня. РН, в особенности крылатых, способных совершать взлет и посадку, как обыденные самолеты, и поэтому применимых для неоднократного использования, что очень принципиально для понижения цены космич. пусков. Разрабатываются п различные проекты комбинированных РД, в к-рых органически сояетаются ВРД и ЖРД, напр. турборакетного либо ракетно-ирямоточного. Может быть внедрение воздуха в ЖРД при помощи т. н. эжекторов, к-рые подсасывают окружающий воздух в вытекающую из Р. д. газовую струю. Этот воздух или просто наращивает массу реактивной струи, или же кислород из воздуха служит также для дожигания товаров сгорания ЖРД, при этом в обоих случаях тяга мотора растет, а расход горючего на 1 кг тяги миниатюризируется.

Для роста уд. тяги, а как следует, и полезного груза, выводимого в космос, перспективно внедрение ядерной энергии. Пока ЯРД еще не сделаны, но проходят работы по их созданию. 1-ые конструкции ЯРД будут основаны, возможно, на применении облегченных урановых и плутониевых атомных реакторов с т. н. твердофазной активной зоной. Тепло, выделяемое в таких реакторах, будет употребляться для нагрева рабочего тела — водорода, к-рый и будет вытекать с большой скоростью из мотора наружу, создавая реактивную тягу. Уд. тяга может быть при всем этом увеличена в два раза по сопоставлению с наилучшими химич. РД. Не исключено, что повышение еще в 2—3 раза может быть получено при помощи более совершенных типов ЯРД, напр. с т. н. газовым реактором. Еще более принципные способности термоядерных РД, но до нх сотворения науке предстоит решить задачку использования термоядерной энергии в стационарных энергетич. установках.

Существенное, в 10-ки и сотки раз, повышение уд. тяги может быть достигнуто при помощи ЭРД. В ЭРД в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела перебегает не химич. энергия, а подводимая к нему электрич. энергия, в к-рую, в свою очередь, перебегает энергия к. -н. другого вида — ядерная, солнечная, хнмнч. Потому всякий ЭРД состоит из 2 осн. частей — силовой установки, генерирующей электрич. ток, и мотора, в к-ром при помощи тока происходит разгон рабочего тела до очень огромных скоростей истечения. Зависимо от устройства мотора все ЭРД делятся на 3 осн. группы: в электротермия. РД электрич. ток просто разогревает рабочее тело до очень высочайшей темп-ры, отчего п скорость истечения оказывается большой; в электрических (либо плазменных) РД, кроме разогрева, происходит разгон образовавшегося очень нагретого и поэтому электропроводного газа, т. н. плазмы, при помощи электрического поля; в электростатнч. (либо ионных) РД разогрев рабочего тела может быть очень малым либо даже совсем отсутствует, в их сначала происходит ионизация рабочего тела к. -н. методом, а потом уже поток ионов разгоняется в электросгатнч. поле. Из-за необходимости в электрогенерирующей установке мощность ЭРД оказывается ограниченной, вследствие чего нх тяга, обычно, очень невелика, пока она равна обычно гр и будет доведена, возможно, до кг. Потому ЭРД могут применяться исключительно в космосе после того, как кораблю уже сообщена 1-ая космич. скорость. Взлет космич. комплекса должен выполняться при помощи массивных РД с тягой, большей веса ракеты — РДТТ, ЖРД, ЯРД. Но зато позже, когда врубается ЭРД, он даже при его малой тяге способен сказать КЛА очень огромную скорость, если будет работать длительное время; в этой непрерывной работе, нередко в течение многих месяцев попорядку, заключается очередное принципное отличие ЭРД от краткосрочно работающих химич. РД. Издержка горючего, невзирая на таковой замедленный разгон КЛА, оказывается существенно наименьшей, что разъясняется еще большей уд. тягой ЭРД; соответственно огромным может быть и нужный груз. При помощи ЭРД будут совершаться, возможно, далекие и сложные космич. полеты, грузовые перевозки и т. п., пока же их начали уже использовать в системах ориентации КЛА. В первый раз экспериментальный ЭРД (электротермия, типа) был разработан в ГДЛ в 1929—33 гг… В последние годы ЭРД использовались в космич. полете на ракетах СССР и США.

Гипотетич. фотонный, либо квантовый  РД представляет собой на теоретическом уровне максимально вероятный РД. Это разъясняется тем, что скорость истечения рабочего тела из фотонного РД является вообщем очень вероятной в природе — это скорость света, так как из фотонного РД вытекают не молекулы и атомы, а фотоны, кванты света. Фотонный РД был бы более подходящим для особо сложных и далеких космич. полетов, какими являются межзвездные перелеты, но пока наука еще не знает реальных путей сотворения таких движков, способных развивать достаточную тягу.