Ракеты прошлого и будущего

Размещено на http://www.allbest.ru/

ГОУ Гимназия №1505

Московская городская педагогическая гимназия-лаборатория

Реферат по физике

На тему:

Ракеты прошлого и будущего

Выполнил: Нефёдов В.Э.

Руководитель: Наумов А.Л.

Москва 2009-2010 год



Оглавление

Введение

1. Общее представление о ракетах

1.1 знакомство (принцип работы)

1.2 виды (типы) ракет

2. Два вида ракетного двигателя

2.1 Твердотопливные ракетные ступени

2.2 История развития

2.3 Перспективы в будущем

Заключение



Введение

В наше время развитие космонавтики играет огромную роль в жизни людей. Мобильная связь, метеорологические исследования, глобальные сети и средства массовой информации - все это нам дают искусственные спутники Земли, запуск которых был бы невозможен без применения ракетных двигателей. Ведь это единственный на сегодняшний день вид двигателя, способный работать в безвоздушном (космическом) пространстве. Благодаря ракетным технологиям, Юрий Гагарин смог совершить свой знаменитый полет, а Нил Армстронг первым ступил на Луну. Актуальность данной темы неоспорима в связи с его огромным общественным и научным значением в сфере астрономии и практического освоения космоса.

Цель моего реферата - углубленно изучить физическую и историческую составляющую знания о ракетах, двигателях прямой реакции (ракетных двигателях) и о реактивном движении. При выполнении работы мне предстоит решить следующие задачи:

1) Изучить устройство ракетного двигателя и понять принцип его работы. В этом и состоит вся суть реферата, т.к. это реферат по физике.

2) Описать историю развития ракетостроения. По истории ракеты можно было бы написать отдельный реферат, это очень обширная и занимательная тема.

3) Попытаться составить прогноз развития ракет в будущем. Какие будут ракеты? Это основной вопрос данной задачи. На самом деле вопрос сводится к «какие будут ракетные двигатели?»

В процессе работы будут использованы труды К.Э. Циолковского (основоположника российской космонавтики), Н.А. Рынина («Ракеты и двигатели прямой реакции»), В.П. Глушко («Развития ракетостроения и космонавтики в СССР»). Также будут использованы статьи из различных научных журналов («Успехи физических наук») и статьи из Интернета.



1. Общее представление о ракетах

1.1 Знакомство (принцип работы)

Ракета - летательный аппарат, движущийся вследствие отбрасывания высокоскоростных горячих газов, создаваемых реактивным двигателем. Обычно энергия для движения ракеты получается при сгорании двух или более химических компонентов (горючее + окислитель, что и является ракетным топливом) или при разложении одного высокоэнергетического химического вещества. Большинство ракет относятся к одному из двух типов - твердотопливному или жидкостному. Эти термины относятся к тому, в каком виде хранится топливо, прежде чем оно сгорит в камере ракетного двигателя. Вся ракета состоит из двигательной установки (двигателя и топливного отсека), систем управления и наведения, полезной нагрузки и некоторых вспомогательных систем.

Так как ракета несет на себе все необходимые продукты для реакции, в результате которой получается реактивная струя газа, она является единственным эффективным средством транспортировки грузов в вакууме космического пространства и одним из наиболее эффективных средств доставки боевого заряда в военных действиях. Ни один из существующих типов ракет не является универсальным. Каждый тип имеет свои достоинства и недостатки, и выбор той или другой ракеты производится с учетом многих критериев, включающих стоимость, экономичность, сложность конструкции, надежность и долговечность. Твердотопливные ракеты широко используются для военных задач благодаря малому времени их подготовки к запуску, простоте и возможности длительного хранения. Жидкостные ракеты предпочтительнее для космических полетов из-за их большей экономичности и возможности регулирования тяги.

Ракеты могут быть большими и сложными летательными аппаратами, как, например, те, которые доставили на околоземную орбиту космонавта Ю. Гагарина и его последователей. Ракеты могут быть также миниатюрными, как, например, те, что используются для фейерверков на народных празднествах.

Все ракеты, как самые малые промышленного производства или сконструированные любителями, так и большие, изготовление которых связано с большими затратами сил и средств, имеют одну общую черту -- они основаны на принципе реактивного движения.

Простейшая модель ракеты, работающая на твердом топливе, состоит из следующих основных частей: головной части, корпуса, двигателя и стабилизаторов. Двигателем в модели может служить картонная трубка (внутри которой находится топливо) с соплом и воспламенителем.

Основными геометрическими параметрами ракеты являются ее полная длина и калибр (или диаметр максимального поперечного сечения), а также отношение длины к диаметру, называемое удлинением.

Каждый элемент ракеты имеет свое назначение. В головной части можно поместить приборы и различные вспомогательные приспособления (например, парашют); кроме того, правильно спроектированная форма головной части уменьшает сопротивление движению ракеты в воздухе. В цилиндрическом корпусе ракеты размещают двигатель с топливом; стабилизаторы придают устойчивость ракете во время ее полета, благодаря чему она летит как хорошая стрела, выпущенная из лука. Топливо сгорает в двигателе, а газообразные продукты сгорания, истекая с большой скоростью из сопла, создают силу тяги, под действием которой ракета движется.

Если ракета оборудована одной двигательной установкой, то она называется одноступенчатой, в отличие от ракет, состоящих из нескольких ступеней с поочередно включаемыми двигателями или двигательными установками. Первая ступень обычно самая большая; на ней последовательно устанавливаются соответственно меньшие вторая, третья (а иногда и четвертая) ступени. Многоступенчатая ракета (точнее ее последняя ступень) может достигнуть значительно большей высоты, чем одноступенчатая ракета. В момент старта работает двигатель (или двигатели) только первой ступени, после окончания работы первая ступень отделяется и начинает работать двигатель второй ступени, а затем и третьей. Это относится как к большим ракетам, выводящим на околоземную орбиту космические корабли или искусственные спутники, так и к малым.

Теперь несколько слов о работе ракетного двигателя

По третьему закону механики, тела действуют друг на друга с силами, равными по модулю и противоположными по направлению. В ракетном двигателе этот закон, открытый гениальным ученым Исааком Ньютоном, реализуется очень просто: выбрасываются газообразные продукты сгорания назад, чтобы получить движение ракеты вперед.

Закон Ньютона можно легко проверить, например, при помощи воздушного шара, заполненного воздухом. Если из него выпускать воздух, то шар начнет двигаться (правда, очень хаотично) в направлении, противоположном направлению выпускаемого воздуха. Чтобы сделать движение шара устойчивым, достаточно привязать к нему (для стабилизации) нить с бумажной лептой, тогда траектория полета воздушного шара станет, более плавной.

Очевидно, удлиненный воздушный шар цилиндрической формы более устойчив в полете. На этом и основан принцип работы ракетного двигателя.

Обязательно ли выпускать какой-либо газ, чтобы получить тягу? Конечно, нет. Движение можно вызвать, выбрасывая, например, воду, горох, камешки или другие жидкие и твердые тела. Кто наблюдал работу пожарников, тот знает, с каким трудом они удерживают пожарный брандспойт. Вода, вырываясь из отверстия, создаст силу, направленную против се движения.

Из ракеты при помощи пружины можно было бы выбрасывать, например, песок -- эффект движения был бы таким же. Однако гораздо выгоднее использовать сгорающее топливо, например порох, так как этот способ значительно эффективнее. Образующийся из пороха газ имеет большой удельный объем и, следовательно, большую скорость истечения (т. е. большую тягу) при малом расходе пороха. Кроме того, газ истекает самопроизвольно, а другие тела необходимо было бы выбрасывать при помощи какого-либо устройства, которое должно работать непрерывно..

Ракетный двигатель, из которого истекают газы, образующиеся в результате сгорания топлива, создает силу, направленную в сторону, противоположную направлению потока и называемую реактивной силой тяги или просто тягой. Тягу можно измерять в принятых единицах силы: килограммах (кг) или ньютонах (Н). Внутри работающего ракетного двигателя происходит интенсивный процесс быстрого контролируемого горения. Для осуществления реакции горения (выделения энергии при реакции двух химических веществ, в результате которой образуются продукты с меньшей скрытой энергией) необходимо наличие окислительного агента (окислителя) и восстановительного агента (горючего). При горении энергия выделяется в виде тепла, т.е. внутреннего движения атомов и молекул в результате повышения температуры.

Ракетные двигатели могут работать на твердом, жидком и других топливах. Что касается модельных и любительских ракет, то для них, как правило, используют твердое топливо.

Конструкция ракетного двигателя

Любой ракетный двигатель состоит из двух основных частей: камеры сгорания и сопла. Камера должна иметь достаточный объем для полного смешения, испарения и сгорания компонентов топлива. Сама камера и система подачи топлива должны быть спроектированы таким образом, чтобы скорость газа в камере была ниже скорости звука, иначе горение будет неэффективным. Как и в случае надувного шарика, молекулы газа соударяются со стенками камеры и выходят через узкое отверстие (горловину сопла). При стеснении потока газа в сужающейся части сопла его скорость возрастает до скорости звука в горловине, а в расширяющейся части сопла поток газа становится сверхзвуковым. Сопло такой конструкции было предложено Карлом де Лавалем, шведским инженером, работавшим в области паровых турбин, в 1890-х годах.

Контур расширяющейся части сопла и степень его расширения (отношение площадей на выходе и в горловине) подбираются, исходя из скорости истечения газовой струи и давления окружающей среды, так что давление выхлопных газов на стенки сверхзвуковой части сопла увеличивает силу тяги, создаваемую давлением газов на переднюю часть камеры сгорания. Поскольку наружное (атмосферное) давление уменьшается с ростом высоты, а профиль расширяющейся части сопла можно оптимизировать только для одной высоты, степень расширения выбирается такой, чтобы обеспечить приемлемую эффективность для всех высот. Двигатель для малых высот должен иметь короткое сопло с небольшой степенью расширения. Разработаны сопла для регулируемой степени расширения. Однако на практике они оказываются слишком сложными и дорогими и поэтому редко используются.

1.2 Виды ракет

Сейчас существует огромное количество ракет, которых можно разделить на группы по различным признакам:

1) По назначению - фейерверочные и боевые

2) По устройству - простые и составные (одноступенчатые и многоступенчатые)

3) По типу ракетного двигателя - жидкостные и работающие на твердом топливе.

Критерий «по назначению» можно в свою очередь разделить по другим признакам:

Фейерверочные:

1) Сигнальные (шлаговые)

2) Светящие

3) Со звездами

4) Вихревые

5) Гермесов жезл

Боевые:

1) Поражающие

2) Зажигательные

3) Светящиеся

Рассмотрим более подробно каждый вид ракет. Фейерверочные ракеты обычно используются для развлечения и в основном на праздниках. Их задача - развлекать людей. Как вы уже поняли, существует всего пять типов таких ракет.

1) Сигнальные. Сигнальная или шлаговая ракета имеет следующее устройство (черт. 7):

нижняя часть ее состоит из оболочки, с шейкой внизу, заполняемой порохом, причем от шейки s внутри заполнения оставляется пустое конусообразное пространство, которое способствует большой быстроте взрывания. Это пространство называется дулом и идет до сплошной части заряда, называемой глухим составом (z). Далее заряд закрывается шлаговой шайбой (х) с отверстием посредине.



На верхнюю часть ракеты надевают или прямо картонный колпак или шатрик Н, если назначение ракеты только взлететь, или еще, между ними, промежуточный цилиндрик, шубу (k), заполняемый шлаговым (производящим выстрел) или цветным составом. Внизу, в шейку ракеты, вставляют запал, быстро горящий зажигательный шнур, вложенный в тонкую гильзу и приклеенный к ракете. Затем к ракете привязывают хвост (см. черт. 7), состоящий из тонкой палки. Вес и длина хвоста определяются условием, чтобы центр тяжести ракеты с хвостом отстоял от нижнего конца (где шейка) ракеты на 1--3 cm. Диаметр и длина малых ракет 1,6 cm и 27,5 cm, больших -- 2,5 cm и 35 cm.

2) Светящие. Светящая ракета (черт. 13) делается диаметром 3 дм. и отличается от боевой устройством головной части, где над глухим составом (1) помещается медный кружок (2) с припаянной к нему медной трубкой (3), набитой медленно горящим составом и укрепляемой серной обливкой (4). К переднему концу гильзы прикрепляется;

жестяной колпак (5), наполненный кусками (6) светящего состава (селитра + сера + антимоний) в виде цилиндриков, впрессованных в бумажные гильзы; на концах цилиндриков сделано по углублению, заполненному пороховой мякотью, в промежутках между цилиндриками пропущен стопин (7), один конец которого продевается через отверстие в дне жестянки и вставляется в медную трубку (3), другой же укладывается поверх цилиндриков. Перед прикреплением крышки (8) колпака пространство, оставшееся над цилиндриками свободным, заполняется войлоком. Ракета весит около 16 kg и и освещает местность около 0,5 km диаметром. Дальность -- 1 km. Время освещения 1/4 мин.

Простая военно-сигнальная ракета, калибром 8 cm и длиною 50 cm, начиненная обыкновенным зернистым порохом, поднимает в 5 сек. 4 kg груза на высоту до 1500 m, т. е. развивает около 10 лош. сил.

Немецкая светящая ракета достигает веса в 15 kg, длина хвоста ее 2,4 m. Полная длина 3,45 m. При взлете под 45° достигает высоты 300 m в 3 сек. Развиваемая ею работа равна 1500 kg, m/sec. Состав пороха ее: 76 чистой селитры, 10--серы и 16 частей 25% крушинного угля.

3) Ракеты со звездами. На черт. 8 и 15 показаны разновидности фейерверочных ракет, именно, начиненных цветными звездами. Они похожи по устройству на светящие ракеты. В верхний конус их кладется заполнение из бумаги или войлока, на него -- картонный кружок, и далее -- цветные звезды, пересыпанные пороховой мякотью. Далее идет звуковой заряд и, наконец, пороховой заряд с каналом и хвост, длина которого равна 7--8 длинам гильзы.

4) Вихревая ракета (черт. 9) состоит из крупной ракеты, сверху которой прикреплено несколько малых в горизонтальной плоскости. Сначала загорается крупная ракета; по достижении известной высоты загораются малые и дают красивый вихрь. Винтовая ракета подвязывается к хвосту не прямо, а наискось, тогда, при взлете, она опишет извилистый путь.

5) Гермесов жезл представляет вариант винтовой ракеты и состоит из двух ракет, крестообразно привязанных к общему хвосту; отверстия у них имеются и снизу и сбоку, так что движение получается двоякое; вертикальное и вращающееся.

Разновидностью фейерверочной ракеты является ракета с парашютом (черт. 10), которая на высоте выбрасывает бумажный или матерчатый парашют; при помощи последнего медленно спускается с высоты какой-нибудь горящий состав.

Иногда в ракете помещается несколько парашютов, которые после подъема ракеты отделяются от нее с патронами, которые дают световые и цветовые огни. Для подъема парашютов употребляется крупная шлаговая ракета, под самым колпаком которой пробуравлено столько отверстий, сколько парашютов. Из этих отверстий к патронам парашютов идут зажигательные шнуры (черт. 24--25).

Военные (боевые) ракеты обычно имеют твердотопливные двигатели. Это связанно с тем, что такой двигатель заправляется на заводе и не требует обслуживания весь срок хранения и службы самой ракеты. Часто твердотопливные двигатели применяют как разгонные для космических ракет. Особенно широко, в этом качестве, их применяют в США, Франции, Японии и Китае.

Расчеты силы тяги, скорости

Тяга и удельный импульс тяги. Тяга двигателя F равна произведению давления, создаваемого выхлопными газами, на площадь выходного сечения сопла, за вычетом силы давления окружающей среды на ту же площадь. Эффективность двигателя оценивается его удельным импульсом I_sp, который имеет несколько различных единиц измерения. Одна из единиц представляет собой тягу, деленную на полный секундный расход топлива (w), т.е. I_sp = F/w. Другая есть эффективная скорость истечения C, деленная на ускорение силы тяжести g, в этом случае I_sp = C/g. Удельный импульс обычно выражают в секундах (в системе СИ I_sp измеряется в НЧс/кг или м/с), и в этом случае его величина равна числу килограммов тяги, получаемой при сгорании одного килограмма топлива. Величина I_sp зависит от ряда факторов, главным образом от энергии, выделяемой при сгорании топлива, и эффективности использования этой энергии в двигателе (например, короткое коническое сопло в вакууме будет менее эффективно, чем длинное и тщательно спрофилированное).

Относительная начальная масса и характеристическая скорость ракеты. Эти величины являются основными характеристиками ракеты как летательного аппарата. Относительная начальная масса представляет собой отношение начальной массы ракеты W к ее конечной массе после выгорания топлива w. Величина I_sp зависит от конструктивного совершенства ракеты и эффективности ее двигателя; эти параметры определяют конечную скорость, которую развивает ракета. Характеристическая конечная скорость ракеты определяется по формуле Циолковского

V_b0 = (gI_sp ln [W/w]) - (V_Lg + V_Ld + V_Lt),

где V_Lg, V_Ld и V_Lt - потери скорости (определяемые из дополнительных уравнений), связанные с силой тяжести, сопротивлением атмосферы и меньшей силы тяги в атмосфере.

Характеристическая конечная скорость ракеты для данной относительной начальной массы

Как видно из этой формулы, для повышения конечной скорости ракеты необходимо:

1) увеличивать относительную начальную массу (W/w) за счет облегчения конструкции;

2) увеличивать удельный импульс за счет применения более высокоэнергетического топлива;

3) снижать лобовое сопротивление за счет улучшения обтекания и уменьшения размеров ракеты. Однако из-за того, что полетное задание ракеты (особенно космической) изменяется от полета к полету, а в процессе полета внешние условия непрерывно изменяются, при проектировании ракеты приходится идти на компромиссы.

Конструкция РДТТ и различные типы зарядов топлива; продольное (вверху) и поперечные (внизу) сечения

1 - устройство зажигания; 2 - корпус двигателя; 3 - поверхность горения (открытая); 4 - изоляция; 5 - переднее днище; 6 - центральный канал; 7 - топливный заряд; 8 - выхлопное сопло. а - торцевое горение; б - радиальное горение; в - регрессивное канальное горение.



2. Два вида ракетного двигателя

Твердотопливные ракетные ступени

В современных твердотопливных ракетных двигателях (РДТТ) горючее и окислитель смешиваются в мелкодисперсную однородную топливную смесь, в которой (в идеале) молекулы горючего и окислителя расположены рядом, так что горение, в теории, получается равномерным и полным. Проблемы более ранних пороховых ракет связаны с неоднородностью порохового состава. Основой современного твердотопливного двигателестроения является строгий контроль процесса производства топлива с тем, чтобы его компоненты были равномерно перемешаны, что обеспечивает повторяющуюся и предсказуемую работу каждой ракетной ступени.

Геометрия твердотопливного заряда. Горение в РДТТ происходит только на открытой поверхности заряда, поэтому процесс горения происходит не быстро, как при взрыве, а медленно, подобно тому, как горят дрова в печке, когда проходит фронт пламени и газифицирует дерево. Форма заряда топлива определяет характер изменения тяги в процессе горения.

Иллюстрация создания тяги реактивным двигателем

Величина тяги F определяется уравнением *<*Object19*>*.

Здесь m - секундный расход газообразных продуктов сгорания,

V_e и p_e - скорость и давление газов на срезе сопла соответственно,

A_e - площадь выходного сечения сопла,

p_a - внешнее (атмосферное) давление,

A_кр - площадь критического сечения сопла.

Геометрия заряда может быть нейтральной, прогрессивной или регрессивной в зависимости от того, как должна изменяться тяга двигателя. Заряд нейтральной геометрии представляет собой сплошной литой цилиндрический стержень, который горит с одного конца (заряд торцевого горения). Специальные защитные покрытия препятствуют горению топлива с краев. Заряд прогрессивной геометрии обычно отливается в виде трубки; горение происходит на внутренней стороне (заряд канального горения). По мере выгорания такого заряда увеличиваются поверхность горения и, соответственно, тяга. Придавая каналу звездообразную форму, можно добиться того, чтобы скорость выгорания и тяга со временем уменьшались; конический канал позволяет плавно регулировать тягу.

Придавая заряду специальную форму или комбинируя несколько простых форм, можно получить нужный закон изменения тяги ракеты в полете. Для снаряда воздух - воздух, например, может использоваться заряд прогрессивной геометрии для получения больших ускорений, необходимых, чтобы осуществить перехват цели. В ракетах-носителях для космических полетов, с другой стороны, полезнее сочетание прогрессивной и регрессивной геометрий заряда, чтобы получить большую тягу на старте, когда ракета имеет максимальную массу и велико сопротивление атмосферы, и меньшую тягу в верхних слоях атмосферы, когда масса ракеты мала, а ускорения велики.

Состав и технология производства. Твердотопливная смесь, наиболее часто используемая в США, - перхлорат аммония в качестве окислителя и алюминиевый порошок в качестве горючего с полимерным связующим, бутадиен-нитрильным каучуком (российское обозначение СКН - синтетический каучук нитрильный). Порошок оксида железа добавляется для регулирования скорости горения. Смеси этих компонентов в различных пропорциях используются для космических носителей, баллистических и тактических ракет. Эти топлива имеют удельный импульс от 280 до 300 с в зависимости от состава смеси. Продукты сгорания таких РДТТ содержат хлористый водород и частицы оксида алюминия.

Описанное выше топливо получают путем измельчения отдельных компонентов в мелкодисперсный порошок и последующего их смешения с эластичным СКН в специальных смесителях, по конструкции похожих на обычные промышленные тестомешалки. После того как смесь достаточно перемешана, она заливается в корпус двигателя. В двигатель вставляется специальная форма для получения нужной конфигурации заряда (этот процесс напоминает приготовление бисквитного торта). Затем заряд подвергается полимеризации при тщательно контролируемой температуре. После окончания процесса полимеризации вставка удаляется, и к корпусу крепятся сопло, устройство воспламенения и другие элементы, необходимые для запуска двигателя и полета ракеты.

Изготовление даже простейшего твердотопливного двигателя весьма опасно и требует тщательного контроля, в частности, защиты от статического электричества, использования неискрящих материалов и хорошей вентиляции паров и пыли для обеспечения безопасности рабочих. Производственные помещения для снаряжения РДТТ обычно разделены толстыми стенами и имеют слабые крыши, чтобы взрывная волна в случае аварии уходила вверх и не наносила большого ущерба.

Корпус твердотопливного двигателя обычно изготавливается путем сварки из высококачественных металлических сплавов или композиционных материалов, наматываемых вокруг оправки, повторяющей внешние обводы заряда топлива. Корпус должен иметь очень высокую прочность, чтобы противостоять внутреннему давлению при горении, особенно в конце полета. Когда корпус готов, он очищается и снабжается изоляцией для предотвращения прогара. Для лучшего контакта изоляции и заряда часто применяется связующее.

Одним из последних этапов изготовления твердотопливного двигателя является его проверка на наличие дефектов и инородных включений. Трещины в заряде служат дополнительными поверхностями горения, что может привести к увеличению тяги и изменению траектории полета. В худшем случае давление в камере сгорания может стать настолько большим, что двигатель разрушится. Процесс снаряжения двигателя завершается установкой пускового воспламенителя на его переднем днище и сопла на заднем. Пусковой воспламенитель обычно представляет собой небольшой ракетный двигатель, содержащий быстро сгорающее топливо, который выбрасывает факел пламени и поджигает заряд топлива.

Для некоторых военных приложений необходимы такие ускорения, которые не могут обеспечить двигатели на основе СКН; тогда применяются металлизированные смесевые топлива на основе нитроглицерина или других мощных взрывчатых веществ. В этих случаях в двигателе протекает контролируемый взрывной процесс. Для контроля за процессом взрыва добавляются специальные химические замедлители реакции. Другие военные нужды потребовали разработки тактических ракет с бездымным горением, чтобы не было возможности проследить, откуда запущена ракета.

Испытания. РДТТ обычно испытываются на огневых стендах, где двигатель устанавливается неподвижно в горизонтальном или вертикальном положении и проверяется работа всех его систем. В процессе работы двигателя установленные на нем датчики измеряют тягу, давление и температуру продуктов сгорания, нагрузки на корпус и т.д. Во время огневых испытаний проверяются все возможные режимы работы, включая нерасчетные, которых не должно быть при нормальном полете.

Достоинства и недостатки. Твердотопливные двигатели используются в тех случаях, когда основными требованиями являются простота, легкость обслуживания, быстрый запуск и большая мощность при небольшом объеме. В первых американских баллистических ракетах использовалось жидкое топливо, однако начиная с 1960-х годов произошел переход на твердое топливо, что было связано с улучшением технологии его производства. РДТТ всегда использовались в небольших боевых снарядах и ракетах, устройствах катапультирования на реактивных самолетах и для отделения ракетных ступеней. ракета двигатель ступень скорость

Основным недостатком твердотопливных двигателей является практическая невозможность регулирования тяги во время полета, а также трудность отключения двигателя. В некоторых РДТТ отсечка тяги осуществляется путем открытия отверстий в передней части двигателя. Когда отверстия открываются (обычно это происходит с помощью специальных пиропатронов), давление внутри двигателя падает и соответственно уменьшается интенсивность горения. Кроме того, возникает обратная тяга, противоположная нормальной тяге основного сопла, и ускорение ракеты прекращается. Поскольку тяга РДТТ определяется геометрией и химическим составом заряда, изменение параметров двигателя для получения другой зависимости тяги от времени может потребовать проведения полного цикла испытаний нового двигателя.

Жидкостные ракетные ступени

Наиболее эффективные ракеты работают на жидком топливе, потому что химическая энергия жидких компонентов больше, чем твердых, а продукты их сгорания имеют меньшую молекулярную массу.

Криогенные и самовоспламеняющиеся топлива. К жидким топливам, имеющим большую теплотворную способность, относятся некоторые криогенные вещества - газы, которые превращаются в жидкость при очень низких температурах, например жидкий кислород (при температуре ниже -183° С) и жидкий водород (ниже -253° С). С другой стороны, применение криогенных компонентов имеет ряд недостатков, к которым относятся необходимость содержания больших промышленных установок для ожижения газов, большое время заправки ракеты (несколько часов) и необходимость теплоизоляции топливных баков. Поэтому первые американские межконтинентальные баллистические ракеты на криогенном топливе, «Атлас» и «Титан I», были уязвимы для внезапного нападения, при котором для ответного удара имелось всего несколько минут.

Системы подачи горючего и окислителя в камеру сгорания ЖРД:

а - вытеснительная; б - насосная. 1 - бак горючего; 2 - форсунки смесительной головки; 3 - баллоны с газом высокого давления; 4 - клапаны; 5 - бак окислителя; 6 - рубашка охлаждения; 7 - баллоны с газом низкого давления; 8 - насосы; 9 - турбины; 10 - отбор горячего газа на привод турбины.

Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), использующие самовоспламеняющееся жидкое топливо, которое может храниться при нормальных температурах в течение длительного времени и воспламеняется при контакте компонентов друг с другом, были созданы в 1950-х годах, чтобы удовлетворить потребности военных по упрощению эксплуатации и уменьшению времени подготовки к пуску баллистических ракет. В таких двигателях в качестве окислителя применялся азотный тетроксид (N₂O₄), а в качестве горючего гидразин (N₂H₄) или несимметричный диметилгидразин (NH₂-N [CH₃]₂) - комбинация, которая дает удельный импульс около 340 с. Компоненты самовоспламеняющегося топлива чрезвычайно токсичны и довольно агрессивны, поэтому они требуют крайней осторожности в обращении и периодической замены элементов конструкции, которые их содержат или находятся в контакте с ними. И хотя жидкостные баллистические ракеты с самовоспламеняющимся топливом впоследствии были заменены твердотопливными, это топливо по-прежнему незаменимо в двигателях ориентации и коррекции.

Двухкомпонентные ЖРД. В описанных выше ЖРД горючее и окислитель хранятся в отдельных баках и путем вытеснения или с помощью насосов подаются в камеру сгорания, где они воспламеняются и сгорают, создавая высокоскоростную газовую струю. В качестве окислителя часто используется жидкий кислород, что связано с простотой его получения из атмосферного воздуха. Хотя по сравнению со многими другими химическими веществами жидкий кислород сравнительно безопасен, для его хранения должны использоваться только очень чистые емкости, потому что кислород вступает в химическую реакцию даже с жировыми пятнами, оставляемыми отпечатками пальцев, что может привести к возгоранию.

В качестве горючего в паре с кислородом чаще всего используются тяжелые углеводороды или жидкий водород. Теплота сгорания углеводородного горючего на единицу объема, например, очищенного керосина или спирта, выше, чем водорода. Углеводородное топливо горит ярким оранжевым пламенем. Основными продуктами сгорания смеси кислород/углеводород являются углекислый газ и пары воды. Удельный импульс такого топлива может достигать 350 с.

Жидкий водород требует более глубокого охлаждения, чем жидкий кислород, однако его теплота сгорания на единицу массы выше, чем у углеводородных горючих. Водород горит почти невидимым голубым пламенем. Основным продуктом сгорания кислородо-водородной смеси является перегретый водяной пар. Удельный импульс двигателей на этом топливе может достигать от 450 до 480 с в зависимости от конструкции двигателя. (Двигатели, использующие жидкий водород, обычно работают в режиме избытка горючего, что позволяет уменьшить массовый расход топлива и повысить экономичность). За прошедшие годы были испытаны многие другие комбинации горючего и окислителя, однако от большинства из них пришлось отказаться из-за их токсичности. Например, фтор является более эффективным окислителем, чем кислород, однако он чрезвычайно токсичен и агрессивен как в исходном состоянии, так и в продуктах сгорания. Различные смеси азотной кислоты с окислами азота раньше использовались в качестве окислителя, однако их достоинства перевешивались опасностью хранения и эксплуатации таких двигателей и ракет.

Не всегда легко сделать выбор между углеводородным горючим и жидким водородом. Обычно для первых ступеней ракет используют жидкое углеводородное (или смесевое твердое) топливо для прохождения плотных слоев атмосферы на первых минутах полета. Конечно, жидкий водород - очень эффективное горючее, однако из-за его малой плотности для первой ступени потребовались бы большие топливные баки, что привело бы к увеличению веса конструкции и лобового сопротивления ракеты. На больших высотах и в космосе чаще применяются водородные двигатели, где их преимущества проявляются в полной мере.

Такой подход осуществлен на ракете-носителе «Сатурн-5», где керосин используется в качестве горючего на первой ступени, жидкий водород - на второй и третьей ступенях, а жидкий кислород в качестве окислителя на всех трех ступенях. Аналогичный подход использован на «Шаттле», где в качестве ускорителей служат два мощных твердотопливных двигателя, а три двигателя основного блока работают на жидких кислороде и водороде, которые обеспечивают большой удельный импульс.

Маршевый двигатель «Шаттла»

Слева - основной ТНА горючего; в центре - камера сгорания; справа - основной ТНА окислителя. Газы после турбин через коллектор подаются в камеру, куда впрыскивается основной расход окислителя.

Трехкомпонентные ЖРД. С начала 1970-х годов в России и США изучалась концепция трехкомпонентных двигателей, которые сочетали бы в себе достоинства минимального объема и минимальной массы в одном двигателе. При запуске такой двигатель работал бы на кислороде и керосине, а на больших высотах переключался на использование жидких кислорода и водорода. Такой подход, возможно, позволил бы создать одноступенчатую ракету, однако конструкция двигателя при этом значительно усложняется.

Однокомпонентные ЖРД. В таких двигателях используется однокомпонентное жидкое топливо, которое при взаимодействии с катализатором разлагается с образованием горячего газа. Хотя однокомпонентные ЖРД развивают небольшой удельный импульс (в диапазоне от 150 до 255 с) и намного уступают по эффективности двухкомпонентным, их преимуществом является простота конструкции. Топливо, например гидразин или перекись водорода, хранится в единственной емкости. Под действием вытесняющего давления жидкость через клапан поступает в камеру сгорания, в которой катализатор, например, оксид железа, вызывает ее разложение (гидразина на аммиак и водород, а перекиси водорода - на водяной пар и кислород). Однокомпонентные ЖРД обычно используются как двигатели малой тяги (иногда их тяга составляет всего лишь несколько ньютонов) в системах ориентации и стабилизации космических аппаратов и тактических ракет, для которых простота и надежность конструкции и малая масса являются определяющими критериями. Можно привести замечательный пример использования гидразинового двигателя малой тяги на борту первого американского спутника связи TDRS-1; этот двигатель работал в течение нескольких недель, чтобы вывести спутник на геостационарную орбиту, после того как на ускорителе случилась авария и спутник оказался на значительно более низкой орбите.

Наиболее простой однокомпонентный двигатель работает от баллона сжатого холодного газа (например, азота), выпускаемого через клапан. Такие струйные двигатели применяются там, где недопустимо тепловое и химическое воздействие выхлопной струи газа или продуктов сгорания и где основным требованием является простота конструкции. Этим требованиям удовлетворяют, например, индивидуальные устройства маневрирования космонавтов (УМК), расположенные в ранце за спиной и предназначенные для перемещения при работах вне космического корабля. УМК работают от двух баллонов со сжатым азотом, который подается через соленоидные клапаны в двигательную установку, состоящую из 16 двигателей.

Двигательная установка. За большую мощность, регулируемость и высокий удельный импульс жидкостных ракетных двигателей приходится расплачиваться сложностью конструкции. Специальные системы должны обеспечивать подачу горючего и окислителя в строго определенных количествах из топливных баков в камеру сгорания. Подача компонентов топлива осуществляется с помощью насосов или путем вытеснения их давлением газа. В вытеснительных системах, обычно используемых в небольших двигательных установках, топливо подается за счет наддува баков; при этом давление в баке должно быть больше, чем в камере сгорания.

В насосной системе для подачи топлива используются механические насосы, хотя некоторый наддув баков также применяется (для предотвращения кавитации насосов). Наиболее часто применяются турбонасосные агрегаты (ТНА), причем турбина питается газом собственной двигательной установки. Иногда для питания турбины используется газ, получаемый в результате испарения жидкого кислорода при прохождении его через контур охлаждения двигателя. В других случаях используется специальный газогенератор, в котором сжигается небольшое количество основного топлива или специального однокомпонентного топлива.

Маршевый двигатель «Шаттла» с насосной системой подачи топлива относится к наиболее совершенным двигателям, которые когда-либо поднимались в космос. Каждый двигатель имеет по два ТНА - бустерный (низконапорный) и основной (высоконапорный). Горючее и окислитель имеют одинаковые системы подачи. Бустерный ТНА, приводимый в действие расширяющимся газом, повышает давление рабочего тела перед входом его в основной ТНА, в котором давление повышается еще больше. Большая часть жидкого кислорода проходит через охлаждающий тракт камеры сгорания и сопла (а в некоторых конструкциях - и ТНА) прежде, чем он подается в камеру сгорания. Часть жидкого кислорода подается на газогенераторы основных ТНА, где он реагирует с водородом; при этом образуется богатый водородом пар, который, расширяясь в турбине, приводит в действие насосы, а затем подается в камеру сгорания, где сгорает с оставшейся частью кислорода. Хотя небольшие количества кислорода и водорода расходуются на привод бустерных ТНА и наддув баков кислорода и водорода, в конце концов они также проходят через основную камеру сгорания и вносят вклад в создание тяги. Этот процесс обеспечивает суммарный КПД двигателя до 98%.

Производство. Производство ЖРД более сложно и требует большей точности, чем производство твердотопливных двигателей, поскольку они содержат вращающиеся с большой скоростью детали (до 38 000 об/мин в основных ТНА маршевого двигателя «Шаттла»). Малейшая неточность в изготовлении вращающихся деталей может привести к возникновению вибраций и разрушению.

Даже когда лопатки, колеса и валы турбин и насосов двигателя должным образом сбалансированы, могут возникнуть другие проблемы. Опыт эксплуатации кислородо-водородного двигателя J-2, использовавшегося на второй и третьей ступенях ракеты «Сатурн-5», показал, что в таких двигателях часто возникает проблема высокочастотной неустойчивости. Даже если двигатель правильно сбалансирован, взаимодействие ТНА с процессом горения может вызвать вибрацию с частотой, близкой к частоте вращения водородного насоса. Вибрации двигателя происходят в определенных направлениях, а не случайным образом. При такой неустойчивости уровень вибраций может стать настолько большим, что это потребует отключения двигателя, чтобы избежать его поломки. Камеры сгорания обычно представляют собой сварную или штампованную тонкостенную металлическую конструкцию с охлаждающим трактом и смесительной головкой для подачи топлива.

Испытания. Необходимым этапом разработки ЖРД и его агрегатов являются испытания их на гидравлических и огневых стендах. В процессе огневых испытаний двигатель работает при давлениях и скоростях вращения ТНА, которые превышают нормальные рабочие значения, чтобы можно было оценить допустимые предельные нагрузки на отдельные агрегаты и конструкцию в целом. Летные образцы двигателей должны пройти приемо-сдаточные испытания, которые включают кратковременные и контрольно-выборочные огневые испытания, имитирующие основные этапы полета. Суммарное время испытаний и работы двигателя в полете не должно превышать его общий ресурс.

Выключение, повторный запуск и регулирование тяги. Основным преимуществом ЖРД является возможность выключения, повторного запуска и регулирования тяги. Маршевый двигатель «Шаттла», например, может устойчиво работать в диапазоне от 65 до 104% номинальной тяги. Экипаж лунного модуля космического корабля «Аполлон», маневрируя при посадке, мог регулировать тягу двигателей до 10% от номинала. Напротив, тяга двигателей, обеспечивающих старт модуля с Луны, не регулировалась, что позволило повысить их эффективность и надежность.

Возможность повторного запуска ЖРД в космосе представляет проблему, поскольку топливо, как и любые предметы в невесомости, хаотически располагается внутри баков и не будет поступать в систему питания двигателя при отсутствии ускорения. Самый простой способ решения проблемы состоит в использовании специальных двигателей малой тяги, которые создают небольшое ускорение, достаточное для того, чтобы топливо стало поступать в трубопроводы. Запуск этих двигателей обеспечивается либо за счет небольших эластичных мешков с топливом, прикрепленных к трубопроводам, либо с помощью специальных сеток, на которых за счет сил поверхностного натяжения удерживается достаточно топлива для запуска двигателя. Эластичные топливные емкости и устройства сбора жидкости используются и для непосредственного запуска космических ЖРД.

2.2 История

Древность и Средние века. Хотя свое развитие ракетная техника получила в связи с современными военными потребностями и космическими исследованиями, история ракет уходит своими корнями в Древнюю Грецию. В паровой машине, названной его именем, Герон продемонстрировал принцип реактивного движения. Небольшой металлический сосуд, имеющий форму птицы и наполненный водой, подвешивался над огнем. Когда вода закипала, струя пара выбрасывалась из хвоста птицы, толкая сосуд вперед. Это устройство не нашло практического применения, и сам принцип был впоследствии забыт.

В Китае приблизительно в 960 н.э. впервые был применен черный порох - смесь селитры (окислитель) и древесного угля с серой (горючее) - для метания снарядов, и в 11 в. была достигнута дальность метания таких снарядов около 300 м. Эти «ракеты» представляли собой бамбуковые трубки, наполненные порохом, и не отличались особой точностью полета. Их главным назначением в бою было наводить панику на людей и лошадей. В 13 в. вместе с монгольскими завоевателями ракеты попали в Европу, и в 1248 английский философ и естествоиспытатель Роджер Бэкон опубликовал труд по их применению. Период использования таких неуправляемых ракет в военных целях был непродолжительным, так как довольно скоро они были вытеснены артиллерийскими орудиями.

Циолковский, Оберт и Годдард. Современная ракетная техника обязана своим развитием главным образом трудам и исследованиям трех выдающихся ученых: Константина Циолковского (1857-1935) из России, Германа Оберта (1894-1989) из Румынии и Роберта Годдарда (1882-1945) из США. Хотя эти подвижники работали независимо друг от друга и их идеи в то время часто игнорировались, они заложили теоретические и практические основы ракетной техники и космонавтики. Их труды вдохновили поколения мечтателей и, что самое важное, нескольких энтузиастов, которые дали жизнь их трудам.

Циолковский, школьный учитель, впервые написал о жидкостных ракетах и искусственных спутниках в 1883 и 1885. В своей работе Исследования мировых пространств реактивными приборами (1903) он изложил принципы межпланетных полетов. Циолковский утверждал, что наиболее эффективным топливом для ракет было бы сочетание жидких кислорода и водорода (хотя даже лабораторные количества этих веществ в то время были весьма дорогостоящими), и предложил использовать связку небольших двигателей вместо одного большого. Он также предложил использовать многоступенчатые ракеты вместо одной большой для облегчения межпланетных перелетов. Циолковский разработал основные идеи систем жизнеобеспечения экипажа и некоторые другие аспекты космических путешествий.

В своих книгах Ракета в межпланетное пространство (Die Rakete zu den Planetenraumen,1923) и Пути осуществления космических полетов (Wege zur Raumschiffahrt, 1929) Г.Оберт изложил принципы межпланетного полета и выполнил предварительные расчеты массы и энергии, необходимые для полетов к планетам. Его сильной стороной была математическая теория, но в практической деятельности он не продвинулся дальше стендовых испытаний ракетных двигателей.

Разрыв между теорией и практикой заполнил Р.Годдард. Еще юношей он был захвачен идеей межпланетного полета. Его первое исследование относилось к области твердотопливных ракет, в которой он получил свой первый патент в 1914. К концу Первой мировой войны Годдард далеко продвинулся в создании ракет со ствольным запуском, которые не были использованы армией США в связи с наступлением мира; во время Второй мировой войны, однако, его разработки привели к созданию легендарной базуки, первой эффективной противотанковой ракеты. Смитсоновский институт в 1917 предоставил Годдарду исследовательский грант, результатом которого стала его классическая монография Метод достижения экстремальных высот (A Method of Reaching Extreme Altitudes,1919). Годдард начал работу над ЖРД в 1923, а работающий прототип был создан к концу 1925. 16 марта 1926 он осуществил запуск первой жидкостной ракеты, в которой в качестве топлива использовались бензин и жидкий кислород, в Оберне (шт. Массачусетс). Во время Второй мировой войны Годдард работал над стартовыми ускорителями для морской авиации.

Работы Циолковского, Оберта и Годдарда были продолжены группами энтузиастов ракетной техники в США, СССР, Германии и Великобритании. В СССР исследовательские работы вели Группа изучения реактивного движения (Москва) и Газодинамическая лаборатория (Ленинград). Члены Британского межпланетного общества BIS, ограниченные в своих испытаниях британским законом о фейерверках, идущим от Порохового заговора (1605) с целью взорвать парламент, сосредоточили усилия на разработке «пилотируемого лунного космического корабля», основываясь на доступных для того времени технологиях.

Немецкое Общество межпланетных сообщений VfR в 1930 смогло создать примитивную установку в Берлине, и 14 марта 1931 член VfR Йоханнес Винклер осуществил первый в Европе удачный запуск жидкостной ракеты.

Нацистская Германия. Среди членов VfR был и Вернер фон Браун (1912-1997), молодой аристократ, докторант Берлинского университета, который с декабря 1932 начал работать над диссертацией по ЖРД на артиллерийском полигоне немецкой армии в Куммерсдорфе. При плохом техническом оснащении фон Браун за один месяц создал двигатель тягой 1300 Н и начал работу над созданием двигателя с тягой 3000 Н, который был использован на экспериментальной ракете А-2, успешно запущенной с острова Боркум в Северном море 19 декабря 1934.

Немецкая армия рассматривала ракеты как оружие, которое она может использовать, не опасаясь международных санкций, поскольку в Версальском договоре (который подвел итоги Первой мировой войны) и последующих военных договорах о ракетах не упоминалось. После прихода Гитлера к власти военному ведомству Германии были выделены дополнительные средства на разработку ракетного оружия, и весной 1936 была одобрена программа строительства ракетного центра в Пенемюнде (фон Браун был назначен его техническим директором) на северной оконечности острова Узедом у балтийского побережья Германии.

Следующая ракета - А-3 имела двигатель тягой 15 кН с системой наддува на жидком азоте и парогенератором, гироскопическую систему управления и наведения, систему контроля параметров полета, электромагнитные сервоклапаны для подачи компонтов топлива и газовые рули. Хотя все четыре ракеты А-3 взорвались на старте или вскоре после старта с полигона в Пенемюнде в декабре 1937, технический опыт, полученный при проведении этих запусков, был использован при разработке двигателя тягой 250 кН для ракеты А-4, первый успешный запуск которой состоялся 3 октября 1942.

После двух лет конструкторских испытаний, подготовки производства и обучения войск ракета А-4, переименованная Гитлером в Фау-2 («Оружие возмездия-2»), была развернута начиная с сентября 1944 против целей в Англии, Франции и Бельгии.

Послевоенный период. Ракета А-4 показала огромные возможности ракетной техники, и наиболее мощные послевоенные державы - Соединенные Штаты и Советский Союз - вскоре оказались втянутыми в разработку баллистических управляемых ракет, способных доставлять ядерное оружие. Достижения ракетной техники позволили также создать тактические ракеты, которые радикально изменили характер ведения войны.

В то время как военные ведомства обеих стран совершенствовали боевые ракеты, многие ученые (С.П.Королев в СССР, В. фон Браун в США) стремились использовать возможности ракетной техники для доставки научных приборов и в конце концов человека в космос. Со времени запуска первого спутника в 1957 и первого космонавта Ю.Гагарина в 1961 ракетно-космическая техника прошла большой путь.

2.3 Перспективы в будущем

До конца 20 в. сгорание топлива оставалось основным источником энергии для реактивного движения. Хотя с 1920-х годов было предложено немало перспективных технических концепций, большинство из них не получило практического воплощения.

Гибридные двигатели. Заманчивой альтернативой РДТТ и ЖРД является идея гибридного двигателя, в которой объединены лучшие качества обоих. В гибридном двигателе используются твердое горючее и жидкий окислитель, например жидкий кислород или азотный тетроксид. Такой подход позволяет наполовину упростить систему подачи топлива при сохранении присущей РДТТ компактности. Поскольку окислитель и горючее хранятся раздельно, трещины в твердотопливном заряде горючего менее опасны, чем в традиционном РДТТ, что упрощает его изготовление. Однако, несмотря на значительные исследовательские усилия, особенно в 1980-х годах, эта идея так и не нашла широкого применения. Основная проблема состояла в недостаточно устойчивом и эффективном процессе горения.

Электроракетный двигатель. Электричество можно использовать для нагрева рабочего тела. Примером такого двигателя может служить ионный двигатель, в котором используются высоковольтная дуга для ионизации рабочего тела, например аргона или паров ртути, и электрическое поле для ускорения потока ионов. Принципиальным преимуществом такого двигателя является очень высокий удельный импульс (до 5000 с, в зависимости от конструкции двигателя и используемого рабочего тела). Тяга ионных двигателей очень мала и обычно находится в диапазоне от 0,02 до 0,03 Н. Ионные двигатели предназначаются для длительных космических полетов, когда за месяцы работы в условиях невесомости получается значительный суммарный прирост скорости. Ионные двигатели нашли также применение на геостационарных спутниках, где они обеспечивают постоянный небольшой импульс, достаточный для управления положением и сохранения орбиты. В других схемах ЭРД используются высокоэнергетическая плазма и магнитогидродинамический эффект.

...