По сценарию фильма и по книге — он снабжён высокоимпульсными ионными двигателями.

Нынешняя ситуация с освоением космического пространства в чём-то похожа на середину XIX века, когда испытанные и проверенные временем технологии парусного флота вдруг оказались не более, чем устаревшими артефактами прошлой эпохи. Когда блистательный русский Черноморский флот, ещё недавно одержавший победу над турками при Синопе, вдруг оказался заперт в гавани Севастополя соединённой эскадрой союзников, а чайные клиперы на «ревущих сороковых», «неистовых пятидесятых» и «пронзительных шестидесятых» сменили юркие китобойные судёнышки, использовавшие первые паровые двигателя.

Тогда оказалось, что вопрос постоянства хода и неподверженности стихии для морского флота встал гораздо острее и насущнее, нежели вариант обуздания силы ветра и демонстрации рекордов скорости последними «Катти Сарк». Тихоходные и неповоротливые, но независимые от силы ветра пароходы всего лишь за неполные полвека окончательно вытеснили парусники на обочину морского дела, оставив за ними роль учебных судов и музеев.

Это была одна из самых радикальных революций в морском деле.
Следующий эволюционный шаг, отказ от использования топлива, как такового и переход на ядерную энергию в морском флоте так и не произошёл: атомные реакторы остались уделом лишь военно-морского флота ведущих мировых держав и «фирменным знаком» российского арктического ледокольного флота.

Похожая ситуация сейчас разворачивается и в освоении космоса. «Грести под парусами» химического топлива дальше в открытый космос уже просто невозможно — но вот на что поменять старые и проверенные химические ракеты — по-прежнему является вопросом конструктурских работ и инженерных изысканий.

Во-первых, надо сказать, почему человечество столь нежно полюбило ракеты с химическим топливом.
Надо сказать, что это скорее был «брак по расчёту», нежели какой-то «любовный союз». Ракета с химическим топливом и была, и есть лишь одним из немногих вариантов оторвать хоть что-то от поверхности нашей Земли. Для ракет, стартующих с земной поверхности, существенной является гравитационная помеха, о неизбежности которой я уже как-то говорил .

Масса двигателей, о которых я расскажу дальше по тексту статьи, гораздо больше подходят для условий космоса, но они практически бесполезны для старта с Земли — их тяга гораздо меньше их собственного веса, не говоря уже о массе потребного для них топлива или весе полезной нагрузки. В результате соотношение реактивной тяги двигателей (T) к массе всей ракеты (W) у таких двигателей меньше единицы (T/W<1) и ничего поднять с поверхности Земли они не могут.

Стендовые испытания двигателя J-2X, аналога двигателя J-2 лунной ракеты «Сатурн-V». Именно этот двигатель отправлял «Аполлоны» у Луне. Но это было, в общем-то, вынужденное решение.

Однако, в реальности физики, химии и матераловедения достаточно сложно построить двигатель и с высокой удельной тягой, и с высоким удельным импульсом.
И, если понятие «тяги» нам интуитивно понятно (ну можешь поднять 200 килограммовую штангу — у тебя хорошая «тяга», а не можешь — так, задохлик. В общем, всё как у людей), то понятие «удельного импульса» всё же лучше объяснить.
Если тяга — это условная «сила» двигателя, то удельный импульс — это, скорее, его «выносливость», то есть возможность достаточно долго сообщать полезной нагрузке дополнительный импульс на ограниченных запасах топлива.

Измеряется удельный импульс или в секундах (если использовать «техническую» систему единиц МКГСС) или в метрах в секунду (если использовать «научную» систему единиц СИ).
Различается и физический смысл «секунд» (как единиц измерения времени) и «метров в секунду» (как единиц измерения скорости), хотя он описывает одни и те же параметры условного реактивного двигателя, хоть и с разных сторон.

В случае выражения удельного импульса двигателя в секундах получается, что «удельный импульс — это количество секунд , которое данный двигатель проработает на 1 килограмме топлива, создавая тягу в одну килограмм-силу» (МКГСС).
Если же вы выражаете удельный импульс двигателя в метрах в секунду, то у вас получается более сложный вывод, основанный на утверждении о том, что «удельный импульс — это отношение тяги двигателя в ньютонах к секундному расходу массы топлива» (СИ).
В системе СИ размерность ньютона выражается как кг-м/c 2 и после сокращения с дополнительными кг/c в знаменателе вы получите размерность скорости — метры в секунду .
Интересно, что получившееся в итоге значение скорости для удельного импульса будет практически строго соответствовать скорости истечения продуктов сгорания из сопла любого двигателя. Так, например, удельный импульс современных жидкостных реактивных двигателей (ЖРД), составляющий около 450 секунд, соответствует скорости истечения рабочего тела (продуктов сгорания) в 4500 метров в секунду.

Испытания водородного ЖРД. Скорость истечения продуктов сгорания — около 4500 м/c, удельный импульс — около 450 секунд.

При этом, что важно, в отличии от выражения его в метрах в секунду, в случае задания вами удельного импульса в секундах он никак не оказывается связан с фактическим временем работы двигателя. Он лишь показывает удельный расход топлива двигателем, который может работать, в зависимости от наличия топлива, как дольше времени удельного импульса, так и меньше его.

На первый взгляд, скорость истечения рабочего тела в 4500 метров в секунду (13М) — это в тринадцать раз больше скорости звука на уровне моря (340 м/с). Громадная скорость для нашего обыденного восприятия и именно поэтому все сопла ЖРД делают расширяющимися, сверхзвуковыми соплами Лаваля.

Выше скорости истечения в паре «водород-кислород» получали только на весьма экзотической троице «литий-водород-фтор» ещё в 1968 году . Но прибавка к удельному импульсу (542 секунды) и скорости истечения (5 320 м/сек) на таком токсическом и взрывоопасном топливе была очень незначительной, в силу чего от использования трёхкомпонентного топлива с фторным окислителем в итоге отказались.

Ещё более «тупыми» и «невыносливыми» оказываются (по сравнению с ЖРД) ракетные двигатели на твёрдом топливе (РДТТ). Эти усовершенствованные пороховые шутихи оказываются «спринтерами с коротким дыханием» — большинство существующих РДТТ имеют удельный импульс в районе 250-270 секунд, что соответствует скорости истечения продуктов сгорания всего в 2500-2700 м/c. Зато РДТТ могут обеспечивать громадную начальную тягу, в силу чего их и используют как стартовые ускорители.

Наземные испытания стартового ускорителя «Спейс Шаттла». Пламени выше крыши, тяги — завались, а удельного импульса — чуть-чуть.

Но много это или мало — 4500 метров в секунду или 450 секунд?
Даже для старта с Земли на околоземную орбиту с использованием одноступенчатого вывода (по-английски это называется SSTO — single stage to orbit) этого оказывается сугубо недостаточно. Приходится мастерить различные многоступенчатые схемы, в результате чего современные ракеты выводят на орбиту грузы в составе двух, а иногда — и трёх ступеней.

При этом все нынешние идеи «допилить химический паровоз в стремительную сверхсветовую ракету» всё равно упираются в ограниченность возможностей РДТТ и ЖРД и в пресловутую формулу Циолковского, в которую удельный импульс входит в качестве множителя:

Здесь I — тот самый удельный импульс двигателя.
Поскольку он связан с отношением начальной (M 1 ) и конечной (М 2 ) масс летательного аппарата через натуральный логарифм, то получается, что увеличение удельного импульса двигателя в 2 раза при заданной конечной скорости уменьшает в те же два раза натуральный логарифм отношения M 1 к М 2 или же, чтобы было понятнее, изменяет соотношение M 1 к М 2 в виде второй степени (или квадратного корня) от изначального их соотношения.
Поскольку задаваемая зависимость у нас степенная, различия по удельному импульсу в 4 или 8 раз уже зададут более высокие степени и корни, в результате чего соотношение M 1 к М 2 для двигателей, отличающихся по удельному импульсу в 4 и в 8 раз, уже будет составлять четвёртую или восьмую степень оригинального соотношения, соответственно.

«Ядерный космолёт» МГ-19 — птица, опередившая своё время.

Пока же мы плотно сидим на химическом топливе для ЖРД и РДТТ наших ракет — себестоимость наших грузов даже на низкой околоземной орбите будет составлять тысячи долларов за каждый килограмм груза.

Но какого рода двигатели нам нужны, если вы собрались лететь не просто на околоземную орбиту, а к Марсу или к Луне? И если мы уже столь высоко ценим каждый килограмм груза на низкой околоземной орбите и слабо представляем себе варианты выхода из этого порочного круга?

Отвечу: нам нужен двигатель гораздо более высокоимпульсный, нежели химические двигатели наших современных, «земных» ракет.
Вот вам пример того, как натуральный логарифм в формуле Циолковского влияет на соотношение масс и на общую массу будущего марсианского корабля, в случае использования им различных двигательных систем:

Сравнение различных вариантов марсианского транспортного корабля: на химическом топливе, пара «водород-кислород» (5900 тонн, 460 секунд удельного импульса, 4600 м/с истечения), ядерный твердотельный двигатель (3500 тонн, 950 секунд удельного импульса, 9500 м/c истечения) и с электрическим ракетным двигателем (250 тонн, 3000-10000 секунд удельного импульса, скорость истечения 30-100 км/c).

Как вы видите, вариант марсианской эпопеи на химическом горючем практически нереален: если принять в качестве допущения, что на химическом топливе обеспечат нам себестоимость грузов на низкой околоземной орбите в 1000 долларов за килограмм, то 5900 тонн марсианского корабля обойдутся Земле в 5,9 миллиардов долларов только в стоимости вывода на орбиту (без стоимости самого корабля и НИОКР по нему).
А выводить его надо будет доброй полусотней запусков уникальных и сверхтяжёлых ракет.

Не сильно спасает ситуацию и межпланетный корабль с твердотельным ЯРД, над разработкой которого США и СССР в 1960е-1970е годы.
Полученный тогда на американском проекте NERVA и в испытаниях советского РД-0410 удельный импульс в районе 850-950 секунд, конечно, экономит вес марсианского корабля, но всё равно заставляет думать минимум о тридцати запусках тяжёлых ракет носителей и длительной сборке корабля на орбите.

И, наконец, различные концепции электрических ракетных двигателей с их возможными импульсами от 3000 до 30 000 секунд, всё же дают нам достаточно оптимизма в вопросе будущего освоения Солнечной системы. Да, не , и не с прямоточным термоядерным ракетным двигателем (ТЯРД), но всё-таки — реальный корабль, массой всего лишь в 250 тонн, который уже можно собрать на орбите Земли, даже опираясь на наши несовершенные химические ракеты, с мощными, но слабоимпульсными ЖРД и РДТТ.

Выбор источника энергии двигателей, между солнечными батареями и ядерным реактором для будущего марсианского корабля — пока что открыт. Но вот даже к Юпитеру уже, скорее всего, надо лететь с реактором на борту.

Каким из многих видов электрических ракетных двигателей будет снабжён будущий марсианский транспортный корабль — пока что вопрос открытый.
Если в качестве источника электроэнергии на борту, в общем-то, есть только две возможности: солнечные батареи и ядерный реактор, то в качестве двигателей могут использоваться очень разные высокоимпульсные электрические ракетные двигателя. Это и ионные двигатели, и плазменные (к которым относится и уже упомянутый по ссылке VASIMR), и различные варианты электростатических или электротермических двигателей.

Все эти двигатели уже обеспечивают удельный импульс от 3 000 до 10 000 секунд, а некоторые проекты обещают и 30 000 секунд удельного импульса, что соответствует скорости истечения рабочего тела в безумные 300 километров в секунду.

В прошлом году сообщено , что самые мощные и тяговооружённые на сегодняшний день в семействе электрических ракетных двигателей ионные двигатели перешагнули рубеж в 10 000 секунд, показав удельный импульс в 14 600 секунд.
Неизвестно, насколько ресурсными оказались эти двигатели, но, в любом случае, новости об совершенствовании «ионников» не могут не радовать.

В ионном двигателе нет брутальности ЖРД или РДТТ, но из его зрачка на вас смотрит вся Солнечная система. НАША система.

Что приятно, успехи в деле испытания ионных двигателей есть и в России.

О параметрах этих изделий можно судить по публикации в журнале «Труды МАИ» (номер 60 за декабрь 2012 год), в котором были изложены некоторые параметры как самих ионных двигателей, так и снабжаемых ими перспективных космических аппаратов.

Описанный там ионный двигатель ВЧИД-45 (который и был, скорее всего, испытан на полигоне КБХА) обладает следующими параметрами: номинальная мощностью 35 кВт, тяга 760 мН (0,076 кг) и удельным импульсом до 7000 секунд (скорость истечения ионов — 70 км/c).
По сравнению с уже испытанными в космосе ионными двигателями, ВЧИД где-то на порядок мощнее — самый мощный ионный двигатель, работавший в космосе, имел тягу в 91 мН и был установлен на американском исследовательском зонде «Дип Спейс-1» (Deep Space-1).

Планируемый ресурс двигателя был заявлен, как 50 000 часов, что и есть главным прорывом проекта: до сих пор ионные двигатели страдали от быстрой деградации ускоряющих ионы решёток и электродов, которые просто «съедало» набегающим потоком высокоэнергетических ионов.

Питать ионные двигатели энергией должна бортовая ядерная энергетическая установка (ЯЭУ) мощностью 1 МВт, которая сможет обеспечить электроэнергией кластер из тридцати таких двигателей.

В перспективе «Роскосмосом» рассмотривались три варианта буксиров, снабжаемых ионными двигателями: «лунный грузовик» с ядерной энергетической установкой мощностью в 1МВт и марсианские буксиры для пилотируемых миссий с ЯЭУ мощностью в 2 и в 4 МВт.

В 2003-2005 годах НАСА разрабатывала корабль ЯЭУ и с ионными двигателями в рамках проекта «Прометей». Мощность бортовой ЯЭУ «Прометея» должна была составить 250 кВт. Нетрудно посчитать, что «лунный грузовик» от «Роскосмоса» должен быть, как минимум, вчетверо мощнее.

«Лунный грузовик» с ЯЭУ мощностью 1 МВт на платформе с четырьмя кластерами по десять двигателей ВЧИД-45 в каждом (общая массадвигательной установки при этом составляет 5.7 тонны) сможет обеспечить посадку на Луну модуля массой в 25 тонн.
За время активного существования «лунный грузовик» сможет осуществить минимум пять транспортных операций с перелетом с низкой геоцентрической орбиты (высотой в 800 км) на низкую селеноцентрическую орбиту (высотой в 100 км) с общей грузоподъемностью на низкой селеноцентрической орбите в 128,5 тонны (масса «грузовика», топлива и полезной нагрузки) и с расходом рабочего тела порядка 10,8 тонн на каждый перелет туда и обратно.

Для сравнения — при использовании классической ракеты на химическом топливе (пара водоро-кислород, ракета «Сатурн-V», программа «Аполлон») с низкой околоземной орбиты стартовала конструкция весом в 145 тонн, на орбиту полёта к Луне выводилось 46 тонн, лунный посадочный модуль весил 15 тонн, а возвращаемая капсула «Аполлона» весила всего 5 тонн).

Для марсианских версий буксиров пока что есть только общая оценка: их стартовая масса должна составить около 215 тонн, а время полета туда и обратно составит два с половиной года.

В публикации указано, что двигатель ВЧИД может быть смаштабирован и на другие номиналы, если есть потребность в увеличении тяги, если количество двигателей в кластере двигательной установки должно быть уменьшено. Например, двигатель может быть разработан на тех же принципах, если потребуются уровни мощности на уровне 79 кВт или 105 кВт. В этом случае тяга двигателя будет составлять 1.52 Н и 2.27 Н, соответственно. Удельный импульс может быть повышен с 6880 с до 7120 с или 7320 с, а общий КПД системы — с 78.6 % до 81.3 % или даже 83.5 %. Однако, стоимости разработки и квалификации опытных образцов при этом возрастут примерно пропорционально третьей степени диаметра двигателя.

В общем, всё только начинается...

Гордые парусники ещё бороздят просторы наших «ревущих сороковых», но где-то, в тиши кабинетов и лабораторий уже рисуют чертежи стальных китобоев с паровым двигателем, которые позволят будущему Ахаву догнать своего Моби Дика...

Содержание статьи

РАКЕТА, летательный аппарат, движущийся вследствие отбрасывания высокоскоростных горячих газов , создаваемых реактивным (ракетным) двигателем. В большинстве случаев энергия для движения ракеты получается при сгорании двух или более химических компонентов (горючее и окислитель, которые вместе образуют ракетное топливо) 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. Ракета состоит из двигательной установки (двигателя и топливного отсека), систем управления и наведения, полезной нагрузки и некоторых вспомогательных систем.

ТЕОРИЯ ДВИЖЕНИЯ

Два всем знакомых примера поясняют принцип движения ракеты. При выстреле из ружья пороховые газы, расширяясь в стволе, толкают пулю вперед, а ружье назад. Пуля летит в цель, а стрелок (или лафет артиллерийского орудия) поглощают энергию отдачи за счет силы трения с поверхностью земли. Если бы стрелок стоял на коньках на льду, то из-за отдачи он покатился бы назад (и остановился только из-за трения с воздухом и льдом).

Другой пример – надутый воздушный шарик. Пока отверстие шарика закрыто, внутреннее давление воздуха уравновешивается силами упругости оболочки шарика. Если открыть отверстие, воздух будет выходить из шарика, и его неуравновешенное давление на оболочку будет толкать шарик вперед. Отметим, что шарик приводится в движение силой, действующей только на площадь отверстия. Все остальные силы, действующие на оболочку, уравновешены и не влияют на движение шарика, которое носит хаотичный характер из-за непрерывного изменения формы шарика и гибкости его горловины.

Ракетный двигатель работает аналогично, за исключением того, что за счет реакций горения или химического разложения обеспечивается устойчивый поток горячих газов, которые выбрасываются наружу через сопло. Существуют и другие методы получения реактивной струи газа (см. ниже ), однако ни один из них не получил такого широкого распространения, как химический.

Все рассмотренные выше примеры движения стрелка и пули, надутого шарика и ракеты описываются третьим законом движения Ньютона , который гласит, что всякое действие имеет противоположное и равное по величине противодействие. Математически этот закон выражается в виде равенства количеств движения MV = mv . Важно отметить, что полное изменение количества движения (импульса) в системе равно нулю. Если две массы M и m равны, то их скорости V и v также равны. Если масса одного из взаимодействующих тел больше массы другого, то его скорость будет соответственно меньше. В примере со стрелком импульс mv , сообщаемый пуле, в точности такой же, как и импульс MV , сообщаемый стрелку, однако из-за малой массы пули ее скорость намного больше, чем скорость стрелка. В случае ракеты выбрасывание газов в одном направлении (действие) вызывает движение ракеты в противоположном направлении (противодействие).

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

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.

Конструкция.

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.

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 НЧ с/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 b 0 = (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.

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.

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.

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.

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 (N 2 O 4), а в качестве горючего гидразин (N 2 H 4) или несимметричный диметилгидразин (NH 2 - N 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.

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.

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ И НАВЕДЕНИЯ

Важной составной частью ракеты являются системы управления и наведения. Система наведения определяет положение и курс ракеты и выдает системе управления необходимые данные для управления ее полетом. Управление полетом ракеты осуществляется небольшими рулевыми двигателями или путем изменения направления вектора тяги основного двигателя.

В больших РДТТ соединение корпуса и сопла может быть выполнено из множества тонких слоев стали и жаростойкой резины, что позволяет соплу поворачиваться на несколько градусов в любом направлении. С помощью одного или двух гидроприводов сопло отклоняется, изменяя направление вектора тяги. Приводы используют энергию небольшого турбонасосного агрегата, работающего на продуктах разложения гидразина. В некоторых РДТТ горячий газ (от небольшого вспомогательного двигателя) подается через несколько клапанов, расположенных по окружности в расширяющейся части сопла. При закрытии одного или нескольких клапанов происходит изменение направления основной струи и, соответственно, вектора тяги. ЖРД устанавливают в поворотных цапфах или в кардановом подвесе, что позволяет поворачивать двигатель целиком.

ИСТОРИЧЕСКАЯ СПРАВКА

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. См. также ГОДДАРД, РОБЕРТ ХАТЧИНГС ; ОБЕРТ, ГЕРМАН ; ЦИОЛКОВСКИЙ, КОНСТАНТИН ЭДУАРДОВИЧ .

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.

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.

ПЕРСПЕКТИВНЫЕ РАКЕТНЫЕ СИСТЕМЫ

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.

Ядерные ракетные двигатели.

Другой реактивной системой, которая едва не получила практическое воплощение, является ядерная. В США в рамках программы по созданию ядерного ракетного двигателя (ЯРД) NERVA был разработан графитовый реактор, охлаждаемый жидким водородом, который испарялся, нагревался и выбрасывался через ракетное сопло. Графит был выбран из-за его высокой температурной стойкости. По проекту NERVA ЯРД должен был развивать тягу 1100 кН в течение одного часа и иметь удельный импульс 800 с, что почти вдвое превышает соответствующий показатель для химических двигателей. Программа NERVA была отменена в 1972 из-за того, что на неопределенный срок был отодвинут пилотируемый полет на Марс, для которого она разрабатывалась.

Разновидность ЯРД, использующего реакцию деления, представляет газофазный ядерный двигатель, в котором медленно движущаяся газовая струя делящегося плутония окружена более быстрым потоком охлаждающего водорода. Эта идея не вышла, однако, из стадии предварительных исследований.

Интересная идея создания двигателя, использующего реакцию аннигиляции материи и антиматерии, изучалась в рамках программы стратегической оборонной инициативы (СОИ) США. Антивещество в виде атомов хранится в электромагнитной ловушке и посредством магнитного поля подается в камеру двигателя, где оно взаимодействует с обычным веществом, превращаясь в гамма-излучение, которое нагревает рабочую жидкость и создает реактивную струю. Хотя магнитные ловушки используются в физике высоких энергий, для получения нескольких граммов антивещества, необходимых для полета, требуется огромное количество энергии.

Внешние источники энергии.

В рамках программ СОИ и Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства (НАСА) также изучалась реактивная система с мощным лазером, который нагревает рабочее тело, находящееся на борту ракеты. Сама ракета имеет небольшую массу, так как основная масса системы приходится на лазер, который может располагаться на Земле. Такая система требует исключительно точного наведения лазерного луча на цель, чтобы не сжечь ракету вместо нагрева рабочего тела. Рассматривалась также идея использования больших зеркал для фокусирования солнечных лучей на двигатель.

Использование энергии атомного взрыва.

В 1960-х годах НАСА и Комиссия по атомной энергии США исследовали один довольно экзотический метод получения тяги в рамках проекта «Орион». В этом методе разгон ракеты до большой скорости, необходимой для полета к другим планетам, предполагалось осуществлять путем последовательных взрывов небольших атомных зарядов, выбрасываемых за ракетой. Специальные гасители должны были сглаживать воздействие взрывов. Однако проект «Орион» был отменен в соответствии с международными договорами по использованию космического пространства и ограничению ядерных вооружений.

Фотонные двигатели.

Изучалась также возможность использования света для получения тяги в космосе. Частицы света – фотоны – создают очень малый реактивный импульс при воздействии на поверхность. Простейший двигатель такого рода представляет собой огромное пластиковое зеркало, которое отражает солнечные лучи и толкает космический аппарат в сторону от Солнца (солнечный ветер создает добавочный импульс). В настоящем фотонном двигателе вследствие аннигиляции обычного вещества и антивещества должен создаваться поток гамма-излучения, обеспечивающий реактивную тягу для движения космического аппарата.

Ракетные двигатели - одна из вершин технического прогресса. Работающие на пределе материалы, сотни атмосфер, тысячи градусов и сотни тонн тяги - это не может не восхищать. Но разных двигателей много, какие же из них самые лучшие? Чьи инженеры поднимутся на пьедестал почета снисходительно объясняя проигравшим, что они проиграли из-за дикости народа, страшной истории и кошмарного политического режима их страны? Пришло, наконец, время со всей прямотой ответить на этот вопрос.

К сожалению, по внешнему виду двигателя нельзя сказать, насколько он замечательный. Приходится закапываться в скучные цифры характеристик каждого двигателя. Но их много, какую выбрать?

Мощнее

Несмотря на всю мощь, твердотопливные ускорители сложно назвать символом технического прогресса, потому что конструктивно они являются всего лишь стальным (или композитным, но это неважно) цилиндром с топливом. Во-вторых, эти ускорители вымерли вместе с шаттлами в 2011 году, что подрывает впечатление их успешности. Да, те, кто следят за новостями о новой американской сверхтяжелой ракете SLS скажут мне, что для нее разрабатываются новые твердотопливные ускорители, тяга которых составит уже 1600 тонн, но, во-первых, полетит эта ракета еще не скоро, не раньше конца 2018 года. А во-вторых, концепция "возьмем больше сегментов с топливом, чтобы тяга была еще больше" является экстенсивным путем развития, при желании, можно поставить еще больше сегментов и получить еще большую тягу, предел тут пока не достигнут, и незаметно, чтобы этот путь вел к техническому совершенству.

Второе место по тяге держит отечественный жидкостной двигатель РД-171М - 793 тонны.

Четыре камеры сгорания - это один двигатель. И человек для масштаба

Казалось бы - вот он, наш герой. Но, если это лучший двигатель, где его успех? Ладно, ракета "Энергия" погибла под обломками развалившегося Советского Союза, а "Зенит" прикончила политика отношений России и Украины. Но почему США покупают у нас не этот замечательный двигатель, а вдвое меньший РД-180? Почему РД-180, начинавшийся как "половинка" РД-170, сейчас выдает больше, чем половину тяги РД-170 - целых 416 тонн? Странно. Непонятно.

Третье и четвертое места по тяге занимают двигатели с ракет, которые больше не летают. Твердотопливному UA1207 (714 тонн), стоявшему на Титане IV, и звезде лунной программы двигателю F-1 (679 тонн) почему-то не помогли дожить до сегодняшнего дня выдающиеся показатели по мощности. Может быть, какой-нибудь другой параметр важнее?

Эффективнее

Удельный импульс показывает, сколько секунд двигатель может развивать тягу в 1 Ньютон на одном килограмме топлива

Рекордсмены по тяге оказываются, в лучшем случае, в середине списка, если отсортировать его по удельному импульсу, а F-1 с твердотопливными ускорителями оказываются глубоко в хвосте. Казалось бы, вот она, важнейшая характеристика. Но посмотрим на лидеров списка. С показателем 9620 секунд на первом месте располагается малоизвестный электрореактивный двигатель HiPEP

Это не пожар в микроволновке, а настоящий ракетный двигатель. Правда, микроволновка ему все-таки приходится очень отдаленным родственником...

Двигатель HiPEP разрабатывался для закрытого проекта зонда для исследования лун Юпитера, и работы по нему были остановлены в 2005 году. На испытаниях прототип двигателя, как говорит официальный отчет NASA, развил удельный импульс 9620 секунд, потребляя 40 кВт энергии.

Второе и третье места занимают еще не летавшие электрореактивные двигатели VASIMR (5000 секунд) и NEXT (4100 секунд), показавшие свои характеристики на испытательных стендах. А летавшие в космос двигатели (например, серия отечественных двигателей СПД от ОКБ "Факел") имеют показатели до 3000 секунд.

Двигатели серии СПД. Кто сказал "классные колонки с подсветкой"?

Почему же эти двигатели еще не вытеснили все остальные? Ответ прост, если мы посмотрим на другие их параметры. Тяга электрореактивных двигателей измеряется, увы, в граммах, а в атмосфере они вообще не могут работать. Поэтому собрать на таких двигателях сверхэффективную ракету-носитель не получится. А в космосе они требуют киловатты энергии, что не всякие спутники могут себе позволить. Поэтому электрореактивные двигатели используются, в основном, только на межпланетных станциях и геостационарных коммуникационных спутниках.

Ну, хорошо, скажет читатель, отбросим электрореактивные двигатели. Кто будет рекордсменом по удельному импульсу среди химических двигателей?

С показателем 462 секунды в лидерах среди химических двигателей окажутся отечественный КВД1 и американский RL-10. И если КВД1 летал всего шесть раз в составе индийской ракеты GSLV, то RL-10 - успешный и уважаемый двигатель для верхних ступеней и разгонных блоков, прекрасно работающий уже много лет. В теории, можно собрать ракету-носитель целиком из таких двигателей, но тяга одного двигателя в 11 тонн означает, что на первую и вторую ступень их придется ставить десятками, и желающих так делать нет.

Можно ли совместить большую тягу и высокий удельный импульс? Химические двигатели уперлись в законы нашего мира (ну не горит водород с кислородом с удельным импульсом больше ~460, физика запрещает). Были проекты атомных двигателей ( , ), но дальше проектов это пока не ушло. Но, в целом, если человечество сможет скрестить высокую тягу с высоким удельным импульсом, это сделает космос доступней. Есть ли еще показатели, по которым можно оценить двигатель?

Напряженней

Камера сгорания РД-180 в музее. Обратите внимание на количество шпилек, удерживающих крышку камеры сгорания, и расстояние между ними. Хорошо видно, как тяжело удержать стремящиеся сорвать крышку 258 атмосфер давления

Четвертое место у советского РД-0120 (216 атм), который держит первенство среди водородно-кислородных двигателей и летал два раза на РН "Энергия". Пятое место тоже у нашего двигателя - РД-264 на топливной паре несимметричный диметилгидразин/азотный тетраоксид на РН "Днепр" работает с давлением в 207 атм. И только на шестом месте будет американский двигатель Спейс Шаттла RS-25 с двумястами тремя атмосферами.

Надежней

Большая фотография по ссылке

Верно и обратное - двигатель, который не отличается выдающимися значениями тяги или удельного импульса, но надежен, будет популярен. Чем длиннее история использования двигателя, тем больше статистика, и тем больше багов в нем успели отловить на уже случившихся авариях. Двигатели РД-107/108, стоящие на "Союзе", ведут свою родословную от тех самых двигателей, которые запускали первый спутник и Гагарина, и, несмотря на модернизации, имеют достаточно невысокие на сегодняшний день параметры. Но высочайшая надежность во многом окупает это.

Доступней

Двигатель Merlin-1D. Выхлоп из газогенератора как на "Атласах" шестьдесят лет назад, зато доступно

TWR

Цена

Вывод

Самый лучший ракетный двигатель - это такой двигатель, который вы можете произвести/купить , при этом он будет обладать тягой в требуемом вам диапазоне (не слишком большой или маленькой) и будет эффективным настолько(удельный импульс, давление в камере сгорания ), что его цена не станет неподъемной для вас.

И, в заключение, небольшой хит-парад двигателей, которые лично я считаю лучшими:

Семейство РД-170/180/190 . Если вы из России или можете купить российские двигатели и вам нужны мощные двигатели на первую ступень, то отличным вариантом будет семейство РД-170/180/190. Эффективные, с высокими характеристиками и отличной статистикой надежности, эти двигатели находятся на острие технологического прогресса.

Be-3 и RocketMotorTwo . Двигатели частных компаний, занимающихся суборбитальным туризмом, будут в космосе всего несколько минут, но это не мешает восхищаться красотой использованных технических решений. Водородный двигатель BE-3, перезапускаемый и дросселируемый в широком диапазоне, с тягой до 50 тонн и оригинальной схемой с открытым фазовым переходом, разработанный сравнительно небольшой командой - это круто. Что же касается RocketMotorTwo, то при всем скептицизме по отношению к Брэнсону и SpaceShipTwo, я не могу не восхищаться красотой и простотой схемы гибридного двигателя с твердым топливом и газообразным окислителем.

F-1 и J-2 В 1960-х это были самые мощные двигатели в своих классах. Да и нельзя не любить двигатели, подарившие нам такую красоту:

РД-107/108 . Парадоксально? Невысокие параметры? Всего 90 тонн тяги? 60 атмосфер в камере? Привод турбонасоса от перекиси водорода, что устарело лет на 70? Это все неважно, если двигатель имеет высочайшую надежность, а по стоимости приближается к

Работает в режиме кратковременных периодических включений (импульсов), суммарное число которых составляет обычно многие тысячи. Характерным является режим импульсной модуляции с импульсами тяги постоянной амплитуды и переменной длительности (ширины) и частоты (от нескольких десятков импульсов в секунду до 1 в несколько суток). По значению суммарного импульса тяги, развиваемого за определённое время, импульсный ракетный двигатель равноценен РД, работающему непрерывно при меньшей тяге. Однако достоинством является возможность путём изменения режима работы двигателя быстро и с большой точностью получать различные значения суммарного импульса тяги, что неосуществимо при использовании РД, работающего непрерывно. К импульсному ракетному двигателю предъявляются требования быстродействия, стабильности характеристик, выдачи минимального значения единичного импульса тяги, малого потребления электроэнергии управляющими клапанами. Идеальный импульсный ракетный двигатель должен выдавать импульсы тяги прямоугольной формы, совпадающие по времени с электрическими командами. В реальном импульсном ракетном двигателе импульсы тяги имеют трапецеидальную или колоколообразную форму; они шире командных импульсов и запаздывают относительно их. Неэкономное расходование ракетного топлива в процессе многократных режимов запуска и останова снижает результирующий удельный импульс РД. развивают малую тягу, большинство их относится к ракетным микродвигателям . применяются в индивидуальных ракетных двигательных установках и являются основным типом РД реактивных систем управления КА. Быстродействие обеспечивает управление полётом при малом расходе рабочего тела. При совершении манёвров, связанных с относительно большими затратами энергии, импульсные ракетные двигатели работают непрерывно (при изменении местоположения синхронных ИСЗ - до нескольких часов).

Импульсные ракетные двигатели работают как на двухкомпонентном самовоспламеняющемся топливе, так и на однокомпонентном топливе. Примером импульсного ракетного двигателя на двухкомпонентном топливе может служить Р-4Д, созданный для реактивных систем управления космического корабля «Аполлон». В качестве однокомпонентного топлива широко используется гидразин. В частности, типичная реактивная система управления связного ИСЗ, стабилизируемого вращением (обычно с частотой ~ 1 с -1), содержит несколько пар гидразиновых импульсных ракетных двигателей тягой ~ 20 Н каждый. Недостатками гидразиновых импульсных ракетных двигателей являются разрушение и потеря качества катализатора при большом числе «холодных» включений. Увеличение ресурса импульсных ракетных двигателей достигается поддержанием катализатора при повышенной температуре (например, 600 К) путём электрообогрева ДУ. Созданы гидразиновые импульсные ракетные двигатели с числом включений свыше 1 миллиона.

Удельный импульс

Уде́льный и́мпульс или уде́льная тя́га (англ. specific impulse ) - показатель эффективности ракетного двигателя. Иногда оба термина используются как синонимы , имея в виду, что это, фактически, одна и та же характеристика. Удельная тяга применяется обычно во внутренней баллистике , в то время как удельный импульс - во внешней баллистике. Размерность удельного импульса есть размерность скорости, в системе единиц СИ это метр в секунду .

Определения

Уде́льный и́мпульс - характеристика реактивного двигателя , равная отношению создаваемого им импульса (количества движения) к расходу (обычно массовому, но может соотноситься и, например, с весом или объёмом) топлива. Чем больше удельный импульс, тем меньше топлива надо потратить, чтобы получить определённое количество движения. Теоретически удельный импульс равен скорости истечения продуктов сгорания, фактически может от неё отличаться. Поэтому удельный импульс называют так же эффективной (или эквивалентной) скоростью истечения .

Уде́льная тя́га - характеристика реактивного двигателя, равная отношению создаваемой им тяги к массовому расходу топлива. Измеряется в метрах в секунду (м/с = Н·с/кг = кгс·с/т.е.м.) и означает, в данной размерности, сколько секунд данный двигатель сможет создавать тягу в 1 Н, истратив при этом 1 кг топлива (или тягу в 1 кгс, истратив при этом 1 т.е.м. топлива). При другом толковании удельная тяга равна отношению тяги к весовому расходу топлива; в этом случае она измеряется в секундах (с = Н·с/Н = кгс·с/кгс). Для перевода весовой удельной тяги в массовую её надо умножить на ускорение свободного падения (примерно равное 9,81 м/с²).

Формула приближенного расчета удельного импульса (скорости истечения) для реактивных двигателей на химическом топливе выглядит, как:

где T k - температура газа в камере сгорания (разложения); p k и p a - давление газа соответственно в камере сгорания и на выходе из сопла; y - молекулярный вес газа в камере сгорания; u - коэффициент, характеризующий теплофизические свойства газа в камере (обычно u ≈ 15 ). Как видно из формулы в первом приближении, чем выше температура газа, чем меньше его молекулярная масса и чем выше соотношение давлений в камере РД к окружающему пространству, тем выше удельный импульс .

Сравнение эффективности разных типов двигателей

Удельный импульс является важным параметром двигателя, характеризующим его эффективность. Эта величина не связана напрямую с энергетической эффективностью топлива и тягой двигателя, например, ионные двигатели имеют очень небольшую тягу, но благодаря высокому удельному импульсу находят применение в качестве маневровых двигателей в космической технике.

• Можно отметить юмористический момент связанный с данной формулой: так как она не имеет собственного названия, специалисты обычно называют ее «Ы-формулой» - в кинокомедии «Операция «Ы» и другие приключения Шурика » студенты, пишущие вывод формулы на полу коридора, выводят именно эту формулу

См. также

Примечания

Wikimedia Foundation . 2010 .

• Перпендикулярность
• Ермолино

Смотреть что такое "Удельный импульс" в других словарях:

Удельный импульс - ракетного двигателя, показатель эффективности ракетного двигателя; идентичен удельной тяге (См. Удельная тяга) … Большая советская энциклопедия

удельный импульс тяги ЖРД (камеры ЖРД) - удельный импульс двигателя (камеры) Отношение тяги ЖРД (камеры ЖРД) к массовому расходу топлива ЖРД (камерой ЖРД). Примечания 1. Удельный импульс тяги ЖРД (камеры ЖРД) измеряют в пустоте и на земле. 2. Удельный импульс тяги ЖРД (камеры ЖРД) равен …

Удельный импульс тяги - ракетного двигателя, удельный импульс ракетного двигателя, отношение тяги ракетного двигателя к секундному массовому расходу рабочего тела (производная от импульса тяги по расходуемой массе в данном интервале времени). Выражается в Н(·)с/кг = м/с … Энциклопедия техники - объемный удельный импульс двигателя (камеры) Отношение тяги ЖРД (камеры ЖРД) к объемному расходу топлива ЖРД (камерой ЖРД). Примечание Объемный удельный импульс тяги ЖРД (камеры ЖРД) равен также производной от импульса тяги ЖРД (камеры ЖРД) по… … Справочник технического переводчика

Импульс (значения) - Импульс (лат. impulsus удар, толчок, побуждение): В Викисловаре есть статья «импульс» … Википедия

Импульс взрыва - (a. explosion impulse, blast surge; н. Explosionsimpuls; ф. impulsion explosive; и. impulso de la explosion) величина, характеризующая динамич. воздействие взрыва, численно равная произведению избыточного давления продуктов взрыва на… … Геологическая энциклопедия

ИМПУЛЬС РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ - осн. хар ка ракетного двигателя. Суммарный (полный) И. р. д. произведение ср. значения тяги на время работы в Нс. Удельный И. р. д. отношение тяги к секундному массовому расходу рабочего тела в Н*с/кг = м/с; на расчётном режиме работы двигателя… … Большой энциклопедический политехнический словарь