Конфигурации твердотопливных ракет

В описаниях твердотопливных ракет можно часто встретить следующее:

«Топливо для ракет состоит из перхлората аммония (окислитель, по весу – 69,6%), полимера (связующая смесь – 12,04%), алюминия (16%), оксида железа (катализатор – 0,4%) и эпоксидный отверждащий агент (1,96%). Перфорация сделана в форме 11-конечной звезды, находящейся в переднем сегменте двигателя и в форме дважды усеченного конуса в каждом из остальных сегментов, в т.ч. и конечном. Благодаря такой конфигурации при розжиге обеспечивается высокая тяга, а затем, через 50 с после старта, она уменьшается приблизительно на треть, предотвращая перенапряжение аппарата в период максимального динамического давления.

В этом плане объясняется не просто состав топлива, но и форма канала, который был пробуренный в центре топлива. Как выглядит перфорация в виде 11-конечной звезды, можете увидеть на фото:

Весь смысл в том, чтобы увеличить площадь поверхности канала, и соответственно, увеличить площадь выгорания, в результате чего увеличиться тяга. По мере сгорания топлива, форма меняется к кругу. Такая форма в случае с космическим шаттлом дает серьезную изначальную тягу, которая в средине полета становится немного послабее.

Твердотопливные двигатели имеют 3 важные преимущества:

• низкая стоимость;
• простота;
• безопасность.

Хотя есть и 2 недостатка:

двигатель нельзя отключать или запускать повторно после зажигания;

невозможность контроля тяги.

Недостатки означают, что тип твердотопливных ракет подходит только для непродолжительных задач или систем ускорения. Если вам нужно управлять двигателем, то придется прибегнуть к системе жидкого топлива.

Похожие патенты RU2146334C1

Определения

Удельный импульс (удельная тяга) по определению равен:

Pу=vaэфdmтgdmт=Pm˙тg=Jуg{\displaystyle P_{\text{у}}={\frac {v_{a{\text{эф}}}{\text{d}}m_{\text{т}}}{g_{0}{\text{d}}m_{\text{т}}}}={\frac {P}{{\dot {m}}_{\text{т}}g_{0}}}={\frac {J_{\text{у}}}{g_{0}}}}

где

• vaэф{\displaystyle v_{a{\text{эф}}}} — эффективная скорость истечения рабочего тела, м/с;
• P{\displaystyle P} — тяга двигателя, Н;
• go{\displaystyle g_{o}} — ускорение свободного падения на уровне моря, мc2{\displaystyle {\text{м}}/{\text{c}}^{2}};
• m˙=dmdt{\displaystyle {\dot {m}}={\text{d}}m/{\text{d}}t} — массовый расход топлива, кг/с.

Удельный импульс двигателя по определению равен

Jу=Pm˙т=vaэф{\displaystyle J_{\text{у}}={\frac {P}{{\dot {m}}_{\text{т}}}}=v_{a{\text{эф}}}}

Объёмный удельный импульс двигателя по определению равен

JуV=PV˙т=Jуρ{\displaystyle J_{\text{уV}}={\frac {P}{{\dot {V}}_{\text{т}}}}=J_{\text{у}}\rho }

где ρ{\displaystyle \rho } — плотность топлива, мc2{\displaystyle {\text{м}}/{\text{c}}^{2}}.

В определениях выше тяга двигателя P{\displaystyle P} подразумевается фактическая в тех условиях, для которых эти величины определяются. В зависимости от давления окружающей среды, тяга двигателя отличается от расчетной по соотношению

P=P+(pa−p)S{\displaystyle P=P_{0}+(p_{a}-p)S}

где

• P{\displaystyle P_{0}} — расчетная тяга двигателя, когда давление на выходе сопла совпадает с давлением газа окружающей среды, Н;
• pa{\displaystyle p_{a}} — давление на выходном сечении сопла, Па;
• p{\displaystyle p} — давление невозмущенной окружающей среды, Па;
• S{\displaystyle S} — площадь выходного сечения сопла, м2{\displaystyle {\text{м}}^{2}}.

Таким образом, определенные удельного импульса двигателя через расчетную тягу выражаются как

Jу=Pm˙т+(pa−p)Sm˙т=va+(pa−p)Sm˙т{\displaystyle J_{\text{у}}={\frac {P_{0}}{{\dot {m}}_{\text{т}}}}+{\frac {(p_{a}-p)S}{{\dot {m}}_{\text{т}}}}=v_{a}+{\frac {(p_{a}-p)S}{{\dot {m}}_{\text{т}}}}}

где va{\displaystyle v_{a}} — расчетный удельный импульс двигателя, равный скорости выбрасывания рабочего тела двигателем. Примерное значение этой скорости для двигателей, использующих газообразное рабочее тело, определяется выражением, в народе известном как «Ы-формула»:

va=2γγ−1RTос1−(papос)γ−1γ,{\displaystyle v_{a}={\sqrt {{\frac {2\gamma }{\gamma -1}}RT_{\text{ос}}\left}},}

где

• γ{\displaystyle \gamma } — показатель адиабаты продуктов сгорания;
• R{\displaystyle R} — индивидуальная газовая постоянная, Дж/(К·кг);
• Tос{\displaystyle T_{\text{ос}}}, pос{\displaystyle p_{\text{ос}}} — температура и давление газа на входе в сужающуюся часть сопла, К и Па.

Общие соображения [ править ]

Количество метательного взрывчатого вещества может быть измерено либо в единицах массы, либо в весовых единицах. Если используется масса, удельный импульс представляет собой импульс на единицу массы, который, как показывает анализ размеров, имеет единицы скорости, в частности, эффективную скорость выхлопа . Поскольку система SI основана на массе, этот тип анализа обычно выполняется в метрах в секунду. Если используется система единиц измерения силы, импульс делится на вес топлива (вес является мерой силы), в результате получается единицы времени (секунды). Эти две формулировки отличаются друг от друга стандартным ускорением свободного падения ( g ) на поверхности земли.

Скорость изменения количества движения ракеты (включая ее топливо) в единицу времени равна тяге. Чем выше удельный импульс, тем меньше топлива требуется для создания заданной тяги в течение заданного времени и тем более эффективным является топливо. Это не следует путать с физической концепцией энергоэффективности , которая может уменьшаться по мере увеличения удельного импульса, поскольку двигательные установки, которые дают высокий удельный импульс, требуют для этого большой энергии.

Не следует путать тягу и удельный импульс. Тяга — это сила, прилагаемая двигателем, которая зависит от количества реактивной массы, протекающей через двигатель. Удельный импульс измеряет импульс, производимый на единицу топлива, и пропорционален скорости истечения. Тяга и удельный импульс связаны конструкцией и пропеллентами рассматриваемого двигателя, но эта взаимосвязь незначительна. Например, двухкомпонентное топливо LH 2 / LOx производит более высокое I _sp, но меньшую тягу, чем RP-1 / LOx, из-за того, что выхлопные газы имеют более низкую плотность и более высокую скорость ( H 2 O против CO 2 и H ₂О). Во многих случаях двигательные установки с очень высоким удельным импульсом — некоторые ионные двигатели достигают 10 000 секунд — создают низкую тягу.

При расчете удельного импульса учитывается только топливо, имеющееся в транспортном средстве перед использованием. Таким образом, для химической ракеты в массу ракетного топлива будет входить как топливо, так и окислитель . В ракетной технике более тяжелый двигатель с более высоким удельным импульсом может быть не таким эффективным в набирании высоты, расстояния или скорости, как более легкий двигатель с более низким удельным импульсом, особенно если последний двигатель обладает более высоким отношением тяги к массе . Это важная причина того, что большинство конструкций ракет имеют несколько ступеней. Первая ступень оптимизирована для большой тяги, чтобы поднять более поздние ступени с более высоким удельным импульсом на большие высоты, где они могут работать более эффективно.

Для двигателей с воздушным дыханием учитывается только масса топлива, а не масса воздуха, проходящего через двигатель. Сопротивление воздуха и неспособность двигателя поддерживать высокий удельный импульс при высокой скорости горения — вот почему все топливо не используется как можно быстрее.

Если бы не сопротивление воздуха и уменьшение количества топлива во время полета, удельный импульс был бы прямой мерой эффективности двигателя в преобразовании веса или массы топлива в поступательный импульс.

Жидкотопливные ракеты

Роберт Годдард в 1925 году испытал первый двигатель, работающий на жидком топливе. Его двигатель использовал для работы жидкий кислород и бензин. Также он стремился решить многие фундаментальные проблемы в конструкции двигателя ракеты, включая стратегии охлаждения, механизмы накачки и рулевые механизмы. Такие проблемы делают ракеты с жидким топливом столь сложными. Все это ему успешно удалось.

Главная идея максимально проста. В большинстве жидкотопливных ракетных двигателях окислитель и топливо (к примеру, жидкий кислород и бензин закачиваются в камеру сгорания). Там они сгорают, создавая поток горячих газов с высоким давлением и скоростью. Эти газы проходят через специальное сопло, которое делают их скорость еще большей (от 8 тыс. до 16 тыс. километров в час), а затем выходят. Ниже приведена простая схема, демонстрирующая этот процесс наглядно.

На схеме видно сложности обычного ракетного двигателя. Например, нормальное топливо – это холодный жидкий газ по типу жидкого кислорода или жидкого водорода. Но одной из серьезных проблем подобного двигателя является охлаждение сопла и камеры сгорания, поэтому сначала холодная жидкость циркулирует вокруг перегретых частей, дабы их охладить. Насосы должны генерировать высокое давление, чтобы преодолеть давление в камере сгорания, сжигаемой топливом. Это охлаждение и подкачка делает ракетный двигатель схожим на неудачную попытку сантехнической самореализации. Теперь рассмотрим все варианты комбинации топлива, которые применяется в жидкотопливных двигателях ракет:

• жидкий кислород и жидкий водород (главные двигатели космических шаттлов);
• жидкий кислород и бензин (первые ракеты Годдарда);
• жидкий кислород и керосин (применялись в программе «Аполлон» в 1 ступени «Сатурна-5»);
• жидкий кислород и спирт (применялись ракетах V2 немецкого производства);
• четырехокись азота/монометилгидразин (применялись в двигателях «Кассини»).

Тяга

Понятием тяга обозначается «сила» ракетного двигателя. Тяга измеряется в «фунтах тяги» (США, 4,45 ньютона = 1 фунт тяги) и в ньютонах в метрической схеме. Фунт тяги – это количество тяги, которое требуется для удержания одного фунтового объекта (0,454 кг) неподвижным относительно силы тяжести планеты Земля. Ускорение земной гравитации – 9,8 метров в секунд.

Одна из проблем ракет заключается в том, что топливный вес, обычно, в 36 раз больше полезной нагрузки. Потому что, кроме того, что двигателю необходимо поднимать вес, этот же вес и способствует собственному подъему. Получается, чтобы вывести в космос крошечного человека, потребуется ракета огромных размеров и много-много топлива.

Скорость химических ракет – от 8 до 16 тыс. километров в час. Топливо горит около 2 минут и вырабатывает на старте около 3,3 млн фунтов тяги. Три главных двигателя космического шатлла, к примеру, сжигают топливо на протяжении 8 мин и вырабатывают приблизительно 375 фунтов тяжи каждый во время горения.

Дальше мы поговорим о топливных смесях для твердотопливных ракет.

Двигатели ракеты на твердом топливе – это самые первые модификации, созданные человеком. Впервые они были изобретены в Китае сотни лет назад и их успешно применяют по сегодняшний день. О красных бликах ракет поется даже в национальном гимне, который был написан в начале 1800-х годов). Речь идет о небольших боевых ракетах, работающих на твердом топливе. Они применяются для доставки зажигательных устройств или бомб. Как видите, эти ракеты существуют уже довольно давно.

Идея ракеты на твердом топливе достаточно простая. Вам необходимо создать нечто, чтобы могло быстро гореть, но в то же время не взрываться. В таком случае, порох не подходит (он состоит на 75% из нитрата, 10% серы и 15% угля). В двигателе ракеты взрывы не нужны – необходимо, чтобы горело топливо. Можно изменить смесь до 24% угля, 72% нитрата и 4% серы. Вместо пороха у вас получится ракетное топливо. Такая смесь будет быстро гореть, но она не взрывоопасна, если, конечно, ее правильно загрузить. Приведем классическую схему:

Слева – ракета до зажигания. Твердое топливо показано зеленым цветом. Оно выполнено в виде цилиндра с трубой, которая просверлена по центру. При зажигании горюче начинает сгорать вдоль стенки трубы. Постепенно, по мере сгорания, оно выгорает к корпуса, пока полностью не сгорит. В крошечной ракете или в небольшом ракетном двигателе процесс горения может продолжаться около секунды или даже меньше. В большой ракете топливо будет гореть не меньше двух минут.

Примеры [ править ]

Пример удельного импульса, измеренного во времени, составляет 453 секунды , что эквивалентно эффективной скорости выхлопа 4440 м / с для двигателей RS-25 при работе в вакууме. Воздушно-реактивный двигатель обычно имеет гораздо больший удельный импульс, чем ракета; например, турбореактивный реактивный двигатель может иметь удельный импульс 6000 секунд или более на уровне моря, тогда как ракета будет иметь длительность около 200–400 секунд.

Таким образом, воздушно-реактивный двигатель намного эффективнее ракетного двигателя, поскольку воздух служит реакционной массой и окислителем для сгорания, который не должен переноситься в качестве топлива, а фактическая скорость выхлопа намного ниже, поэтому кинетическая энергия унос выхлопных газов ниже, и, таким образом, реактивный двигатель потребляет гораздо меньше энергии для создания тяги. Хотя фактическая скорость выхлопа ниже для двигателей с воздушным дыханием, эффективнаядля реактивных двигателей скорость выхлопа очень высока. Это связано с тем, что расчет эффективной скорости истечения предполагает, что переносимое топливо обеспечивает всю реакционную массу и всю тягу. Следовательно, эффективная скорость выхлопа не имеет физического значения для дыхательных двигателей; тем не менее, это полезно для сравнения с другими типами двигателей.

Самый высокий удельный импульс химического топлива, когда-либо испытанного в ракетном двигателе, составлял 542 секунды (5,32 км / с) с трехкомпонентным топливом из лития , фтора и водорода . Однако такое сочетание нецелесообразно. И литий, и фтор чрезвычайно агрессивны, литий воспламеняется при контакте с воздухом, фтор воспламеняется при контакте с большинством видов топлива, а водород, хотя и не гиперголичен, является взрывоопасным. Фтор и фтористый водород (HF) в выхлопных газах очень токсичны, что наносит вред окружающей среде, затрудняет работу на стартовой площадке и значительно затрудняет получение лицензии на запуск. Выхлоп ракеты также ионизирован, что может помешать радиосвязи с ракетой.

Ядерные тепловые ракетные двигатели отличаются от обычных ракетных двигателей тем, что энергия подводится к топливу от внешнего ядерного источника тепла вместо теплоты сгорания. Ядерная ракета обычно работает, пропуская жидкий водород через работающий ядерный реактор. Испытания в 1960-х годах дали удельные импульсы около 850 секунд (8340 м / с), что примерно вдвое больше, чем у двигателей космических челноков.

Множество других методов движения ракет, таких как ионные двигатели , дают гораздо более высокий удельный импульс, но с гораздо меньшей тягой; например, двигатель на эффекте Холла на спутнике SMART-1 имеет удельный импульс 1640 с (16 100 м / с), но максимальную тягу всего 68 миллиньютон. переменные Удельный импульс магнитоплазменных ракет (VASIMR) двигатель в настоящее время в разработке теоретически выход 20,000-300,000 м / с, а максимальной тягой 5,7 ньютонов.

Ядерные ракетные двигатели (ЯРД)

Этот тип РД в отличие от химических вырабатывает энергию не при сгорании топлива, а в результате нагревания рабочего тела энергией ядерных реакций. ЯРД бывают изотопными, термоядерными и ядерными.

История создания

Конструкция и принцип работы ЯРД были разработаны еще в 50-хх годах. Уже в 70-хх годах в СССР и США были готовы экспериментальные образцы, которые успешно проходили испытания. Твердофазный советский двигатель РД-0410 с тягой в 3,6 тонны испытывался на стендовой базе, а американский реактор «NERVA» должен был устанавливаться на ракету «Сатурн V» до того, как спонсирование лунной программы было остановлено. Параллельно велись работы и над созданием газофазных ЯРД. Сейчас действуют научные программы по разработке ядерных РД, проводятся эксперименты на космических станциях.

Таким образом, действующие модели ядерных ракетных двигателей уже есть, но пока ни один из них так и не был задействован вне лабораторий или научных баз. Потенциал таких двигателей довольно высокий, но и риск, связанный с их использованием, тоже немалый, так что пока они существуют только в проектах.

Устройство и принцип действия

Ядерные ракетные двигатели бывают газо-, жидко- и твердофазными в зависимости от агрегатного состояния ядерного топлива. Топливо в твердофазных ЯРД – это ТВЭЛы, такие же, как в ядерных реакторах. Они находятся в корпусе двигателя и в процессе распада делящегося вещества выделяют тепловую энергию. Рабочее тело – газообразный водород или аммиак – контактируя с ТВЭЛом, поглощает энергию и нагревается, увеличиваясь в объеме и сжимаясь, после чего выходит через сопло под высоким давлением.

Принцип работы жидкофазного ЯРД и его устройство аналогично твердофазным, только топливо находится в жидком состоянии, что позволяет увеличить температуру, а значит и тягу.

Газофазные ЯРД работают на топливе в газообразном состоянии. Обычно в них используется уран. Газообразное топливо может удерживаться в корпусе электрическим полем или же находится в герметичной прозрачной колбе – ядерной лампе. В первом случае возникает контакт рабочего тела с топливом, а также частичная утечка последнего, поэтому кроме основной массы топлива в двигателе должен быть предусмотрен его запас для периодического пополнения. В случае с ядерной лампой утечки не происходит, а топливо полностью изолировано от потока рабочего тела.

Преимущества и недостатки ЯРД

Ядерные ракетные двигатели имеют огромное преимущество в сравнении с химическими – это высокий показатель удельного импульса. Для твердофазных моделей его величина составляет 8000-9000 м/с, для жидкофазных – 14000 м/с, для газофазных – 30000 м/с. Вместе с тем, их использование влечет за собой заражение атмосферы радиоактивными выбросами. Сейчас ведутся работы по созданию безопасного, экологичного и эффективного ядерного двигателя, и главным «претендентом» на эту роль является газофазный ЯРД с ядерной лампой, где радиоактивное вещество находится в герметичной колбе и не выходит наружу с реактивным пламенем.

Импульсный ракетный двигатель

Автор публикации: Редколлегия · 12 января 2016 ·  

ИМПУЛЬСНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — 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 импульсного ракетного двигателя 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. Импульсные ракетные двигатели развивают малую тягу, большинство их относится к ракетным микродвигателям. Импульсные ракетные двигатели применяются в индивидуальных ракетных двигательных установках и являются основным типом РД реактивных систем управления КА. Быстродействие импульсных ракетных двигателей 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.

Помещено в рубрику Изучаем ракетные двигатели > База знаний > Энциклопедия