РАКЕТА НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ (твердотопливная ракета)

Автор: 21.08.2010

raktvtopl РАКЕТА НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ (твердотопливная ракета)

ТВЕДОТОПЛИВНАЯ РАКEТА

РАКЕТА НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ (твердотопливная ракета) — ракета с РД, работающим на твердом топливе (многокомпонентные составы, содержащие окислитель и горючее). Топливный заряд выполняется обычно в виде неск. цилиндрич. шашек, размещаемых непосредственно в камере сгорания, служащей одновременно осн. частью корпуса ракеты, или — для ракет с большим (десятки секунд) временем работы РД — в виде одной шашки слива в раскаленные газы (сгорание), и реактивное сопло, в к-ром эти газы расширяются при истечении с большой скоростью наружу. Соответственно этому и рабочий процесс химнч. РД складывается из 2 основных стадий: сначала в камере сгорания химич. энергия топлива преобразуется в тепловую энергию газообразных продуктов сгорания, а затем в сопле тепловая энергия газов переходит в кннетич. энергию. Конечная цель работы РД — создание реактивной струи газов, с большой скоростью вытекающих наружу с тем, чтобы при этом возникала реактивная тяга. Величину тяги, создаваемой каждым кг веса газов, вытекающих из двигателя в секунду, наз. удельной тягой, пли удельным импульсом. Чем больше скорость истеяения, тем больше удельная тяга и, следовательно, тем совершеннее топливо п РД, т. к. он расходует меньше топлива при той же тяге. Для этого топливо должно быть более эффективным, т. е. более теплотворным, образовывать больше по объему газов, рабочий процесс двигателя должен быть более совершенным, т. е. возможно большая часть химической энергии топлива должна преобразовываться в полезную кинетическую энергию реактивной струи.

Наиболее «старый» из всех РД — РДТТ, известен неск. сотен лет. Такие «пороховые» ракеты применяются с давних пор как фейерверочные, сигнальные, боевые. Вначале в качестве топлива использовался черный порох, затем с 20-х гг. 20 в. — бездымный порох, а в последние десятилетня — топлива более сложного состава. РДТТ состоит из 2 осн. частей: корпуса, или камеры сгорания, в к-рой размещен весь запас топлива, и реактивного сопла — особым образом профилированного выходного устройства, через к-рое раскаленные газообразные продукты сгорания топлива вытекают с большой скоростью наружу. В наст. время РДТТ используются гл. обр. в военной технике (ракетной артиллерии). Ракетные снаряды успешно применялись и в годы Великой Отечеств, войны на реактивных установках — «Катюшах». Ракетные снаряды с РДТТ, не управляемые и управляемые в полете, служат для самых разл. целей: в качестве противотанковых п зенитных, в виде индивидуального оружия и в форме автомобильных и танковых установок, для действий на поле боя и для дальней стрельбы, на самолетах и морских кораблях. На вооружении появились ракетные снаряды весьма больших размеров и большой дальности полета с РДТТ. Напр., баллистич. твердотопливные ракеты, к-рыми вооружены, в частности, атомные подводные лодки, и межконтинентальные баллистич. ракеты.

Достоинства РДТТ — пост, боеготовность при длит, хранении, надежность н простота эксплуатации; их недостатки связаны гл. обр. с нек-рыми свойствами твердых топлив — меньшей эффективностью но сравнению с лучшими жидкими ракетными топливами, а также большей стоимостью новейших, наиболее совершенных твердых топлив. Серьезным недостатком РДТТ является и то, что его работой трудно управлять — выключение двигателя с повторным включением представляет очень сложную задачу, изменение величины тяги двигателя, если оно необходимо, тоже крайне затруднительно.

В космонавтике РДТТ иногда используются, напр., для 1-х ступеней космич. РН  для к-рых требуются двигатели большой тяги. Совр. РДТТ способны развивать тягу в сотни т (а разрабатываются двигатели тягой в тысячи т). Непрерывное улучшение твердых топлив, разработка методов управления величиной н направлением тяги двигателя, совершенствование его конструкции в направлении облегчения н повышения доли топлива в общем весе двигателя — все это делает использование РДТТ перспективным. Но для космич. полетов, когда решающей оказывается эффективность топлива, РДТТ уступают РД на жидком топливе. Двигатели, работающие на жидких топливах, наз. жидкостными ракетными.

К. Э. Циолковский увидел в давно известной пороховой ракете прообраз КР будущего. Но для этого она должна была быть радикально усовершенствована и, прежде всего, твердое топливо заменено жидким, т. е. таким, к-рое может храниться в баках и подаваться в нужных количествах в камеру сгорания двигателя. Так появилась идея ЖРД. От «теоретич.» изобретения ЖРД до создания реального двигателя прошло немало времени. ЖРД обладают весьма высокими показателями по тепловым нагрузкам — количеству тепла, выделяющегося ежесекундно в камере сгорания, тепловым потокам от газов в стенки, темп-ре газов, скорости их движения. Для штурма космоса достаточна малая длительность работы двигателя — за немногие минуты, на активном участке полета, ракета успевает разогнаться до большой космич. скорости. По чтобы обеспечить надежную работу двигателя даже в течение этого времени, требуются широкие теоретич. и эксперимент, исследования, большое искусство конструктора.

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

Подавляющее большинство всех существующих ЖРД работают на топливе, состоящем из 2 разл. жидкостей. В таких двигателях с раздельной подачей две жидкости, хранящиеся в разных баках, встречаются только после подачи их в камеру сгорания. В химич, реакции окисления должны участвовать два вещества — окисляющее (окислитель) и окисляемое (горючее). Компоненты топлива не обязательно хранить раздельно, можно их заранее смешать (так именно поступают в случае твердых топлив) пли подобрать одну жидкость, молекулы к-рой содержат оба компонента, необходимых для сгорания. Но более надежны и совершенны РД раздельной подачи. От метода подачи топлива нз баков в камеру сгорания зависит конструкция двигателя. Распространены 2 метода — вытесннтель-ный, когда топливо вытесняется из бака с помощью сжатого газа, и насосный, при к-ром для подачи используются спец. топливные насосы, приводимые во вращение газовой турбиной. В совр. ЖРД мощность турбины достигает десятков тыс. л. с. Насосы подают в этом случае тонны топлива в секунду под высоким давлением. Для привода в действие турбины используются газы, образующиеся в спец. газогенераторе, или иные.

Впрыск топлива в камеру сгорания ЖРД — один нз важнейших рабочих процессов двигателя, определяющих его совершенство. Чтобы топливо в двигателе сгорало полностью, каждая молекула горючего должна встретиться с молекулой окислителя, иначе эти молекулы не вступят в химич. реакцию и их потенц. энергия останется не выделенной. Организовать такое идеальное смешение горючего н окислителя практически невозможно, совершенство смешения зависит в основном от конструкции головки двигателя, т. е. устройства и расположения элементов смесеобразования, через к-рые производится впрыск компонентов топлива в камеру сгорания.

В ЖРД топливо используется и для охлаждения двигателя. Такое охлаждение необходимо, т. к. темп-pa газов в двигателе обычно превышает 8000°, а иногда и 4000°. Один из компонентов топлива перед его подачей в камеру сгорания течет по спец. каналам охлаждения в стенках двигателя и омывает, т.о., снаружи стенки, соприкасающиеся с раскаленными газами. Однако в наиболее теп-лонапряженных двигателях такое регенеративное охлаждение оказывается недостаточным, и приходится нек-рую часть топлива вводить в двигатель через щели или большое число отверстий в его стенках так, чтобы образовался тонкий защитный слой топлива, пленка, изолирующая стенки от непосредств. воздействия газов и их излучения (пленочный метод охлаждения). Используется обогащение пристеночного слоя компонентом топлива. Топливо, на к-ром работает ЖРД, должно быть пригодным для использования в системе охлаждения.

В РДТТ, а в ряде случаев и в ЖРД, охлаждение топливом может быть заменено защитой керамич. покрытием или абляционным охлаждением, что весьма упрощает конструкцию двигателя.

После того, как топливо введено в камеру сгорания, его нужно воспламенить. При запуске РД для этого служат спец. Воспламенит.  устройства (напр., электрич., пиротехнич. или химич.), нужда в к-рых отпадает, если топливо является самовоспламеняющимся, т. е. при контакте его компонентов происходит самовозгорание. После того, как сгорание в РД уже началось, оно поддерживается автоматически — воспламенителем служит пламя, постоянно существующее в камере сгорания. Организация сгорания топлива в ЖРД требует проведения трудоемких и сложных теоретических и экспериментальных исследований, большого инженерного мастерства; за ничтожные доли секунды топливо в камере должно полностью сгореть, иначе работа двигателя будет неэкономичной. В горящих газах внутри двигателя возникают колебания, бороться с которыми часто бывает трудно. Вытекающие из РД газы должны расширяться в сопле, чтобы их скорость возросла и стала максимально возможной — от этого зависит и тяга двигателя, и расход топлива; для достижения этого при миним. потерях, весе и габаритах сопло должно тщательно профилироваться. Расчет сопла сложен, т. к, химич. реакции в газах вовсе не заканчиваются в камере сгорания, они продолжаются и в сопле; от совершенства сопла во многом зависит и совершенство всего РД. Дополнит, трудности возникают, когда нужно изменять направление силы тяги, или, как говорят, управлять вектором тяги для управления полетом ракеты. Изменение направления газового потока, вытекающего из двигателя, может быть получено разными методами. К. Э. Циолковский предлагал устанавливать на выходе из сопла спец. жаростойкие (графитовые) рули. Можно весь РД установить на шарнирном устройстве — карданном подвесе или сделать подвижным не весь РД, а только само сопло; используют также метод впрыска внутрь сопла какой-нибудь жидкости или газа, что заставляет текущий в сопле газовый поток отклоняться в нужном направлении.

Совр. мощный ЖРД снабжен рядом сложных систем автоматич. регулирования (напр., электропневмопирогидравлич. и др.), включающих разл. регуляторы, клапаны, дроссели, датчики, реле, переключатели и т. п. Сюда относятся системы запуска и останова, регулирования тяги и соотношения расходуемых компонентов топлива, наддува топливных баков, управления вектором тяги и др. Дефект в работе этих систем может вывести РД из строя; в двигателе сгорает огромное количество топлива, представляющего собой большую взрывоопасность, чем мн. обычные взрывчатые вещества.

Развитие ЖРД идет по неск. направлениям. Непрерывно повышается тяга двигателей, ято диктуется необходимостью увеличения стартового веса всей ракетной системы; так, напр., в США в стадии доводки находятся ЖРД тягой 680 т и разрабатываются проблемы создания еще более мощных. Наряду со сверхмощными, создаются и микроракстпые двигатели с тягой всего в неск. кг и много меньше для систем ориентации и стабилизации космич. аппаратов. Усиленно разрабатываются ЖРД на высокоэффективных топливах — жидком кислороде и жидком водороде, жидком фторе и жидком водороде, а также двигатели на долгохраннмых топливах с тем, чтобы их можно было использовать после длит, нахождения в космич. полете. Для увеличения экономичности ЖРД совершенствуются его рабочий процесс, схема, повышаются давление в камере сгорания и степень расширения газов в сопле. Улучшается конструкция осн. элементов двигателя — смесительной головки, сопла, системы подачи топлива, охлаждения, регулирования и др. Повышается надежность ЖРД, увеличивается длительность их работы, создаются новые конструкц. материалы. Разрабатываются ЖРД вспомогат. назначения — тормозные (ретроракеты), рулевые (управления полетом), ориентации. Большое внимание уделяется упрощению конструкции ЖРД. Испытывается ряд своеобразных «гибридных» двигателей, в к-рых обычно используется твердое горючее, заполняющее камеру сгорания, и жидкий окислитель, подаваемый в камеру из бака в нужном количестве; по своим свойствам они занимают промежуточное положение между ЖРД и РДТТ.

Пытаются использовать в ЖРД н такое рабочее тело, как воздух. Космический полет начинается н заканяивается на Земле, его начальный и завершающий этапы протекают в земной атмосфере. Использование кислорода из воздуха, вместо запасаемого в баках окислителя, уменьшает потребный запас топлива на борту, поэтому ВРД способен работать гораздо дольше ЖРД при том же запасе топлива. ВРД стал осн. типом двигателя авиации, и все чаще появляются проекты его использования и на космня. РН, в особенности крылатых, способных совершать взлет и посадку, как обычные самолеты, и потому пригодных для многократного использования, что крайне важно для снижения стоимости космич. пусков. Разрабатываются п разные проекты комбинированных РД, в к-рых органически сояетаются ВРД и ЖРД, напр. турборакетного или ракетно-ирямоточного. Возможно использование воздуха в ЖРД с помощью т. н. эжекторов, к-рые подсасывают окружающий воздух в вытекающую из Р. д. газовую струю. Этот воздух либо просто увеличивает массу реактивной струи, либо же кислород из воздуха служит также для дожигания продуктов сгорания ЖРД, причем в обоих случаях тяга двигателя возрастает, а расход топлива на 1 кг тяги уменьшается.

Для увеличения уд. тяги, а следовательно, и полезного груза, выводимого в космос, перспективно использование ядерной энергии. Пока ЯРД еще не созданы, но ведутся работы по их созданию. Первые конструкции ЯРД будут основаны, вероятно, на применении облегченных урановых и плутониевых ядерных реакторов с т. н. твердофазной активной зоной. Тепло, выделяемое в таких реакторах, будет использоваться для нагрева рабочего тела — водорода, к-рый и будет вытекать с большой скоростью из двигателя наружу, создавая реактивную тягу. Уд. тяга может быть при этом увеличена вдвое по сравнению с лучшими химич. РД. Не исключено, что увеличение еще в 2—3 раза может быть получено с помощью более совершенных типов ЯРД, напр. с т. н. газовым реактором. Еще больше принципиальные возможности термоядерных РД, однако до нх создания науке предстоит решить задачу использования термоядерной энергии в стационарных энергетич. установках.

Значительное, в десятки и сотни раз, увеличение уд. тяги может быть достигнуто с помощью ЭРД. В ЭРД в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела переходит не химич. энергия, а подводимая к нему электрич. энергия, в к-рую, в свою очередь, переходит энергия к. -н. иного вида — ядерная, солнечная, хнмнч. Поэтому всякий ЭРД состоит из 2 осн. частей — силовой установки, генерирующей электрич. ток, и двигателя, в к-ром с помощью тока происходит разгон рабочего тела до очень больших скоростей истечения. В зависимости от устройства двигателя все ЭРД делятся на 3 осн. группы: в электротермия. РД электрич. ток просто разогревает рабочее тело до очень высокой темп-ры, отчего п скорость истечения оказывается большой; в электромагнитных (или плазменных) РД, помимо разогрева, происходит разгон образовавшегося сильно нагретого и потому электропроводного газа, т. н. плазмы, с помощью электромагнитного поля; в электростатнч. (или ионных) РД разогрев рабочего тела может быть весьма малым или даже вовсе отсутствует, в них вначале происходит ионизация рабочего тела к. -н. способом, а затем уже поток ионов разгоняется в электросгатнч. поле. Из-за необходимости в электрогенерирующей установке мощность ЭРД оказывается ограниченной, вследствие чего нх тяга, как правило, очень невелика, пока она равна обычно граммам и будет доведена, вероятно, до кг. Поэтому ЭРД могут применяться только в космосе после того, как кораблю уже сообщена первая космич. скорость. Взлет космич. комплекса должен производиться с помощью мощных РД с тягой, большей веса ракеты — РДТТ, ЖРД, ЯРД. Но зато потом, когда включается ЭРД, он даже при его малой тяге способен сообщить КЛА очень большую скорость, если будет работать долгое время; в этой непрерывной работе, часто в течение многих месяцев подряд, заключается еще одно принципиальное отличие ЭРД от кратковременно работающих химич. РД. Затрата топлива, несмотря на такой замедленный разгон КЛА, оказывается значительно меньшей, что объясняется гораздо большей уд. тягой ЭРД; соответственно большим может быть и полезный груз. С помощью ЭРД будут совершаться, вероятно, дальние и сложные космич. полеты, грузовые перевозки и т. п., пока же их начали уже использовать в системах ориентации КЛА. Впервые экспериментальный ЭРД (электротермия, типа) был разработан в ГДЛ в 1929—33 гг... В последние годы ЭРД использовались в космич. полете на ракетах СССР и США.

Гипотетич. фотонный, или квантовый  РД представляет собой теоретически предельно возможный РД. Это объясняется тем, что скорость истечения рабочего тела из фотонного РД является вообще максимально возможной в природе — это скорость света, поскольку из фотонного РД вытекают не молекулы и атомы, а фотоны, кванты света. Фотонный РД был бы наиболее подходящим для особо сложных и дальних космич. полетов, какими являются межзвездные перелеты, но пока наука еще не знает реальных путей создания таких двигателей, способных развивать достаточную тягу.