Ракетный двигатель использует хранящееся ракетное топливо в качестве реакционной массы для формирования высокоскоростной реактивной струи жидкости, обычно высокотемпературного газа. Ракетные двигатели являются реактивными двигателями , создающими тягу путем выброса массы назад в соответствии с третьим законом Ньютона . Большинство ракетных двигателей используют сгорание реактивных химикатов для подачи необходимой энергии, но существуют также негорючие формы, такие как двигатели на холодном газе и ядерные тепловые ракеты . Транспортные средства, приводимые в движение ракетными двигателями, обычно используются баллистическими ракетами (они обычно используют твердое топливо ) и ракетами . Ракетные транспортные средства несут свой собственный окислитель , в отличие от большинства двигателей внутреннего сгорания, поэтому ракетные двигатели могут использоваться в вакууме для приведения в движение космических аппаратов и баллистических ракет .
По сравнению с другими типами реактивных двигателей, ракетные двигатели являются самыми легкими и имеют самую высокую тягу, но они наименее эффективны с точки зрения топлива (они имеют самый низкий удельный импульс ). Идеальный выхлоп — это водород , самый легкий из всех элементов, но химические ракеты производят смесь более тяжелых видов, что снижает скорость выхлопа.
Здесь «ракета» используется как сокращение от «ракетный двигатель».
Тепловые ракеты используют инертное топливо, нагреваемое электричеством ( электротермическая двигательная установка ) или ядерным реактором ( ядерная тепловая ракета ).
Химические ракеты работают на основе экзотермических окислительно-восстановительных химических реакций топлива:
Ракетные двигатели создают тягу путем выталкивания выхлопной жидкости , которая была ускорена до высокой скорости через сопло . Жидкость обычно представляет собой газ, созданный при высоком давлении (от 150 до 4350 фунтов на квадратный дюйм (от 10 до 300 бар)) сгорания твердых или жидких топлив , состоящих из компонентов топлива и окислителя , в камере сгорания . Когда газы расширяются через сопло, они ускоряются до очень высокой ( сверхзвуковой ) скорости, и реакция на это толкает двигатель в противоположном направлении. Сгорание чаще всего используется для практических ракет, поскольку законы термодинамики ( в частности, теорема Карно ) диктуют, что высокие температуры и давления желательны для наилучшей тепловой эффективности . Ядерные тепловые ракеты способны обеспечивать более высокую эффективность, но в настоящее время имеют экологические проблемы , которые исключают их обычное использование в атмосфере Земли и окололунном пространстве .
Для ракетного моделирования доступной альтернативой сжиганию является водяная ракета, находящаяся под давлением сжатого воздуха, углекислого газа , азота или любого другого легкодоступного инертного газа.
Ракетное топливо — это масса, которая хранится, как правило, в каком-либо баке или внутри самой камеры сгорания, до того, как будет выброшена из ракетного двигателя в виде струи жидкости для создания тяги.
Химические ракетные топлива используются чаще всего. Они подвергаются экзотермическим химическим реакциям, производя горячую газовую струю для движения. В качестве альтернативы химически инертная реакционная масса может нагреваться источником высокой энергии через теплообменник вместо камеры сгорания.
Твердое ракетное топливо готовится из смеси горючего и окислительных компонентов, называемых зерном , а корпус для хранения топлива фактически становится камерой сгорания.
Ракеты на жидком топливе впрыскивают отдельные компоненты топлива и окислителя в камеру сгорания, где они смешиваются и сгорают. Гибридные ракетные двигатели используют комбинацию твердого и жидкого или газообразного топлива. Как жидкостные, так и гибридные ракеты используют инжекторы для введения топлива в камеру. Часто это набор простых струй — отверстий, через которые топливо выходит под давлением; но иногда это могут быть более сложные распылительные сопла. Когда впрыскиваются два или более топлива, струи обычно намеренно заставляют топливо сталкиваться, поскольку это разбивает поток на более мелкие капли, которые легче сгорают.
Для химических ракет камера сгорания обычно цилиндрическая, и держатели пламени , используемые для удержания части сгорания в более медленно текущей части камеры сгорания, не нужны. Размеры цилиндра таковы, что топливо может полностью сгореть; для этого разным видам ракетного топлива требуются разные размеры камеры сгорания.
Это приводит к числу , называемому характерной длиной :
где:
L* обычно находится в диапазоне 64–152 сантиметра (25–60 дюймов).
Температуры и давления, обычно достигаемые в камере сгорания ракеты для достижения практической тепловой эффективности , являются экстремальными по сравнению с воздушно-реактивным двигателем без дожигания . Отсутствует атмосферный азот, который разбавлял бы и охлаждал сгорание, поэтому топливная смесь может достигать истинных стехиометрических соотношений. Это, в сочетании с высоким давлением, означает, что скорость теплопередачи через стенки очень высока.
Для того чтобы топливо и окислитель попали в камеру, давление топлива, поступающего в камеру сгорания, должно превышать давление внутри самой камеры сгорания. Это может быть достигнуто различными конструктивными подходами, включая турбонасосы или, в более простых двигателях, с помощью достаточного давления в баке для продвижения потока жидкости. Давление в баке может поддерживаться несколькими способами, включая систему наддува гелия высокого давления , обычную для многих больших ракетных двигателей, или, в некоторых новых ракетных системах, путем стравливания газа высокого давления из цикла двигателя для автогенного наддува топливных баков [1] [2] Например, система самонаддува газа SpaceX Starship является важнейшей частью стратегии SpaceX по сокращению жидкостей в ракете-носителе с пяти в их устаревшем семействе транспортных средств Falcon 9 до всего двух в Starship, исключая не только давление в баке гелия, но и все гиперголические топлива , а также азот для двигателей с реакцией холодного газа . [3]
Горячий газ, образующийся в камере сгорания, выпускается через отверстие («горловину»), а затем через расширяющуюся секцию расширения. Когда в сопле создается достаточное давление (примерно в 2,5–3 раза больше давления окружающей среды), сопло засоряется и образуется сверхзвуковая струя, которая резко ускоряет газ, преобразуя большую часть тепловой энергии в кинетическую энергию. Скорости истечения различаются в зависимости от степени расширения , на которую рассчитано сопло, но скорости истечения, в десять раз превышающие скорость звука в воздухе на уровне моря, не являются редкостью. Около половины тяги ракетного двигателя создается неуравновешенными давлениями внутри камеры сгорания, а остальная часть создается давлениями, действующими на внутреннюю часть сопла (см. диаграмму). Когда газ расширяется ( адиабатически ), давление на стенки сопла заставляет ракетный двигатель двигаться в одном направлении, одновременно ускоряя газ в другом.
Наиболее часто используемым соплом является сопло Лаваля , сопло фиксированной геометрии с высокой степенью расширения. Большое расширение сопла в форме колокола или конуса за пределами горловины придает ракетному двигателю его характерную форму.
Статическое давление на выходе выхлопной струи зависит от давления в камере и отношения площади выхода к площади горла сопла. Поскольку давление на выходе отличается от давления окружающей среды (атмосферного), говорят, что засоренное сопло
На практике идеальное расширение достижимо только с соплом с переменной площадью выходного сечения (поскольку давление окружающей среды уменьшается с увеличением высоты) и невозможно выше определенной высоты, когда давление окружающей среды приближается к нулю. Если сопло не идеально расширено, то происходит потеря эффективности. Сильно перерасширенные сопла теряют меньшую эффективность, но могут вызвать механические проблемы с соплом. Сопла с фиксированной площадью постепенно становятся все более недорасширенными по мере набора высоты. Почти все сопла Лаваля будут на мгновение сильно перерасширены во время запуска в атмосфере. [4]
Эффективность сопла зависит от работы в атмосфере, поскольку атмосферное давление изменяется с высотой; но из-за сверхзвуковой скорости газа, выходящего из ракетного двигателя, давление струи может быть как ниже, так и выше окружающего, и равновесие между ними достигается не на всех высотах (см. диаграмму).
Для оптимальной производительности давление газа на выходе из сопла должно быть равно давлению окружающей среды: если давление выхлопных газов ниже давления окружающей среды, то транспортное средство будет замедляться из-за разницы в давлении между верхней частью двигателя и выходом; с другой стороны, если давление выхлопных газов выше, то давление выхлопных газов, которое могло бы быть преобразовано в тягу, не преобразуется, и энергия тратится впустую.
Чтобы поддерживать это идеальное равенство между выходным давлением выхлопа и давлением окружающей среды, диаметр сопла должен увеличиваться с высотой, давая давлению более длинное сопло для воздействия (и снижая выходное давление и температуру). Это увеличение трудно организовать в облегченном виде, хотя это обычно делается с другими формами реактивных двигателей. В ракетной технике обычно используется облегченное компромиссное сопло, и некоторое снижение атмосферных характеристик происходит при использовании на высоте, отличной от «расчетной» или при дросселировании. Чтобы улучшить это, были предложены различные экзотические конструкции сопла, такие как сопло-заглушка , ступенчатые сопла , расширяющееся сопло и аэрошпиль , каждая из которых обеспечивает определенный способ адаптации к изменению давления окружающего воздуха и каждая позволяет газу расширяться дальше против сопла, обеспечивая дополнительную тягу на больших высотах.
При выпуске в достаточно низкое давление окружающей среды (вакуум) возникает несколько проблем. Одна из них — это огромный вес сопла — после определенного момента для конкретного транспортного средства дополнительный вес сопла перевешивает любые полученные характеристики. Во-вторых, поскольку выхлопные газы адиабатически расширяются внутри сопла, они охлаждаются, и в конечном итоге некоторые химикаты могут замерзнуть, образуя «снег» внутри струи. Это приводит к нестабильности струи и этого следует избегать.
На сопле Лаваля отрыв потока выхлопных газов произойдет в сильно расширенном сопле. Поскольку точка отрыва не будет равномерной вокруг оси двигателя, на двигатель может быть передана боковая сила. Эта боковая сила может меняться со временем и приводить к проблемам управления ракетой-носителем.
Современные конструкции с компенсацией высоты , такие как аэродинамическое сопло или плунжерное сопло , пытаются минимизировать потери производительности за счет адаптации к изменению степени расширения, вызванному изменением высоты.
Для того, чтобы ракетный двигатель был эффективным по топливу, важно, чтобы на стенках камеры и сопла создавалось максимально возможное давление с помощью определенного количества топлива; так как это источник тяги. Это может быть достигнуто всеми из следующих способов:
Поскольку все эти вещи минимизируют массу используемого топлива, и поскольку давление пропорционально массе топлива, присутствующего для ускорения при его толкании в двигатель, и поскольку из третьего закона Ньютона давление, которое действует на двигатель, также обратно действует на топливо, оказывается, что для любого данного двигателя скорость, с которой топливо покидает камеру, не зависит от давления в камере (хотя тяга пропорциональна). Однако скорость существенно зависит от всех трех вышеперечисленных факторов, и скорость истечения является превосходной мерой эффективности топлива двигателя. Это называется скоростью истечения , и после учета факторов, которые могут ее уменьшить, эффективная скорость истечения является одним из важнейших параметров ракетного двигателя (хотя вес, стоимость, простота производства и т. д. обычно также очень важны).
По аэродинамическим причинам поток становится звуковым (« запирается ») в самой узкой части сопла, «горловине». Поскольку скорость звука в газах увеличивается с квадратным корнем температуры, использование горячего выхлопного газа значительно улучшает производительность. Для сравнения, при комнатной температуре скорость звука в воздухе составляет около 340 м/с, в то время как скорость звука в горячем газе ракетного двигателя может превышать 1700 м/с; большая часть этой производительности обусловлена более высокой температурой, но, кроме того, ракетное топливо выбирается с низкой молекулярной массой, и это также обеспечивает более высокую скорость по сравнению с воздухом.
Расширение в сопле ракеты затем еще больше увеличивает скорость, обычно в 1,5-2 раза, давая высококоллимированную гиперзвуковую струю выхлопных газов. Увеличение скорости сопла ракеты в основном определяется его коэффициентом расширения площади — отношением площади выхода к площади горла, но подробные свойства газа также важны. Сопла с большим коэффициентом более массивны, но способны извлекать больше тепла из газов сгорания, увеличивая скорость выхлопа.
Транспортным средствам обычно требуется общая тяга для изменения направления по длине горения. Было опробовано несколько различных способов достижения этого:
Ракетные технологии могут одновременно сочетать в себе очень высокую тягу ( меганьютоны ), очень высокую скорость истечения (примерно в 10 раз превышающую скорость звука в воздухе на уровне моря) и очень высокое отношение тяги к весу (>100), а также возможность работать за пределами атмосферы и при этом позволять использовать низкое давление и, следовательно, легкие баки и конструкцию.
Ракеты можно дополнительно оптимизировать для достижения еще более экстремальных характеристик по одной или нескольким из этих осей за счет других.
Наиболее важным показателем эффективности ракетного двигателя является импульс на единицу топлива , он называется удельным импульсом (обычно пишется ). Он измеряется либо как скорость ( эффективная скорость истечения в метрах/секунду или футах/с), либо как время (секунды). Например, если двигатель, производящий 100 фунтов тяги, работает в течение 320 секунд и сжигает 100 фунтов топлива, то удельный импульс составляет 320 секунд. Чем выше удельный импульс, тем меньше топлива требуется для обеспечения желаемого импульса.
Удельный импульс, которого можно достичь, в первую очередь зависит от состава топливной смеси (и в конечном итоге ограничивает удельный импульс), однако практические ограничения по давлению в камере и степени расширения сопла снижают производительность, которой можно достичь.
Ниже приведено приблизительное уравнение для расчета чистой тяги ракетного двигателя: [6]
Поскольку, в отличие от реактивного двигателя, в обычном ракетном двигателе отсутствует воздухозаборник, нет «лобового сопротивления», которое можно было бы вычесть из общей тяги. Следовательно, чистая тяга ракетного двигателя равна общей тяге (за исключением статического противодавления).
Термин представляет собой импульс тяги, который остается постоянным при заданной настройке дроссельной заслонки, тогда как термин представляет собой термин тяги давления. При полном газе чистая тяга ракетного двигателя немного улучшается с увеличением высоты, потому что по мере уменьшения атмосферного давления с высотой термин тяги давления увеличивается. На поверхности Земли тяга давления может быть уменьшена до 30% в зависимости от конструкции двигателя. Это уменьшение падает примерно экспоненциально до нуля с увеличением высоты.
Максимальная эффективность ракетного двигателя достигается за счет максимизации вклада импульса уравнения без штрафов от чрезмерного расширения выхлопа. Это происходит, когда . Поскольку давление окружающей среды меняется с высотой, большинство ракетных двигателей тратят очень мало времени на работу с максимальной эффективностью.
Поскольку удельный импульс равен силе, деленной на скорость массового потока, это уравнение означает, что удельный импульс изменяется с высотой.
Из-за того, что удельный импульс меняется с давлением, полезна величина, которую легко сравнивать и с которой можно рассчитать. Поскольку ракеты задыхаются в горловине, и поскольку сверхзвуковой выхлоп предотвращает внешние воздействия давления, распространяющиеся вверх по потоку, оказывается, что давление на выходе идеально точно пропорционально потоку топлива , при условии сохранения соотношения смеси и эффективности сгорания. Таким образом, вполне обычно немного переформулировать приведенное выше уравнение: [7]
и поэтому определяем вакуум Isp как:
где:
И отсюда:
Ракеты можно дросселировать, контролируя скорость сгорания топлива (обычно измеряемую в кг/с или фунт/с). В жидкостных и гибридных ракетах поток топлива, поступающий в камеру, контролируется с помощью клапанов, в твердотопливных ракетах он контролируется путем изменения площади горящего топлива, и это может быть спроектировано в топливном зерне (и, следовательно, не может контролироваться в реальном времени).
Ракеты обычно можно дросселировать до выходного давления, составляющего около одной трети от давления окружающей среды [8] (часто ограниченного разделением потока в соплах) и до максимального предела, определяемого только механической прочностью двигателя.
На практике степень, в которой ракеты могут быть дросселированы, сильно различается, но большинство ракет можно дросселировать в 2 раза без особых трудностей; [8] типичным ограничением является стабильность сгорания, например, инжекторам необходимо минимальное давление, чтобы избежать возникновения разрушительных колебаний (пыхтение или нестабильность сгорания); но инжекторы можно оптимизировать и испытать для более широких диапазонов.
Например, некоторые более поздние конструкции жидкостных ракетных двигателей, оптимизированные для большей возможности дросселирования ( BE-3 , Raptor ), могут дросселироваться до 18–20 процентов от номинальной тяги. [9] [2]
Твердотопливные ракеты можно дросселировать, используя сформированные зерна, площадь поверхности которых будет меняться в ходе горения. [8]
Сопла ракетных двигателей являются удивительно эффективными тепловыми двигателями для создания высокоскоростной струи, как следствие высокой температуры сгорания и высокой степени сжатия . Ракетные сопла дают превосходное приближение к адиабатическому расширению , которое является обратимым процессом, и, следовательно, они дают эффективность, которая очень близка к эффективности цикла Карно . Учитывая достигнутые температуры, с помощью химических ракет можно достичь эффективности более 60%.
Для транспортного средства, использующего ракетный двигатель, энергетическая эффективность очень хороша, если скорость транспортного средства приближается или несколько превышает скорость истечения (относительно запуска); но на низких скоростях энергетическая эффективность снижается до 0% при нулевой скорости (как и для всех реактивных двигателей ). Более подробную информацию см. в разделе Энергетическая эффективность ракеты .
Ракеты, из всех реактивных двигателей, да и по сути из всех двигателей, имеют самую высокую тяговооруженность. Это особенно касается жидкостных ракетных двигателей.
Такая высокая производительность обусловлена малым объемом сосудов высокого давления , из которых состоит двигатель — насосов, труб и камер сгорания. Отсутствие впускного канала и использование плотного жидкого топлива позволяет системе наддува быть небольшой и легкой, в то время как канальные двигатели имеют дело с воздухом, плотность которого примерно на три порядка ниже.
Из всех используемых жидких видов топлива наименьшая плотность у жидкого водорода . Хотя сжигание водорода/кислорода имеет самый высокий удельный импульс среди всех используемых химических ракет, очень низкая плотность водорода (примерно одна четырнадцатая плотности воды) требует более крупных и тяжелых турбонасосов и трубопроводов, что снижает тяговооруженность двигателя (например, RS-25) по сравнению с теми, которые не используют водород (NK-33).
Ракетные камеры сгорания обычно работают при довольно высоком давлении, как правило, 10–200 бар (1–20 МПа, 150–3000 фунтов на кв. дюйм). При работе в условиях значительного атмосферного давления более высокие давления в камере сгорания обеспечивают лучшую производительность, позволяя устанавливать более крупное и эффективное сопло без его чрезмерного расширения.
Однако эти высокие давления приводят к тому, что внешняя часть камеры подвергается очень большим кольцевым напряжениям , поскольку ракетные двигатели представляют собой сосуды под давлением .
Хуже того, из-за высоких температур, создаваемых в ракетных двигателях, используемые материалы, как правило, имеют значительно сниженную рабочую прочность на растяжение.
Кроме того, в стенках камеры и сопла возникают значительные перепады температур, вызывающие неравномерное расширение внутренней оболочки, что приводит к возникновению внутренних напряжений .
Жесткий старт относится к состоянию избыточного давления во время запуска ракетного двигателя при зажигании. В худшем случае это принимает форму неуправляемого взрыва, что приводит к повреждению или разрушению двигателя.
Ракетное топливо, гиперголическое или иное, должно вводиться в камеру сгорания с правильной скоростью, чтобы иметь контролируемую скорость производства горячего газа. [22] «Жесткий старт» указывает на то, что количество горючего топлива, поступившего в камеру сгорания до воспламенения, было слишком большим. Результатом является чрезмерный скачок давления, который может привести к разрушению конструкции или взрыву.
Чтобы избежать жесткого запуска, необходимо тщательно рассчитать момент зажигания относительно фаз газораспределения или изменить соотношение компонентов смеси, чтобы ограничить максимальное давление, которое может возникнуть, или просто обеспечить наличие достаточного источника зажигания задолго до попадания топлива в камеру.
Взрывы при резком пуске обычно невозможны при использовании чисто газообразных топлив, поскольку количество газа, присутствующего в камере, ограничено площадью инжектора относительно площади горловины, а для практических конструкций масса топлива улетучивается слишком быстро, чтобы представлять проблему.
Известным примером жесткого старта был взрыв двигателя Вернера фон Брауна "1W" во время демонстрации генералу Вальтеру Дорнбергеру 21 декабря 1932 года. Задержка зажигания позволила камере заполниться спиртом и жидким кислородом, которые сильно взорвались. Осколки застряли в стенах, но никто не пострадал.
Экстремальная вибрация и акустическая среда внутри ракетного двигателя обычно приводят к пиковым напряжениям, значительно превышающим средние значения, особенно при наличии резонансов, подобных органным трубам , и газовой турбулентности. [23]
Сгорание может проявлять нежелательные нестабильности, внезапные или периодические. Давление в камере впрыска может увеличиваться до тех пор, пока поток топлива через инжекторную пластину не уменьшится; через мгновение давление падает, а поток увеличивается, впрыскивая больше топлива в камеру сгорания, которое сгорает через мгновение и снова увеличивает давление в камере, повторяя цикл. Это может привести к высокоамплитудным колебаниям давления, часто в ультразвуковом диапазоне, которые могут повредить двигатель. Колебания ±200 фунтов на квадратный дюйм при 25 кГц были причиной отказов ранних версий двигателей второй ступени ракеты Titan II . Другой режим отказа - переход дефлаграции в детонацию ; сверхзвуковая волна давления, образующаяся в камере сгорания, может разрушить двигатель. [24]
Нестабильность горения также была проблемой во время разработки Atlas . Было обнаружено, что двигатели Rocketdyne, используемые в семействе Atlas, страдают от этого эффекта в нескольких статических огневых испытаниях, и три запуска ракет взорвались на площадке из-за грубого сгорания в двигателях ускорителя. В большинстве случаев это происходило при попытке запустить двигатели методом «сухого запуска», при котором механизм воспламенителя активировался до впрыска топлива. В процессе оценки человеком Atlas для проекта Mercury решение проблемы нестабильности горения было первоочередной задачей, и последние два полета Mercury щеголяли модернизированной двигательной системой с инжекторами с перегородками и гиперголическим воспламенителем.
Проблема, затрагивающая транспортные средства Atlas, в основном заключалась в так называемом явлении «гоночной трассы», когда горящее топливо закручивалось по кругу на все более и более высоких скоростях, в конечном итоге создавая вибрацию, достаточно сильную, чтобы разорвать двигатель, что привело к полному разрушению ракеты. В конечном итоге это было решено путем добавления нескольких перегородок вокруг инжекторной поверхности для разбивания закрученного топлива.
Что еще более важно, нестабильность сгорания была проблемой двигателей Saturn F-1 . Некоторые из ранних испытанных единиц взрывались во время статического зажигания, что привело к добавлению перегородок инжектора.
В советской космической программе нестабильность горения также оказалась проблемой для некоторых ракетных двигателей, включая двигатель РД-107, используемый в семействе Р-7, и РД-216, используемый в семействе Р-14, и несколько отказов этих транспортных средств произошли, прежде чем проблема была решена. Советские инженерные и производственные процессы так и не решили проблему нестабильности горения в более крупных двигателях РП-1/ЛОКС, поэтому двигатель РД-171, используемый для питания семейства Зенит, по-прежнему использовал четыре меньшие камеры сгорания, питаемые общим механизмом двигателя.
Нестабильность горения может быть вызвана остатками чистящих растворителей в двигателе (например, первая попытка запуска Titan II в 1962 году), отраженной ударной волной, начальной нестабильностью после зажигания, взрывом вблизи сопла, который отражается в камеру сгорания, и многими другими факторами. В устойчивых конструкциях двигателей колебания быстро подавляются; в неустойчивых конструкциях они сохраняются в течение длительного времени. Обычно используются подавители колебаний.
Возникают три различных типа неустойчивости горения:
Низкочастотное колебание давления в камере ниже 200 Герц . Обычно оно вызвано колебаниями давления в линиях подачи из-за изменений ускорения транспортного средства, когда ракетные двигатели набирают тягу, выключаются или дросселируются. [25] : 261 [4] : 146
Пыхтение может вызвать ухудшение обратной связи, поскольку циклическое изменение тяги вызывает продольные вибрации, распространяющиеся вверх по ракете, что приводит к вибрации топливных магистралей, которые, в свою очередь, не обеспечивают плавную подачу топлива в двигатели. Это явление известно как « колебания пого » или «пого», названное в честь пого-стика . [25] : 258
В худшем случае это может привести к повреждению груза или транспортного средства. Пыхтение можно минимизировать, используя несколько методов, таких как установка поглощающих энергию устройств на линиях подачи. [25] : 259 Пыхтение может вызвать визг. [4] : 146
Промежуточное колебание частоты в давлении в камере между 200 и 1000 Герц . Обычно возникает из-за недостаточного перепада давления на инжекторах. [25] : 261 Это, как правило, скорее раздражает, чем наносит вред.
Известно, что жужжание оказывает отрицательное влияние на производительность и надежность двигателя, в первую очередь потому, что оно вызывает усталость материала . [4] : 147 В экстремальных случаях сгорание может быть принудительно направлено назад через инжекторы – это может привести к взрывам монотопливных смесей. [ необходима цитата ] Жужжание может вызвать визг. [25] : 261
Высокочастотные колебания давления в камере выше 1000 Герц , иногда называемые визгом или визгом. Наиболее быстро повреждающие и самые трудноконтролируемые. Это происходит из-за акустики внутри камеры сгорания, которая часто связана с химическими процессами горения, которые являются основными движущими силами высвобождения энергии, и может привести к нестабильному резонансному «визгу», который обычно приводит к катастрофическому отказу из-за истончения изолирующего теплового пограничного слоя. Акустические колебания могут возбуждаться тепловыми процессами, такими как поток горячего воздуха через трубу или горение в камере. В частности, стоячие акустические волны внутри камеры могут усиливаться, если горение происходит более интенсивно в областях, где давление акустической волны максимально. [26] [27] [28] [25]
Подобные эффекты очень трудно предсказать аналитически в процессе проектирования, и обычно для их устранения используются дорогостоящие, трудоемкие и обширные испытания в сочетании с мерами по исправлению ошибок и проб.
С визгом часто борются путем детальных изменений в инжекторах, изменений в химическом составе топлива, испарения топлива перед впрыском или использования демпферов Гельмгольца в камерах сгорания для изменения резонансных режимов камеры. [ необходима ссылка ]
Проверка на возможность возникновения визга иногда проводится путем подрыва небольших взрывных зарядов снаружи камеры сгорания с помощью трубки, установленной по касательной к камере сгорания вблизи инжекторов, для определения импульсной реакции двигателя , а затем оценки временной реакции давления в камере — быстрое восстановление указывает на стабильную работу системы.
Для всех, кроме самых маленьких размеров, выхлоп ракеты по сравнению с другими двигателями, как правило, очень шумный. Поскольку гиперзвуковой выхлоп смешивается с окружающим воздухом, образуются ударные волны . Space Shuttle создавал более 200 дБ(A) шума вокруг своего основания. Чтобы уменьшить это, а также риск повреждения полезной нагрузки или травмы экипажа наверху штабеля, мобильная пусковая платформа была оснащена системой подавления звука , которая распыляла 1,1 миллиона литров (290 000 галлонов США) воды вокруг основания ракеты за 41 секунду во время запуска. Использование этой системы поддерживало уровень звука в отсеке полезной нагрузки до 142 дБ. [29]
Интенсивность звука от ударных волн, создаваемых ракетой, зависит от размера ракеты и скорости истечения. Такие ударные волны, по-видимому, объясняют характерные тресковые и хлопающие звуки, производимые большими ракетными двигателями, когда их слышно вживую. Эти шумовые пики обычно перегружают микрофоны и аудиоэлектронику, и поэтому они, как правило, ослаблены или полностью отсутствуют в записанных или транслируемых аудиовоспроизведениях. Для больших ракет на близком расстоянии акустические эффекты могут фактически убить. [30]
Что еще более тревожно для космических агентств, такие уровни звука могут также повредить стартовую конструкцию или, что еще хуже, отразиться обратно на сравнительно хрупкую ракету сверху. Вот почему так много воды обычно используется при запусках. Водяные брызги изменяют акустические свойства воздуха и уменьшают или отклоняют звуковую энергию от ракеты.
Вообще говоря, шум наиболее интенсивен, когда ракета находится близко к земле, так как шум от двигателей излучается вверх от струи, а также отражается от земли. Кроме того, когда транспортное средство движется медленно, небольшая часть химической энергии, поступающей в двигатель, может пойти на увеличение кинетической энергии ракеты (так как полезная мощность P , передаваемая транспортному средству, идет на тягу F и скорость V ). Затем большая часть энергии рассеивается при взаимодействии выхлопных газов с окружающим воздухом, создавая шум. Этот шум можно несколько уменьшить с помощью огневых траншей с крышами, путем впрыскивания воды вокруг струи и путем отклонения струи под углом.
Развитие ракетной промышленности США формировалось под влиянием сложной сети взаимоотношений между государственными учреждениями, частными компаниями, научно-исследовательскими институтами и другими заинтересованными сторонами.
С момента основания первой компании по производству жидкостных ракетных двигателей ( Reaction Motors, Inc. ) в 1941 году и первой правительственной лаборатории ( GALCIT ), посвященной этой теме, индустрия жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) в США претерпела значительные изменения. По крайней мере 14 американских компаний были вовлечены в проектирование, разработку, производство, испытания и поддержку полетов различных типов ракетных двигателей с 1940 по 2000 год. В отличие от других стран, таких как Россия, Китай или Индия, где этим бизнесом занимаются только государственные или псевдогосударственные организации, правительство США в значительной степени полагается на частную промышленность. Эти коммерческие компании имеют важное значение для дальнейшей жизнеспособности Соединенных Штатов и их формы управления, поскольку они конкурируют друг с другом, чтобы поставлять передовые ракетные двигатели, которые отвечают потребностям правительства, военных и частного сектора. В Соединенных Штатах компания, которая разрабатывает ЖРД, обычно получает контракт на производство.
Как правило, потребность или спрос на новый ракетный двигатель исходит от государственных учреждений, таких как НАСА или Министерство обороны . После того, как потребность определена, государственные учреждения могут выдавать запросы предложений (RFP) для получения предложений от частных компаний и научно-исследовательских институтов. Частные компании и научно-исследовательские институты, в свою очередь, могут инвестировать в научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы (НИОКР) для разработки новых технологий ракетных двигателей, которые соответствуют потребностям и спецификациям, изложенным в RFP.
Наряду с частными компаниями, важную роль в исследованиях и разработках ракетных двигателей играют университеты, независимые исследовательские институты и государственные лаборатории.
Университеты предоставляют последипломное и бакалаврское образование для подготовки квалифицированного технического персонала, а их исследовательские программы часто способствуют развитию технологий ракетных двигателей. Более 25 университетов в США преподавали или в настоящее время преподают курсы, связанные с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), и их программы последипломного и бакалаврского образования считаются одним из их самых важных вкладов. Такие университеты, как Принстонский университет, Корнеллский университет, Университет Пердью, Университет штата Пенсильвания, Университет Алабамы, Школа последипломного образования ВМС или Калифорнийский технологический институт провели превосходную научно-исследовательскую работу по темам, связанным с ракетной промышленностью. [31] Одним из самых ранних примеров вклада университетов в ракетную промышленность является работа GALCIT в 1941 году. Они продемонстрировали армии первые ракеты с реактивным приводом (JATO), что привело к созданию Лаборатории реактивного движения.
Однако передача знаний от профессоров-исследователей и их проектов в отрасль ракетных двигателей была неоднозначным опытом. Хотя некоторые известные профессора и соответствующие исследовательские проекты оказали положительное влияние на отраслевую практику и понимание ЖРД, связь между университетскими исследованиями и коммерческими компаниями была непоследовательной и слабой. [31] Университеты не всегда знали о конкретных потребностях отрасли, а инженеры и конструкторы в отрасли имели ограниченные знания об университетских исследованиях. В результате многие университетские исследовательские программы оставались относительно неизвестными для лиц, принимающих решения в отрасли. Более того, за последние несколько десятилетий некоторые университетские исследовательские проекты, хотя и были интересны профессорам, не были полезны для отрасли из-за отсутствия коммуникации или соответствия потребностям отрасли. [31]
Государственные лаборатории, включая Rocket Propulsion Laboratory (теперь часть Air Force Research Laboratory), Arnold Engineering Test Center, NASA Marshall Space Flight Center, Jet Propulsion Laboratory, Stennis Space Center, White Sands Proving Grounds и NASA John H. Glenn Research Center, сыграли решающую роль в разработке жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). [31] Они проводили беспристрастные испытания, руководили работой американских и некоторых неамериканских подрядчиков, проводили исследования и разработки и предоставляли основные испытательные объекты, включая испытательные объекты на висении и объекты и ресурсы для испытаний на имитируемой высоте. Первоначально частные компании или фонды финансировали более мелкие испытательные объекты, но с 1950-х годов правительство США финансировало более крупные испытательные объекты в государственных лабораториях. Такой подход снизил расходы для правительства, поскольку не строил аналогичные объекты на заводах подрядчиков, но увеличил сложность и расходы для подрядчиков. Тем не менее, государственные лаборатории укрепили свою значимость и внесли свой вклад в развитие ЖРД.
Программы LPRE были подвергнуты нескольким отменам в Соединенных Штатах, даже после того, как на их разработку были потрачены миллионы долларов. Например, были отменены Ml LOX/LH2 LPRE, Titan I и RS-2200 aerospike, а также несколько блоков JATO и больших неохлаждаемых камер тяги. Отмены этих программ не были связаны с конкретными характеристиками LPRE или какими-либо проблемами с ним. Вместо этого они были вызваны отменой программ транспортных средств, для которых двигатель был предназначен, или бюджетными сокращениями, введенными правительством.
Россия и бывший Советский Союз были и остаются ведущей страной в мире по разработке и созданию ракетных двигателей. С 1950 по 1998 год их организации разработали, построили и ввели в эксплуатацию большее количество и большее разнообразие конструкций жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), чем любая другая страна. До 2003 года было разработано около 500 различных ЖРД. Для сравнения, Соединенные Штаты разработали чуть более 300 (до 2003 года). У Советов также было больше всего летательных аппаратов с ракетным двигателем. У них было больше жидкостных баллистических ракет и больше космических аппаратов, полученных или переоборудованных из этих списанных баллистических ракет, чем у любой другой страны. По состоянию на конец 1998 года русские (или ранее Советский Союз) успешно запустили 2573 спутника с ЖРД, что составляет почти 65% от общего числа в мире в 3973. Все эти полеты аппаратов стали возможны благодаря своевременной разработке подходящих высокопроизводительных и надежных ЖРД. [31]
В отличие от многих других стран, где разработка и производство ракетных двигателей были объединены в рамках одной организации, Советский Союз пошел по другому пути: они создали многочисленные специализированные конструкторские бюро (КБ), которые конкурировали за контракты на разработку. Эти конструкторские бюро, или «конструкторское бюро» (КБ) на русском языке, были государственными организациями, которые в первую очередь отвечали за проведение исследований, разработок и создание прототипов передовых технологий, обычно связанных с военной техникой , такой как турбореактивные двигатели , компоненты самолетов, ракеты или космические ракеты-носители .
Конструкторские бюро , специализирующиеся на ракетных двигателях, часто имели необходимый персонал, помещения и оборудование для проведения лабораторных испытаний, испытаний на поток и наземных испытаний экспериментальных ракетных двигателей . Некоторые даже имели специализированные помещения для испытаний очень больших двигателей, проведения статических обжигов двигателей, установленных на ступенях ракеты, или моделирования условий высоты во время испытаний двигателя. В некоторых случаях испытания двигателей, сертификация и контроль качества передавались на аутсорсинг другим организациям и в другие места с более подходящими испытательными помещениями. Многие КБ также имели жилые комплексы, спортзалы и медицинские учреждения, предназначенные для удовлетворения потребностей их сотрудников и их семей.
Усилия Советского Союза по разработке ЖРД значительно возросли в 1960-х годах и достигли своего пика в 1970-х годах. Эта эпоха совпала с холодной войной между Советским Союзом и Соединенными Штатами, характеризовавшейся интенсивной конкуренцией в космических достижениях. В этот период в разработке ЖРД активно участвовало от 14 до 17 конструкторских бюро и научно-исследовательских институтов. Эти организации получали относительно стабильную поддержку и финансирование благодаря высоким военным и космическим приоритетам , что способствовало непрерывной разработке новых концепций двигателей и методов производства.
После того, как миссия с новым носителем (ракетой или космическим аппаратом) была определена, она передавалась в конструкторское бюро, роль которого заключалась в надзоре за разработкой всей ракеты. Если ни один из ранее разработанных ракетных двигателей не отвечал потребностям миссии, новый ракетный двигатель с определенными требованиями заключался в другом КБ, специализирующемся на разработке ЖРД (часто каждое КБ имело опыт в определенных типах ЖРД с различными применениями, топливом или размерами двигателя). Это означало, что разработка или проектирование ракетного двигателя всегда были направлены на определенное применение, которое влекло за собой установленные требования.
При выборе КБ для разработки новых ракетных двигателей либо выбиралось одно КБ, либо один и тот же контракт предоставлялся нескольким КБ, что порой приводило к жесткой конкуренции между КБ.
Когда для разработки выбирался только один DB, это часто было результатом взаимоотношений между главным конструктором транспортного средства или системы и главным конструктором специализированного DB по ракетным двигателям. Если главный конструктор транспортного средства был доволен предыдущей работой, проделанной определенным конструкторским бюро, не было ничего необычного в том, чтобы видеть постоянную зависимость от этого бюро ЖРД для этого класса двигателей. Например, все, кроме одного, ЖРД для ракет, запускаемых с подводных лодок, были разработаны одним и тем же конструкторским бюро для одного и того же генерального подрядчика по разработке транспортного средства.
Однако, когда поддерживались две параллельные программы разработки двигателей для выбора лучшего для конкретного применения, несколько квалифицированных моделей ракетных двигателей никогда не использовались. Такая роскошь выбора не была широко доступна в других странах. Однако использование конструкторских бюро также приводило к определенным проблемам, включая отмену и дублирование программ. Некоторые крупные программы были отменены, что привело к утилизации или хранению ранее разработанных двигателей.
Одним из ярких примеров дублирования и отмены стала разработка двигателей для баллистической ракеты Р-9А. Были поддержаны два набора двигателей, но в конечном итоге был выбран только один, в результате чего несколько вполне работоспособных двигателей остались неиспользованными. Аналогичным образом, для амбициозной тяжелой ракеты-носителя Nl, предназначенной для лунных и планетарных миссий, Советский Союз разработал и запустил в производство не менее двух двигателей для каждой из шести ступеней. Кроме того, они разработали альтернативные двигатели для более совершенного корабля Nl. Однако программа столкнулась с многочисленными неудачными полетами, и после успешной высадки Соединенных Штатов на Луну программа была в конечном итоге отменена, оставив Советский Союз с избытком новых квалифицированных двигателей без четкого назначения.
Эти примеры демонстрируют сложную динамику и проблемы, с которыми сталкивался Советский Союз при управлении разработкой и производством ракетных двигателей через конструкторские бюро.
Развитие ракетных двигателей в Советском Союзе было отмечено значительными достижениями, но также влекло за собой этические соображения из-за многочисленных аварий и смертельных случаев. С точки зрения исследований науки и технологий этические последствия этих инцидентов проливают свет на сложные отношения между технологиями, человеческим фактором и приоритетом научного прогресса над безопасностью.
Советский Союз столкнулся с серией трагических аварий и происшествий в разработке и эксплуатации ракетных двигателей. Примечательно, что СССР имеет печальное отличие от любой другой страны, где в результате аварий с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) погибло больше людей, чем в любой другой стране. Эти инциденты поставили под вопрос этические соображения, связанные с разработкой, испытанием и эксплуатационным использованием ракетных двигателей.
Одна из самых громких катастроф произошла в 1960 году, когда на стартовой площадке Тюратамского космодрома произошла катастрофическая авария баллистической ракеты Р-16 . В результате инцидента погибли 124 инженера и военнослужащих, в том числе бывший заместитель министра обороны маршал М.И. Неделин . Взрыв произошел после того, как внезапно загорелся двигатель второй ступени ракеты, в результате чего полностью загруженная ракета распалась. Взрыв произошел в результате воспламенения и взрыва смесевых гиперголических топлив , состоящих из азотной кислоты с присадками и НДМГ (несимметричного диметилгидразина).
Хотя непосредственная причина аварии 1960 года была связана с отсутствием защитных цепей в блоке управления ракетой, этические соображения, связанные с авариями ЖРД в СССР, выходят за рамки конкретных технических сбоев. Секретность, окружающая эти аварии, которые оставались нераскрытыми в течение примерно трех десятилетий, вызывает озабоченность по поводу прозрачности, ответственности и защиты человеческой жизни.
Решение скрыть от общественности фатальные аварии ЖРД отражает более широкую этическую дилемму. Советское правительство, движимое стремлением к научному и технологическому превосходству во время Холодной войны, стремилось поддерживать образ непобедимости и скрывать неудачи, сопровождавшие его достижения. Такое приоритетное отношение к национальному престижу над благополучием и безопасностью рабочих поднимает вопросы об этической ответственности государства и вовлеченных организаций.
Ракетные двигатели обычно проходят статические испытания на испытательном стенде перед запуском в производство. Для двигателей большой высоты необходимо либо использовать более короткое сопло, либо испытывать ракету в большой вакуумной камере.
Ракетные транспортные средства имеют репутацию ненадежных и опасных; особенно катастрофических отказов. Вопреки этой репутации, тщательно спроектированные ракеты могут быть сделаны произвольно надежными. [ необходима цитата ] В военном использовании ракеты не являются ненадежными. Однако одно из основных невоенных применений ракет - это орбитальный запуск. В этом применении преимущество обычно делается на минимальный вес, и трудно достичь высокой надежности и низкого веса одновременно. Кроме того, если количество запущенных полетов невелико, существует очень высокая вероятность того, что ошибка проектирования, эксплуатации или производства приведет к разрушению транспортного средства. [ необходима цитата ]
Двигатель Rocketdyne H-1 , используемый в кластере из восьми на первой ступени ракет-носителей Saturn I и Saturn IB , не имел катастрофических отказов в 152 полетах двигателя. Двигатель Pratt and Whitney RL10 , используемый в кластере из шести на второй ступени Saturn I, не имел катастрофических отказов в 36 полетах двигателя. [примечания 1] Двигатель Rocketdyne F-1 , используемый в кластере из пяти на первой ступени Saturn V , не имел отказов в 65 полетах двигателя. Двигатель Rocketdyne J-2 , используемый в кластере из пяти на второй ступени Saturn V, и по отдельности на второй ступени Saturn IB и третьей ступени Saturn V, не имел катастрофических отказов в 86 полетах двигателя. [примечания 2]
Твердотопливный ракетный ускоритель космического челнока , используемый парами, стал причиной одной заметной катастрофической поломки из 270 запусков двигателей.
RS -25 , использовавшийся в кластере из трех, летал на 46 восстановленных двигателях. Это составило в общей сложности 405 полетов двигателя без катастрофических отказов в полете. Единственный отказ двигателя RS-25 в полете произошел во время миссии STS-51-F космического челнока Challenger . [32] Этот отказ не повлиял на цели или продолжительность миссии. [33]
По соображениям эффективности более высокие температуры желательны, но материалы теряют прочность, если температура становится слишком высокой. Ракеты работают при температурах сгорания, которые могут достигать 6000 °F (3300 °C; 3600 K). [4] : 98
Большинство других реактивных двигателей имеют газовые турбины в горячем выхлопе. Из-за большей площади поверхности их сложнее охлаждать, и, следовательно, необходимо проводить процессы сгорания при гораздо более низких температурах, теряя эффективность. Кроме того, в воздуховодных двигателях в качестве окислителя используется воздух, содержащий 78% в основном нереакционноспособного азота, который разбавляет реакцию и снижает температуру. [8] Ракеты не имеют ни одного из этих присущих им ограничителей температуры сгорания.
Температуры, достигаемые при сгорании в ракетных двигателях, часто существенно превышают температуру плавления материалов сопла и камеры сгорания (около 1200 К для меди ). Большинство конструкционных материалов также воспламеняются при воздействии высокотемпературного окислителя, что приводит к ряду проблем проектирования. Стенки сопла и камеры сгорания не должны сгорать, плавиться или испаряться (иногда это в шутку называют «выхлопом двигателя»).
Ракеты, в которых используются обычные конструкционные материалы, такие как алюминий, сталь, никелевые или медные сплавы, должны использовать системы охлаждения для ограничения температур, которым подвергаются конструкции двигателя. Регенеративное охлаждение , при котором топливо пропускается через трубки вокруг камеры сгорания или сопла, и другие методы, такие как пленочное охлаждение, используются для увеличения срока службы сопла и камеры. Эти методы гарантируют, что газообразный тепловой пограничный слой , касающийся материала, поддерживается ниже температуры, которая может привести к катастрофическому разрушению материала.
Исключениями из материалов, которые могут выдерживать температуру горения ракеты в определенной степени, являются углерод-углеродные материалы и рений , хотя оба они подвержены окислению при определенных условиях. Другие тугоплавкие сплавы, такие как глинозем, молибден , тантал или вольфрам , были опробованы, но были оставлены из-за различных проблем. [34]
Технология материалов в сочетании с конструкцией двигателя является ограничивающим фактором в химических ракетах.
В ракетах тепловые потоки , которые могут проходить через стенку, являются одними из самых высоких в технике; потоки обычно находятся в диапазоне 0,8–80 МВт/м 2 (0,5–50 БТЕ /дюйм 2 -сек). [4] : 98 Самые сильные тепловые потоки обнаруживаются в горловине, которая часто видит вдвое больше, чем в связанной камере и сопле. Это происходит из-за сочетания высоких скоростей (что дает очень тонкий пограничный слой), и хотя они ниже, чем камера, там наблюдаются высокие температуры. (См. § Сопло выше для температур в сопле).
В ракетах методы охлаждения включают: [4] : 98–99
Ракетные двигатели также могут использовать несколько методов охлаждения. Примеры:
Во всех случаях другим эффектом, способствующим охлаждению стенки камеры ракетного двигателя, является тонкий слой газов сгорания ( пограничный слой ), который заметно холоднее температуры сгорания. Разрушение пограничного слоя может произойти во время сбоев охлаждения или нестабильности горения, и разрушение стенки обычно происходит вскоре после этого.
При регенеративном охлаждении второй пограничный слой находится в каналах охлаждающей жидкости вокруг камеры. Толщина этого пограничного слоя должна быть как можно меньше, поскольку пограничный слой действует как изолятор между стенкой и охлаждающей жидкостью. Этого можно достичь, сделав скорость охлаждающей жидкости в каналах как можно выше. [4] : 105–106
Двигатели на жидком топливе часто работают на обогащенном топливе , что снижает температуру сгорания. Это снижает тепловые нагрузки на двигатель и позволяет использовать более дешевые материалы и упростить систему охлаждения. Это также может повысить производительность за счет снижения средней молекулярной массы выхлопных газов и повышения эффективности преобразования тепла сгорания в кинетическую энергию выхлопных газов.
Ракетное топливо требует высокой энергии на единицу массы ( удельной энергии ), которая должна быть сбалансирована с тенденцией высокоэнергетического топлива к самопроизвольному взрыву. Если предположить, что химическая потенциальная энергия топлива может быть безопасно сохранена, процесс сгорания приводит к выделению большого количества тепла. Значительная часть этого тепла преобразуется в кинетическую энергию в сопле двигателя, продвигая ракету вперед в сочетании с массой высвобождаемых продуктов сгорания.
В идеале вся энергия реакции проявляется как кинетическая энергия выхлопных газов, поскольку скорость выхлопа является единственным наиболее важным параметром производительности двигателя. Однако реальные виды выхлопных газов представляют собой молекулы , которые обычно имеют поступательные, колебательные и вращательные режимы, с помощью которых рассеивается энергия. Из них только поступательное движение может выполнять полезную работу для транспортного средства, и хотя энергия действительно передается между режимами, этот процесс происходит в масштабе времени, значительно превышающем время, необходимое для того, чтобы выхлопные газы покинули сопло.
Чем больше химических связей имеет молекула выхлопных газов, тем больше вращательных и колебательных мод она будет иметь. Следовательно, обычно желательно, чтобы виды выхлопных газов были как можно более простыми, причем двухатомная молекула, состоящая из легких, обильных атомов, таких как H 2 , является идеальной с практической точки зрения. Однако в случае химической ракеты водород является реагентом и восстановителем , а не продуктом. Окислитель , чаще всего кислород или богатые кислородом виды, должны быть введены в процесс сгорания, добавляя массу и химические связи видам выхлопных газов.
Дополнительным преимуществом легких молекул является то, что их можно разогнать до высокой скорости при температурах, которые могут выдерживать имеющиеся в настоящее время материалы — высокие температуры газа в ракетных двигателях создают серьезные проблемы для проектирования долговечных двигателей.
Жидкий водород (LH2) и кислород (LOX или LO2) являются наиболее эффективными пропеллентами с точки зрения скорости истечения, которые широко использовались до сих пор, хотя несколько экзотических комбинаций с участием бора или жидкого озона потенциально несколько лучше в теории, если удастся решить различные практические проблемы. [39]
При расчете удельной энергии реакции данной комбинации топлива необходимо учитывать всю массу топлива (как топлива, так и окислителя). Исключением являются воздушно-реактивные двигатели, которые используют атмосферный кислород и, следовательно, должны нести меньшую массу для данной выходной энергии. Топливо для автомобильных или турбореактивных двигателей имеет гораздо более высокую эффективную выходную энергию на единицу массы топлива, которую необходимо нести, но они схожи на единицу массы топлива.
Доступны компьютерные программы, которые прогнозируют характеристики топлива в ракетных двигателях. [40] [41] [42]
В жидкостных и гибридных ракетах важное значение имеет немедленное воспламенение топлива при его первом попадании в камеру сгорания.
В случае с жидкими ракетными топливами (но не газообразными) отсутствие воспламенения в течение миллисекунд обычно приводит к тому, что внутри камеры оказывается слишком много жидкого топлива, и если/когда происходит воспламенение, количество созданного горячего газа может превысить максимальное расчетное давление камеры, что приводит к катастрофическому отказу сосуда высокого давления. Иногда это называют жестким стартом или быстрой незапланированной разборкой (RUD). [43]
Воспламенение может быть достигнуто несколькими различными способами; можно использовать пиротехнический заряд, плазменную горелку, [ требуется ссылка ] или электрическое искровое зажигание [3] . Некоторые комбинации топлива/окислителя воспламеняются при контакте ( гиперголические ), а негиперголические топлива могут быть «химически воспламенены» путем заправки топливных линий гиперголическими пропеллентами (популярными в российских двигателях).
Газообразное топливо, как правило, не вызывает затруднений при запуске , поскольку в ракетах общая площадь инжектора меньше площади горловины, поэтому давление в камере стремится к окружающему до воспламенения, и высокое давление не может образоваться, даже если вся камера заполнена горючим газом при воспламенении.
Твердое топливо обычно воспламеняется с помощью одноразовых пиротехнических устройств, а горение обычно происходит за счет полного расходования топлива. [8]
После воспламенения ракетные камеры становятся самоподдерживающимися, и воспламенители не требуются, а горение обычно происходит за счет полного потребления топлива. Действительно, камеры часто самопроизвольно воспламеняются, если их перезапустить после выключения на несколько секунд. Если только они не предназначены для повторного воспламенения, после охлаждения многие ракеты не могут быть перезапущены без хотя бы незначительного обслуживания, такого как замена пиротехнического воспламенителя или даже дозаправка топлива. [8]
Реактивные двигатели различаются в зависимости от ракетного двигателя, расчетной высоты полета, высоты полета, тяги и других факторов.
Богатые углеродом выхлопы от керосинового топлива, такого как RP-1, часто имеют оранжевый цвет из-за излучения черного тела несгоревших частиц, в дополнение к синим полосам Свана . Ракеты на основе пероксидного окислителя и водородные ракетные двигатели содержат в основном пар и почти невидимы невооруженным глазом, но ярко светят в ультрафиолетовом и инфракрасном диапазонах. Струи от твердотопливных ракет могут быть хорошо видны, так как топливо часто содержит металлы, такие как элементарный алюминий, который горит оранжево-белым пламенем и добавляет энергию к процессу сгорания. Ракетные двигатели, которые сжигают жидкий водород и кислород, будут демонстрировать почти прозрачный выхлоп, поскольку он в основном представляет собой перегретый пар (водяной пар) плюс некоторое количество несгоревшего водорода.
На уровне моря сопло обычно чрезмерно расширено, а выхлопные газы могут иметь видимые ударные алмазы из- за шлирен-эффекта, вызванного раскаливанием выхлопных газов.
Форма струи для сопла с фиксированной площадью сечения меняется, поскольку степень расширения меняется с высотой: на большой высоте все ракеты существенно недорасширены, и лишь небольшой процент выхлопных газов фактически расширяется вперед.
Солнечная тепловая ракета будет использовать солнечную энергию для непосредственного нагрева реакционной массы , и поэтому не требует электрического генератора, как большинство других форм солнечной тяги. Солнечная тепловая ракета должна нести только средства захвата солнечной энергии, такие как концентраторы и зеркала . Нагретое топливо подается через обычное сопло ракеты для создания тяги. Тяга двигателя напрямую связана с площадью поверхности солнечного коллектора и с локальной интенсивностью солнечного излучения и обратно пропорциональна I sp .
Ядерная тяга включает в себя широкий спектр методов движения , которые используют некоторую форму ядерной реакции в качестве основного источника энергии. Были предложены различные типы ядерной тяги, и некоторые из них были испытаны для применения в космических аппаратах:
Согласно трудам римлянина Авла Геллия , самый ранний известный пример реактивного движения относится к 400 г. до н. э., когда грек -пифагореец по имени Архит , при помощи пара, приводил в движение деревянную птицу по проводам. [46] [47] Однако она была недостаточно мощной, чтобы взлететь под действием собственной тяги.
Эолипил , описанный в первом веке до нашей эры, часто известный как двигатель Героя , состоял из пары паровых ракетных сопел, установленных на подшипнике . Он был создан почти за два тысячелетия до промышленной революции, но принципы, лежащие в его основе, не были хорошо поняты, и он не был разработан в качестве практического источника энергии.
Доступность черного пороха для запуска снарядов была предшественником разработки первой твердотопливной ракеты. Китайские даосские алхимики девятого века обнаружили черный порох в поисках эликсира жизни ; это случайное открытие привело к появлению огненных стрел , которые стали первыми ракетными двигателями, оторвавшимися от земли.
Утверждается [ кем? ], что «реактивные силы зажигательных средств, вероятно, не применялись для приведения в движение снарядов до XIII века». [ требуется цитата ] Поворотный момент в ракетной технике наступил с появлением короткой рукописи под названием Liber Ignium ad Comburendos Hostes (сокращенно « Книга огней »). Рукопись состоит из рецептов создания зажигательного оружия с середины VIII до конца XIII века, два из которых являются ракетами. Первый рецепт требует добавления одной части канифоли и серы к шести частям селитры (нитрата калия), растворенного в лавровом масле, затем вставляется в полую деревянную щепу и поджигается, чтобы «внезапно улететь в любое место, куда пожелаете, и сжечь все». Второй рецепт объединяет один фунт серы, два фунта древесного угля и шесть фунтов селитры — все это тонко измельчено на мраморной плите. Эта пороховая смесь плотно упакована в длинный и узкий футляр. Введение селитры в пиротехнические смеси связало переход от метательного греческого огня к самоходной ракетной технике. [48]
Статьи и книги по теме ракетной техники появлялись все чаще с пятнадцатого по семнадцатый век. В шестнадцатом веке немецкий военный инженер Конрад Хаас (1509–1576) написал рукопись, в которой представил конструкцию многоступенчатых ракет. [49]
Ракетные двигатели также применялись Типу Султаном , королем Майсура . Они обычно состояли из трубы из мягкого кованого железа длиной около 8 дюймов (20 см) и 1+Диаметром 1 ⁄ 2–3 дюйма (3,8–7,6 см), закрытый с одного конца, набитый черным пороховым метательным веществом и привязанный к бамбуковому стержню длиной около 4 футов (120 см). Ракета, несущая около одного фунта пороха, могла пролететь почти 1000 ярдов (910 м). Эти «ракеты», оснащенные мечами, пролетали несколько метров в воздухе, прежде чем приземлиться остриями мечей, обращенными к врагу. Они очень эффективно применялись против Британской империи.
Медленное развитие этой технологии продолжалось вплоть до конца 19 века, когда русский Константин Циолковский впервые написал о жидкостных ракетных двигателях . Он был первым, кто разработал уравнение Циолковского для ракеты , хотя оно не было широко опубликовано в течение нескольких лет.
Современные твердотопливные и жидкотопливные двигатели стали реальностью в начале 20-го века благодаря американскому физику Роберту Годдарду . Годдард был первым, кто использовал сопло Де Лаваля на твердотопливном (пороховом) ракетном двигателе, удвоив тягу и увеличив эффективность примерно в двадцать пять раз. Это было рождением современного ракетного двигателя. Он рассчитал с помощью своего независимо выведенного уравнения ракеты, что ракета разумного размера, использующая твердое топливо, могла бы доставить полезный груз весом в один фунт на Луну.
Годдард начал использовать жидкое топливо в 1921 году, а в 1926 году стал первым, кто запустил жидкотопливную ракету. Годдард был пионером в использовании сопла Де Лаваля, легких топливных баков, небольших легких турбонасосов, управления вектором тяги, плавно дросселируемого жидкотопливного двигателя, регенеративного охлаждения и охлаждения завесой. [8] : 247–266
В конце 1930-х годов немецкие ученые, такие как Вернер фон Браун и Гельмут Вальтер , исследовали возможность установки жидкостных ракет на военные самолеты ( Heinkel He 112 , He 111 , He 176 и Messerschmitt Me 163 ). [50]
Турбонасос использовался немецкими учеными во время Второй мировой войны. До этого охлаждение сопла было проблематичным, и баллистическая ракета А4 использовала в качестве топлива разбавленный спирт, что существенно снижало температуру сгорания.
Замкнутая схема была впервые предложена Алексеем Исаевым в 1949 году . Первым двигателем ступенчатого сгорания был двигатель С1.5400, использовавшийся в советской планетарной ракете, разработанный Мельниковым, бывшим помощником Исаева. [8] Примерно в то же время (1959 год) Николай Кузнецов начал работу над двигателем замкнутого цикла НК-9 для орбитальной МБР Королева ГР-1. Позднее Кузнецов развил эту конструкцию в двигатели НК-15 и НК-33 для неудачной лунной ракеты Н1 .
На Западе первый лабораторный испытательный двигатель с ступенчатым сгоранием был построен в Германии в 1963 году Людвигом Бёльковым .
Двигатели на жидком водороде были впервые успешно разработаны в Америке: двигатель RL-10 впервые полетел в 1962 году. Его преемник, Rocketdyne J-2 , использовался в ракете Saturn V программы Apollo для отправки людей на Луну. Высокий удельный импульс и низкая плотность жидкого водорода снизили массу верхней ступени, а также общие размеры и стоимость транспортного средства.
Рекорд по количеству двигателей за один запуск ракеты — 44 — был установлен NASA в 2016 году на Black Brant . [51]
С форсажной камерой, реверсом и соплом ... 3,175 кг ... Форсажная камера ... 169.2 кН
Дополнительная линия охлаждающей жидкости подает спирт в мелкие отверстия во внутренней стенке камеры. Спирт течет вдоль стенки, создавая тонкую испаряющуюся пленку для дополнительного охлаждения.
{{cite book}}: CS1 maint: бот: исходный статус URL неизвестен ( ссылка )
