Ракетный двигатель использует запасенное ракетное топливо в качестве реакционной массы для формирования высокоскоростной реактивной струи жидкости, обычно высокотемпературного газа. Ракетные двигатели — это реактивные двигатели , создающие тягу за счет выброса массы назад в соответствии с третьим законом Ньютона . В большинстве ракетных двигателей для получения необходимой энергии используется сгорание реактивных химикатов, но существуют и негорючие формы, такие как двигатели на холодном газе и ядерные тепловые ракеты . Транспортные средства, приводимые в движение ракетными двигателями, обычно используются баллистическими ракетами (обычно они используют твердое топливо ) и ракетами . Ракетные транспортные средства имеют собственный окислитель , в отличие от большинства двигателей внутреннего сгорания, поэтому ракетные двигатели можно использовать в вакууме для приведения в движение космических кораблей и баллистических ракет .
По сравнению с другими типами реактивных двигателей ракетные двигатели самые легкие и обладают самой высокой тягой, но наименее экономичны по топливу (имеют самый низкий удельный импульс ). Идеальный выхлоп — это водород , самый легкий из всех элементов, но химические ракеты производят смесь более тяжелых веществ, что снижает скорость выхлопа.
Ракетные двигатели становятся более эффективными на высоких скоростях из-за эффекта Оберта . [1]
Здесь слово «ракета» используется как сокращение от «ракетный двигатель».
В тепловых ракетах используется инертное топливо, нагреваемое электричеством ( электротермическая двигательная установка ) или ядерным реактором ( ядерная тепловая ракета ).
Химические ракеты работают за счет экзотермических окислительно-восстановительных химических реакций топлива:
Ракетные двигатели создают тягу за счет выброса выхлопной жидкости , которая разгоняется до высокой скорости через реактивное сопло . Жидкость обычно представляет собой газ, создаваемый при высоком давлении (от 150 до 4350 фунтов на квадратный дюйм (от 10 до 300 бар)) при сжигании твердого или жидкого топлива , состоящего из компонентов топлива и окислителя , в камере сгорания . По мере расширения газов через сопло они разгоняются 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 для достижения наилучшего термического КПД желательны высокие температуры и давления . Ядерные тепловые ракеты обладают более высокой эффективностью, но в настоящее время имеют экологические проблемы , которые не позволяют их обычное использование в атмосфере Земли и окололунном пространстве .
Для моделей ракетной техники 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, обычно в резервуаре той или иной формы, или внутри самой камеры сгорания, прежде чем быть выброшена из ракетного двигателя в виде струи жидкости для создания тяги.
Наиболее часто используются химические ракетные топлива. Они подвергаются экзотермическим химическим реакциям, в результате чего образуется струя горячего газа для приведения в движение. Альтернативно, химически инертная реакционная масса может быть нагрета источником энергии высокой энергии через теплообменник вместо камеры сгорания.
Твердое ракетное топливо готовится из смеси топлива и окислительных компонентов, называемых зерном , а корпус хранения топлива фактически становится камерой сгорания.
Ракеты на жидком топливе подают отдельные компоненты топлива и окислителя в камеру сгорания, где они смешиваются и сгорают. Гибридные ракетные двигатели используют комбинацию твердого и жидкого или газообразного топлива. И жидкостные, и гибридные ракеты используют форсунки для подачи топлива в камеру. Часто это набор простых форсунок – отверстий, через которые топливо выходит под давлением; но иногда могут быть и более сложные распылители. Когда впрыскиваются два или более пороха, струи обычно намеренно вызывают столкновение порохов, поскольку это разбивает поток на более мелкие капли, которые легче горят.
Для химических ракет камера сгорания обычно имеет цилиндрическую форму, и держатели пламени , используемые для удержания части сгорания в части камеры сгорания с более медленным течением, не нужны. [ нужна цитация ] Размеры цилиндра таковы, что топливо способно полностью сгореть; Для этого разные ракетные топлива требуют разных размеров камеры сгорания.
Это приводит к числу , называемому характерной длиной :
где:
L * обычно находится в диапазоне 64–152 см (25–60 дюймов).
Температуры и давления, которые обычно достигаются в камере сгорания ракеты для достижения практического теплового КПД , являются экстремальными по сравнению с воздушно-реактивным двигателем без дожигания . В атмосфере отсутствует азот, разбавляющий и охлаждающий горение, поэтому топливная смесь может достигать истинных стехиометрических соотношений. Это, в сочетании с высоким давлением, означает, что скорость теплопроводности через стены очень высока.
Чтобы топливо и окислитель попали в камеру сгорания, давление порохов, поступающих в камеру сгорания, должно превышать давление внутри самой камеры сгорания. Этого можно достичь с помощью различных конструктивных подходов, включая турбонасосы или, в более простых двигателях, за счет достаточного давления в баке для продвижения потока жидкости. Давление в баке можно поддерживать несколькими способами, включая систему наддува гелием высокого давления, обычную для многих крупных ракетных двигателей, или, в некоторых более новых ракетных системах, путем стравливания газа под высоким давлением из цикла двигателя для автоматического создания давления в топливе. [2] [3] Например, газовая система самонагнетания корабля SpaceX Starship является важной частью стратегии SpaceX по сокращению количества жидкостей для ракет-носителей с пяти в их устаревшем семействе транспортных средств Falcon 9 до двух в Starship, устраняя не только гелиевый баллон, но все гиперголические топлива , а также азот для двигателей управления реакцией на холодном газе . [4]
Горячему газу, образующемуся в камере сгорания, позволяют выйти через отверстие («горло»), а затем через расширяющуюся секцию расширения. При подаче на сопло достаточного давления (примерно в 2,5–3 раза превышающего давление окружающей среды) сопло дросселируется и образуется сверхзвуковая струя, резко ускоряющая газ, преобразующая большую часть тепловой энергии в кинетическую. Скорость выхлопа варьируется в зависимости от степени расширения, на которую рассчитано сопло, но скорости выхлопа, в десять раз превышающие скорость звука в воздухе на уровне моря, не являются редкостью. Около половины тяги ракетного двигателя создается за счет неуравновешенного давления внутри камеры сгорания, а остальная часть - за счет давления, действующего на внутреннюю часть сопла (см. Диаграмму). Когда газ расширяется ( адиабатически ), давление на стенки сопла заставляет ракетный двигатель двигаться в одном направлении, ускоряя газ в другом.
Наиболее часто используемым соплом является сопло Лаваля , сопло фиксированной геометрии с высокой степенью расширения. Большое сопло в форме колокола или конуса за горловиной придает ракетному двигателю характерную форму.
Статическое давление на выходе выхлопной струи зависит от давления в камере и соотношения площади выхода к горловине сопла. Поскольку выходное давление отличается от окружающего (атмосферного) давления, говорят, что дросселируемое сопло
На практике идеальное расширение достижимо только с помощью сопла с регулируемой площадью выхода (поскольку давление окружающей среды уменьшается с увеличением высоты) и невозможно выше определенной высоты, поскольку давление окружающей среды приближается к нулю. Если сопло расширено не идеально, то происходит потеря эффективности. Сильно расширенные сопла теряют меньшую эффективность, но могут вызвать механические проблемы с соплом. Сопла фиксированной площади становятся все более недорасширенными по мере набора высоты. Почти все сопла Лаваля во время запуска в атмосфере на мгновение сильно расширяются. [5]
На эффективность сопла влияет работа в атмосфере, поскольку атмосферное давление меняется с высотой; но из-за сверхзвуковых скоростей газа, выходящего из ракетного двигателя, давление струи может быть как ниже, так и выше атмосферного, и равновесие между ними не достигается на всех высотах (см. Диаграмму).
Для оптимальной производительности давление газа на конце сопла должно равняться давлению окружающей среды: если давление выхлопных газов ниже давления окружающей среды, скорость автомобиля будет замедляться из-за разницы давлений в верхней части двигателя. и выход; с другой стороны, если давление выхлопных газов выше, то давление выхлопных газов, которое могло бы быть преобразовано в тягу, не преобразуется, и энергия теряется.
Чтобы поддерживать этот идеал равенства между давлением на выходе выхлопных газов и давлением окружающей среды, диаметр сопла должен будет увеличиваться с высотой, что даст давлению более длинное сопло для воздействия (и уменьшит давление на выходе и температуру). Это увеличение трудно обеспечить упрощенным способом, хотя оно обычно осуществляется с другими типами реактивных двигателей. В ракетной технике обычно используется легкое компромиссное сопло, и некоторое снижение атмосферных характеристик происходит при использовании на высоте, отличной от «расчетной», или при дросселировании. Чтобы улучшить эту ситуацию, были предложены различные экзотические конструкции сопел, такие как пробковое сопло , ступенчатое сопло , расширяющееся сопло и аэроспайк , каждая из которых обеспечивает некоторый способ адаптации к изменению давления окружающего воздуха и каждая позволяет газу расширяться дальше против сопла. , обеспечивая дополнительную тягу на больших высотах.
При выпуске воздуха в достаточно низкое давление окружающей среды (вакуум) возникает несколько проблем. Одним из них является чистый вес сопла: после определенного момента для конкретного автомобиля дополнительный вес сопла перевешивает любую полученную производительность. Во-вторых, поскольку выхлопные газы адиабатически расширяются внутри сопла, они охлаждаются, и в конечном итоге некоторые химикаты могут замерзнуть, образуя «снег» внутри струи. Это вызывает нестабильность струи, и этого следует избегать.
В сопле Лаваля отрыв потока выхлопных газов происходит в сильно расширенном сопле. Поскольку точка отделения не будет равномерной вокруг оси двигателя, на двигатель может быть воздействована боковая сила. Эта боковая сила может со временем измениться и привести к проблемам с управлением ракетой-носителем.
Усовершенствованные конструкции с компенсацией высоты , такие как аэроспайк или пробковое сопло , пытаются минимизировать потери производительности, приспосабливаясь к изменяющейся степени расширения, вызванной изменением высоты.
Чтобы ракетный двигатель был эффективным по топливу, важно, чтобы определенное количество топлива создавало на стенках камеры и сопла максимально возможное давление; поскольку это источник тяги. Этого можно добиться всеми способами:
Поскольку все эти вещи сводят к минимуму массу используемого топлива, и поскольку давление пропорционально массе присутствующего топлива, которое необходимо ускорить, когда оно воздействует на двигатель, и поскольку согласно третьему закону Ньютона давление, действующее на двигатель, также действует взаимным образом. Что касается топлива, то оказывается, что для любого данного двигателя скорость, с которой топливо покидает камеру, не зависит от давления в камере (хотя тяга пропорциональна). Однако на скорость существенно влияют все три вышеперечисленных фактора, а скорость выхлопа является отличным показателем эффективности топлива двигателя. Это называется скоростью истечения , и с учетом факторов, которые могут ее уменьшить, эффективная скорость истечения является одним из наиболее важных параметров ракетного двигателя (хотя вес, стоимость, простота изготовления и т. д. обычно также очень важны). .
По аэродинамическим причинам поток становится звуковым (« дроссель ») в самой узкой части сопла, «горловине». Поскольку скорость звука в газах увеличивается пропорционально квадратному корню из температуры, использование горячих выхлопных газов значительно повышает производительность. Для сравнения: при комнатной температуре скорость звука в воздухе составляет около 340 м/с, а скорость звука в горячем газе ракетного двигателя может превышать 1700 м/с; во многом эти характеристики обусловлены более высокой температурой, но, кроме того, ракетное топливо выбирается с низкой молекулярной массой, что также обеспечивает более высокую скорость по сравнению с воздухом.
Расширение сопла ракеты затем еще больше увеличивает скорость, обычно в 1,5–2 раза, создавая высококоллимированную гиперзвуковую выхлопную струю. Увеличение скорости сопла ракеты в основном определяется степенью расширения его площади - отношением площади выхода к площади горла, но важны и детальные свойства газа. Форсунки с большим передаточным числом более массивны, но способны извлекать больше тепла из газов сгорания, увеличивая скорость выхлопа.
Транспортным средствам обычно требуется, чтобы общая тяга меняла направление на протяжении всего горения. Было предложено несколько различных способов достижения этой цели:
Ракетная технология может сочетать в себе очень высокую тягу ( меганьютоны ), очень высокие скорости истечения (примерно в 10 раз превышающую скорость звука в воздухе на уровне моря) и очень высокую степень тяговооруженности (>100) одновременно , а также возможность работать за пределами космоса. атмосфере и при этом позволяет использовать резервуары низкого давления и, следовательно, легкие резервуары и конструкции.
Ракеты можно дополнительно оптимизировать для достижения еще более экстремальных характеристик по одной или нескольким из этих осей за счет других.
Важнейшим показателем эффективности ракетного двигателя является импульс на единицу топлива , его называют удельным импульсом (обычно пишут ). Это измеряется либо как скорость ( эффективная скорость выхлопа в метрах/секунду или футах/с), либо как время (секунды). Например, если двигатель с тягой в 100 фунтов работает 320 секунд и сжигает 100 фунтов топлива, то удельный импульс составит 320 секунд. Чем выше удельный импульс, тем меньше топлива требуется для обеспечения желаемого импульса.
Удельный импульс, которого можно достичь, в первую очередь зависит от топливной смеси (и в конечном итоге ограничивает удельный импульс), но практические ограничения на давление в камере и степень расширения сопла снижают достижимые характеристики.
Ниже приведено приблизительное уравнение для расчета полезной тяги ракетного двигателя: [7]
Поскольку, в отличие от реактивного двигателя, в обычном ракетном двигателе отсутствует воздухозаборник, из полной тяги не требуется вычитать «таранное сопротивление». Следовательно, полезная тяга ракетного двигателя равна полной тяге (не считая статического противодавления).
Этот термин представляет собой импульс тяги, который остается постоянным при данной настройке дроссельной заслонки, тогда как этот термин представляет собой член тяги под давлением. При полном газе полезная тяга ракетного двигателя немного улучшается с увеличением высоты, поскольку, поскольку атмосферное давление уменьшается с высотой, член тяги под давлением увеличивается. У поверхности Земли давление тяги может быть уменьшено до 30% в зависимости от конструкции двигателя. Это снижение падает примерно экспоненциально до нуля с увеличением высоты.
Максимальная эффективность ракетного двигателя достигается за счет максимизации импульса уравнения без штрафов из-за чрезмерного расширения выхлопа. Это происходит, когда . Поскольку давление окружающей среды меняется с высотой, большинство ракетных двигателей работают с максимальной эффективностью очень мало времени.
Поскольку удельный импульс представляет собой силу, деленную на скорость массового потока, это уравнение означает, что удельный импульс меняется с высотой.
Поскольку удельный импульс меняется в зависимости от давления, полезна величина, которую легко сравнить и рассчитать. Поскольку ракеты задыхаются в горловине, а сверхзвуковой выхлоп предотвращает влияние внешнего давления, распространяющегося вверх по потоку, оказывается, что давление на выходе в идеале точно пропорционально потоку топлива , при условии сохранения соотношения компонентов смеси и эффективности сгорания. Таким образом, вполне обычно слегка переформулировать приведенное выше уравнение: [8]
и поэтому определим вакуум Isp следующим образом:
где:
И поэтому:
Ракеты можно дросселировать, контролируя скорость сгорания топлива (обычно измеряемую в кг/с или фунтах/с). В жидкостных и гибридных ракетах поток топлива, поступающий в камеру, регулируется с помощью клапанов, в твердотопливных ракетах - путем изменения площади горящего топлива, и это может быть спроектировано в пороховом зерне (и, следовательно, не может контролироваться в реальном времени). время).
Ракеты обычно можно дросселировать до давления на выходе, составляющего около одной трети давления окружающей среды [9] (часто ограничиваемого отрывом потока в соплах) и до максимального предела, определяемого только механической прочностью двигателя.
На практике степень дросселирования ракет сильно различается, но большинство ракет можно без особых затруднений задушить в два раза; [9] типичным ограничением является стабильность сгорания, например, форсункам требуется минимальное давление, чтобы избежать возникновения вредных колебаний (пыхтения или нестабильности сгорания); но форсунки можно оптимизировать и протестировать для более широких диапазонов. Например, некоторые новейшие конструкции жидкостных двигателей, оптимизированные для большей возможности дросселирования ( BE-3 , Raptor ), могут дросселироваться до 18–20 процентов номинальной тяги. [10] [3] Твердотопливные ракеты можно дросселировать, используя профилированные зерна, площадь поверхности которых будет меняться в ходе горения. [9]
Сопла ракетных двигателей являются удивительно эффективными тепловыми двигателями для создания высокоскоростной струи благодаря высокой температуре сгорания и высокой степени сжатия . Сопла ракеты дают превосходное приближение к адиабатическому расширению , которое является обратимым процессом, и, следовательно, они дают эффективность, очень близкую к эффективности цикла Карно . Учитывая достигнутые температуры, с помощью химических ракет можно достичь эффективности более 60%.
Для транспортного средства с ракетным двигателем энергетическая эффективность очень хорошая, если скорость транспортного средства приближается к скорости истечения (относительно запуска) или несколько превышает ее; но на низких скоростях энергоэффективность достигает 0% при нулевой скорости (как и во всех реактивных двигателях ). Более подробную информацию см. в разделе «Энергоэффективность ракеты» .
Ракеты из всех реактивных двигателей, да и практически из всех двигателей, имеют самую высокую тяговооруженность. Особенно это касается жидкостных ракетных двигателей.
Такая высокая производительность обусловлена небольшим объемом сосудов под давлением , составляющих двигатель — насосов, труб и камер сгорания. Отсутствие впускного канала и использование плотного жидкого топлива позволяет системе наддува быть небольшой и легкой, тогда как канальным двигателям приходится иметь дело с воздухом, плотность которого примерно на три порядка ниже.
Из используемых жидких видов топлива наименьшую плотность имеет жидкий водород . Хотя горение водорода/кислорода имеет самый высокий удельный импульс среди всех используемых химических ракет, очень низкая плотность водорода (около одной четырнадцатой плотности воды) требует более крупных и тяжелых турбонасосов и трубопроводов, что снижает тяговооруженность двигателя ( например РС-25) по сравнению с теми, которые не используют водород (НК-33).
Камеры сгорания ракеты обычно работают при довольно высоком давлении, обычно 10–200 бар (1–20 МПа, 150–3000 фунтов на квадратный дюйм). При работе в условиях значительного атмосферного давления более высокое давление в камере сгорания обеспечивает лучшую производительность, позволяя установить более крупную и более эффективную форсунку без ее чрезмерного расширения.
Однако из-за этого высокого давления внешняя часть камеры оказывается под очень большими кольцевыми напряжениями — ракетные двигатели представляют собой сосуды под давлением .
Хуже того, из-за высоких температур, создаваемых в ракетных двигателях, используемые материалы имеют тенденцию иметь значительно пониженную рабочую прочность на разрыв.
Кроме того, в стенках камеры и сопла возникают значительные температурные градиенты, вызывающие дифференциальное расширение внутреннего вкладыша, создающее внутренние напряжения .
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 турбулентности газа. [23]
Горение может проявлять нежелательную нестабильность внезапного или периодического характера. Давление в камере впрыска может увеличиваться до тех пор, пока поток топлива через пластину форсунки не уменьшится; мгновение спустя давление падает, а расход увеличивается, впрыскивая больше топлива в камеру сгорания, которое сгорает мгновением позже, и снова увеличивает давление в камере, повторяя цикл. Это может привести к колебаниям давления высокой амплитуды, часто в ультразвуковом диапазоне, что может привести к повреждению двигателя. Колебания ±200 фунтов на квадратный дюйм при частоте 25 кГц были причиной отказов ранних версий двигателей второй ступени ракеты Титан II . Другой вид отказа — это переход от горения к детонации ; сверхзвуковая волна давления , образующаяся в камере сгорания, может разрушить двигатель. [24]
Нестабильность горения также была проблемой во время разработки Атласа . В ходе нескольких статических огневых испытаний было обнаружено, что двигатели Rocketdyne, используемые в семействе Atlas, страдают от этого эффекта, а три запуска ракеты взорвались на стартовой площадке из-за грубого сгорания в ускорительных двигателях. В большинстве случаев это происходило при попытке запустить двигатели методом «сухого запуска», при котором воспламенительный механизм активировался до впрыска топлива. В процессе оценки Атласа для проекта «Меркурий» решение проблемы нестабильности горения было первоочередной задачей, и последние два полета Меркурия были оснащены модернизированной двигательной установкой с форсунками с перегородками и гиперголическим воспламенителем.
Проблема, с которой столкнулись транспортные средства Atlas, заключалась в основном в так называемом явлении «гоночной дорожки», когда горящее топливо вращалось по кругу на все более и более высоких скоростях, в конечном итоге создавая достаточно сильную вибрацию, чтобы вывести из строя двигатель, что привело к полному разрушению ракеты. В конечном итоге проблема была решена путем добавления нескольких перегородок вокруг поверхности форсунки для разрушения закрученного топлива.
Что еще более важно, нестабильность сгорания была проблемой двигателей Saturn F-1. Некоторые из первых испытанных агрегатов взорвались во время статического выстрела, что привело к установке перегородок форсунок.
В советской космической программе нестабильность сгорания также оказалась проблемой некоторых ракетных двигателей, включая двигатель РД-107, используемый в семействе Р-7, и РД-216, используемый в семействе Р-14, и произошло несколько отказов этих двигателей. прежде чем проблема была решена. Советские инженерные и производственные процессы никогда не решали удовлетворительным образом проблемы нестабильности сгорания в более крупных двигателях РП-1/LOX, поэтому в двигателе РД-171, используемом в семействе «Зенит», по-прежнему использовались четыре камеры тяги меньшего размера, питаемые от общего механизма двигателя.
Нестабильность сгорания может быть спровоцирована остатками чистящих растворителей в двигателе (например, первая попытка запуска Титана II в 1962 году), отраженной ударной волной, начальной нестабильностью после зажигания, взрывом возле сопла, отражающимся в камеру сгорания, и многими другими причинами. больше факторов. В устойчивых конструкциях двигателей колебания быстро подавляются; в нестабильных конструкциях они сохраняются в течение длительного периода времени. Обычно используются подавители колебаний.
Возникают три различных типа нестабильности горения:
Низкочастотные колебания давления в камере ниже 200 Герц . Обычно это вызвано изменениями давления в питающих магистралях из-за изменения ускорения корабля, когда ракетные двигатели наращивают тягу, выключаются или дросселируются. [25] : 261 [5] : 146 Прыжки могут привести к ухудшению контура обратной связи, поскольку циклические изменения тяги вызывают продольные вибрации, распространяющиеся вверх по ракете, вызывая вибрацию топливопроводов, которые, в свою очередь, не обеспечивают плавную подачу топлива в двигатели. . Это явление известно как « пого-колебания » или «пого», названное в честь пого-палки . [25] : 258
В худшем случае это может привести к повреждению полезной нагрузки или транспортного средства. Пузыки можно свести к минимуму, используя несколько методов, например, установку энергопоглощающих устройств на линиях подачи. [25] : 259 Пыхтение может вызвать визг. [5] : 146
Колебания промежуточной частоты давления в камере от 200 до 1000 Герц . Обычно возникает из-за недостаточного перепада давления на форсунках. [25] : 261 Обычно это скорее раздражает, чем вредит. Известно, что шум отрицательно влияет на производительность и надежность двигателя, в первую очередь потому, что он вызывает усталость материала . [5] : 147 В крайних случаях сгорание может происходить в обратном направлении через форсунки – это может вызвать взрывы при использовании монотоплива. [ нужна цитация ] Жужжание может вызвать визг. [25] : 261
Высокочастотные колебания давления в камере выше 1000 Герц , иногда называемые криком или визгом. Самый разрушительный и трудный для контроля. Это связано с акустикой внутри камеры сгорания, которая часто сочетается с химическими процессами горения, которые являются основными движущими силами выделения энергии, и может привести к нестабильному резонансному «визжу», который обычно приводит к катастрофическому отказу из-за утончения изолирующей тепловой границы. слой. Акустические колебания могут возбуждаться тепловыми процессами, например потоком горячего воздуха по трубе или горением 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] Такие эффекты очень трудно предсказать аналитически в процессе проектирования, и обычно они устраняются путем дорогостоящих, трудоемких и обширных испытаний в сочетании с мерами по исправлению положения методом проб и ошибок.
Визг часто устраняется детальными изменениями в форсунках, изменениями в химическом составе топлива, испарением топлива перед впрыском или использованием демпферов Гельмгольца в камерах сгорания для изменения резонансных режимов камеры. [ нужна цитата ]
Проверка возможности визга иногда проводится путем взрыва небольших зарядов взрывчатого вещества вне камеры сгорания с помощью трубки, установленной по касательной к камере сгорания рядом с форсунками, чтобы определить импульсную характеристику двигателя , а затем оценить временную реакцию давления в камере - быстрое восстановление. указывает на стабильную систему.
Для всех размеров, кроме самых маленьких, выхлоп ракет по сравнению с другими двигателями обычно очень шумный. Когда гиперзвуковой выхлоп смешивается с окружающим воздухом, образуются ударные волны . Космический челнок издавал шум мощностью более 200 дБ(А) вокруг своего основания. Чтобы уменьшить это, а также риск повреждения полезной нагрузки или травм экипажа, находящегося наверху штабеля, мобильная пусковая платформа была оснащена системой шумоподавления , которая распыляла 1,1 миллиона литров (290 000 галлонов США) воды вокруг основания ракеты в 41 году. секунд во время запуска. Благодаря использованию этой системы уровень шума в отсеке полезной нагрузки достиг 142 дБ. [29]
Интенсивность звука создаваемых ударных волн зависит от размера ракеты и скорости истечения. Такие ударные волны, по-видимому, являются причиной характерных потрескивающих и хлопающих звуков, издаваемых большими ракетными двигателями, когда их слышно вживую. Эти шумовые пики обычно перегружают микрофоны и аудиоэлектронику и поэтому обычно ослаблены или полностью отсутствуют при записанном или транслируемом аудиовоспроизведении. Для больших ракет на близком расстоянии акустические эффекты могут даже убить. [30]
Еще большую тревогу для космических агентств вызывает тот факт, что такие уровни звука могут также повредить конструкцию запуска или, что еще хуже, отразиться от сравнительно хрупкой ракеты, расположенной наверху. Вот почему при запусках обычно используется так много воды. Распыление воды изменяет акустические качества воздуха и уменьшает или отклоняет звуковую энергию от ракеты.
Вообще говоря, шум наиболее интенсивен, когда ракета находится близко к земле, поскольку шум двигателей распространяется вверх от реактивного самолета, 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 (поскольку полезная мощность P , передаваемая транспортному средству, предназначена для тяги F и скорости V ). Тогда большая часть энергии рассеивается при взаимодействии выхлопа с окружающим воздухом, создавая шум. Этот шум можно несколько снизить с помощью пламегасителей с крышами, впрыском воды вокруг струи и отклонением струи под углом.
Развитие индустрии ракетных двигателей в США определялось сложной сетью взаимоотношений между правительственными учреждениями, частными компаниями, исследовательскими институтами и другими заинтересованными сторонами.
С момента создания первой компании по производству жидкостных ракетных двигателей ( Reaction Motors, Inc. ) в 1941 году и первой правительственной лаборатории ( GALCIT ), занимающейся этой темой, промышленность США по производству жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) претерпела значительные изменения. По крайней мере, 14 американских компаний участвовали в проектировании, разработке, производстве, испытаниях и поддержке полетов различных типов ракетных двигателей с 1940 по 2000 год. В отличие от других стран, таких как Россия, Китай или Индия, где только правительство или псевдоправительственные организации занимаются этим бизнесом, правительство США в значительной степени полагается на частный бизнес. Эти коммерческие компании необходимы для дальнейшего существования Соединенных Штатов и их формы управления, поскольку они конкурируют друг с другом за производство новейших ракетных двигателей, отвечающих потребностям правительства, вооруженных сил и частного сектора. В США контракт на производство обычно получает компания, разрабатывающая ЖРД.
Как правило, потребность или спрос на новый ракетный двигатель исходит от правительственных учреждений, таких как НАСА или Министерство обороны . Как только потребность будет определена, государственные учреждения могут направить запросы предложений (RFP) для получения предложений от частных компаний и исследовательских институтов. Частные компании и научно-исследовательские институты, в свою очередь, могут инвестировать в исследования и разработки (НИОКР) для разработки новых технологий ракетных двигателей, отвечающих потребностям и спецификациям, изложенным в запросах предложений.
Наряду с частными компаниями, университеты, независимые исследовательские институты и государственные лаборатории также играют решающую роль в исследованиях и разработках ракетных двигателей.
Университеты предоставляют последипломное и высшее образование для подготовки квалифицированного технического персонала, а их исследовательские программы часто способствуют развитию технологий ракетных двигателей. Более 25 университетов США преподавали или в настоящее время преподают курсы, связанные с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), а их программы последипломного и бакалавриата считаются одним из их наиболее важных вкладов. Такие университеты, как Принстонский университет, Корнеллский университет, Университет Пердью, Государственный университет Пенсильвании, Университет Алабамы, Аспирантура ВМФ или Калифорнийский технологический институт, провели отличные научно-исследовательские работы по темам, связанным с промышленностью ракетных двигателей. [31] Одним из самых ранних примеров вклада университетов в производство ракетных двигателей является работа GALCIT в 1941 году. Они продемонстрировали армии первые ракеты с реактивным взлетом (JATO), что привело к созданию реактивного двигателя. Двигательная лаборатория.
Однако передача знаний профессоров-исследователей и их проектов в индустрию ракетных двигателей оказалась неоднозначным опытом. Хотя некоторые известные профессора и соответствующие исследовательские проекты положительно повлияли на отраслевую практику и понимание ЖРД, связь между университетскими исследованиями и коммерческими компаниями была непоследовательной и слабой. [31] Университеты не всегда были осведомлены о конкретных потребностях отрасли, а инженеры и дизайнеры 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 оказались полезными для отрасли из-за отсутствия связи или соответствия потребностям отрасли. [31]
Правительственные лаборатории, в том числе Лаборатория ракетного движения (ныне часть Исследовательской лаборатории ВВС), Инженерный испытательный центр Арнольда, Центр космических полетов имени Маршалла НАСА, Лаборатория реактивного движения, Космический центр Стенниса, полигон Уайт-Сэндс и Исследовательский центр НАСА имени Джона Х. Гленна. , сыграли решающую роль в разработке жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). [31] Они проводили объективные испытания, руководили работой американских и некоторых зарубежных подрядчиков, проводили исследования и разработки, а также предоставили необходимые испытательные мощности, включая испытательные стенды на висении, а также средства и ресурсы для испытаний на моделируемой высоте. Первоначально частные компании или фонды финансировали небольшие испытательные центры, но с 1950-х годов правительство США финансировало более крупные испытательные центры в государственных лабораториях. Такой подход снизил затраты правительства за счет отказа от строительства аналогичных объектов 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 ЖРД несколько раз были отменены в Соединенных Штатах, даже после того, как на их разработку были потрачены миллионы долларов. Например, были отменены ЖРД Ml LOX/LH2, Titan I и аэроспайк RS-2200, а также несколько блоков JATO и крупные неохлаждаемые камеры тяги. Отмена этих программ не была связана с работой конкретного ЖРД или какими-либо проблемами с ним. Вместо этого они были вызваны отменой автомобильных программ, для которых предназначался двигатель, или сокращением бюджета, введенным правительством.
Россия и бывший Советский Союз были и остаются ведущей страной мира в разработке и производстве ракетных двигателей. С 1950 по 1998 годы их организации разработали, построили и ввели в эксплуатацию большее количество и разнообразие конструкций жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), чем в любой другой стране. До 2003 года было разработано около 500 различных ЖРД. Для сравнения, в США разработано чуть более 300 (до 2003 года). У Советов также было больше всего летательных аппаратов с ракетными двигателями. У них было больше жидкостных баллистических ракет и больше космических ракет-носителей , созданных или переоборудованных на основе этих списанных баллистических ракет, чем у любой другой страны. По состоянию на конец 1998 года Россия (или ранее Советский Союз) успешно запустила 2573 спутника с ЖРД, или почти 65% от общемирового количества в 3973 спутника. Все эти полеты аппаратов стали возможными благодаря своевременной разработке подходящих высокопроизводительных ракет. производительность надежных ЖРД. [31]
В отличие от многих других стран, где разработка и производство ракетных двигателей были объединены в рамках одной организации, Советский Союз применил другой подход: были созданы многочисленные специализированные конструкторские бюро (КБ), которые конкурировали за контракты на разработку. Эти конструкторские бюро, или «конструкторское бюро» (КБ) по-русски, представляли собой государственные организации, которые в первую очередь отвечали за проведение исследований, разработок и прототипирование передовых технологий, обычно связанных с военной техникой , таких как турбореактивные двигатели , компоненты самолетов, ракеты или космические ракеты-носители .
Конструкторские бюро , специализирующиеся на ракетных двигателях, зачастую располагали необходимым персоналом, средствами и оборудованием для проведения лабораторных , гидродинамических и наземных испытаний экспериментальных ракетных двигателей . Некоторые даже имели специализированные мощности для испытаний очень мощных двигателей, проведения статических запусков двигателей, установленных на ступенях транспортных средств, или моделирования высотных условий во время испытаний двигателей. В некоторых случаях испытания двигателей, сертификация и контроль качества передавались другим организациям и местам, располагающим более подходящим испытательным оборудованием. Многие ДБ также имели жилые комплексы, гимназии и медицинские учреждения, предназначенные для удовлетворения потребностей их сотрудников и их семей.
Усилия Советского Союза по разработке ЖРД значительно выросли в 1960-е годы и достигли своего пика в 1970-е годы. Эта эпоха совпала с холодной войной между Советским Союзом и Соединенными Штатами, характеризувшейся острой конкуренцией в достижениях в области космических полетов. В этот период в разработке ЖРД активно участвовали от 14 до 17 КБ и научно-исследовательских институтов. Эти организации получали относительно стабильную поддержку и финансирование из-за высоких приоритетов военных и космических полетов , что способствовало непрерывной разработке новых концепций двигателей и методов производства.
После создания миссии с новым транспортным средством (ракетой или космическим кораблем) ее передавали 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 конкретными требованиями передавался по контракту другому КБ, специализирующемуся на разработке ЖРД (часто каждое КБ имело опыт работы с конкретными типами ЖРД с различными применениями, топливом или размеры двигателя). Это означало, что разработка или проектирование ракетного двигателя всегда было направлено на конкретное применение, которое влекло за собой установленные требования.
В вопросе о том, какие именно ОКБ получали контракты на разработку новых ракетных двигателей, либо выбиралось одно КБ, либо несколько КБ получали один и тот же контракт, что иногда приводило к жесткой конкуренции между ОКБ.
Когда для разработки выбиралась только одна БД, это часто было результатом взаимоотношений между главным конструктором транспортного средства или системы и главным конструктором специализированной БД по ракетным двигателям. Если главный конструктор машины был доволен предыдущей работой, проделанной определенным конструкторским бюро, то нередко можно было видеть, что это бюро ЖРД продолжает полагаться на этот класс двигателей. Например, все ЖРД для подводных ракет, кроме одного, были разработаны одним и тем же конструкторским бюро для одного и того же генерального подрядчика по разработке корабля.
Однако когда поддерживались две параллельные программы разработки двигателей с целью 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 привело к определенным проблемам, включая отмену программ и дублирование. Некоторые крупные программы были отменены, что привело к утилизации или хранению ранее разработанных двигателей.
Ярким примером дублирования и отмены стала разработка двигателей для баллистической ракеты Р-9А. Поддерживались два набора двигателей, но в конечном итоге был выбран только один набор, оставив несколько совершенно функциональных двигателей неиспользованными. Аналогичным образом, для амбициозной тяжелой космической ракеты-носителя Н-1, предназначенной для лунных и планетарных миссий, Советский Союз разработал и запустил в производство как минимум два двигателя для каждой из шести ступеней. Кроме того, они разработали альтернативные двигатели для более совершенной машины Nl. Однако программа столкнулась с многочисленными неудачными полетами, а после успешной посадки Соединенных Штатов на Луну программа была в конечном итоге отменена, в результате чего Советский Союз остался с избытком новых сертифицированных двигателей без четкой цели.
Эти примеры демонстрируют сложную динамику и проблемы, с которыми столкнулся Советский Союз при управлении разработкой и производством ракетных двигателей через конструкторские бюро.
Разработка ракетных двигателей в Советском Союзе ознаменовалась значительными достижениями, но она также сопровождалась этическими соображениями из-за многочисленных аварий и человеческих жертв. С точки зрения исследований в области науки и технологий , этические последствия этих инцидентов проливают свет на сложную взаимосвязь между технологиями, человеческим фактором и приоритетом научного прогресса над безопасностью.
Советский Союз столкнулся с рядом трагических аварий и неудач при разработке и эксплуатации ракетных двигателей. Примечательно, что СССР, к сожалению, имеет больше травм и смертей в результате аварий с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), чем любая другая страна. Эти инциденты поставили под сомнение этические соображения, касающиеся разработки, испытаний и эксплуатационного использования ракетных двигателей.
Одна из наиболее заметных катастроф произошла в 1960 году, когда баллистическая ракета Р-16 потерпела катастрофическую аварию на стартовой площадке стартового комплекса Тюратам . В результате этого инцидента погибли 124 инженера и военнослужащих, в том числе маршал М. И. Неделин, бывший заместитель министра обороны . Взрыв произошел после внезапного возгорания ракетного двигателя второй ступени, в результате чего полностью заряженная ракета распалась. Взрыв произошел в результате возгорания и взрыва смешанного гиперголового топлива , состоящего из азотной кислоты с добавками и НДМГ (несимметричный диметилгидразин).
Хотя непосредственной причиной аварии 1960 года считалось отсутствие защитных цепей в блоке управления ракетой, этические соображения, связанные с авариями ЖРД в СССР, выходят за рамки конкретных технических неисправностей. Тайна, окружающая эти несчастные случаи, которая оставалась нераскрытой в течение примерно трех десятилетий, вызывает обеспокоенность по поводу прозрачности, подотчетности и защиты человеческой жизни.
Решение скрыть от общественности несчастные случаи со смертельным исходом на ЖРД отражает более широкую этическую дилемму. Советское правительство, движимое стремлением к научному и технологическому превосходству во время холодной войны, стремилось сохранить имидж непобедимости и скрыть неудачи, сопровождавшие его достижения. Такой приоритет национального престижа над благополучием и безопасностью работников поднимает вопросы об этической ответственности государства и вовлеченных организаций.
Перед запуском в производство ракетные двигатели обычно проходят статические испытания на испытательном стенде . Для высотных двигателей необходимо использовать либо более короткое сопло, либо испытывать ракету в большой вакуумной камере.
Ракетные транспортные средства имеют репутацию ненадежных и опасных машин; особенно катастрофические неудачи. Вопреки этой репутации, тщательно спроектированные ракеты могут быть сколь угодно надежными. [ нужна цитата ] При использовании в военных целях ракеты не являются ненадежными. Однако одним из основных невоенных применений ракет является запуск на орбиту. В этом приложении упор обычно делается на минимальный вес, и трудно одновременно достичь высокой надежности и малого веса. Кроме того, если количество запущенных рейсов невелико, существует очень высокая вероятность того, что ошибка конструкции, эксплуатации или производства приведет к разрушению транспортного средства. [ нужна цитата ]
Двигатель Rocketdyne H-1 , использовавшийся в группе из восьми двигателей первой ступени ракет-носителей Saturn I и Saturn IB , не имел катастрофических отказов в 152 полетах двигателей. Двигатель Pratt and Whitney RL10 , использовавшийся в группе из шести двигателей на второй ступени Saturn I, не имел катастрофических отказов в 36 полетах двигателей. [примечания 1] Двигатель Rocketdyne F-1 , использовавшийся в группе из пяти двигателей на первой ступени Saturn V , не имел отказов в 65 полетах двигателей. Двигатель Rocketdyne J-2 , использовавшийся в группе из пяти двигателей на второй ступени Saturn V, а также по отдельности на второй ступени Saturn IB и третьей ступени Saturn V, не имел катастрофических отказов в 86 полетах двигателей. [примечания 2]
Твердотопливный ракетный ускоритель космического корабля "Шаттл" , используемый парами, вызвал один заметный катастрофический отказ двигателя в 270 полетах.
РС -25 , использовавшийся в группе из трех самолетов, летал с 46 отремонтированными двигателями. Всего было совершено 405 полетов двигателей без каких-либо катастрофических отказов в полете. Во время полета STS-51-F космического корабля " Челленджер" произошел отказ единственного двигателя RS-25 . [32] Эта неудача не повлияла на цели и продолжительность миссии. [33]
По соображениям эффективности желательны более высокие температуры, но материалы теряют свою прочность, если температура становится слишком высокой. Ракеты работают при температуре сгорания, которая может достигать 6000 ° F (3300 ° C; 3600 К). [5] : 98
Большинство других реактивных двигателей имеют газовые турбины в горячем выхлопе. Из-за большей площади поверхности их труднее охлаждать, и, следовательно, необходимо проводить процессы сгорания при гораздо более низких температурах, теряя при этом эффективность. Кроме того, в качестве окислителя в канальных двигателях используется воздух, который содержит 78% практически нереакционноспособного азота, который разжижает реакцию и снижает температуру. [9] Ракеты не имеют ни одного из этих ограничителей температуры горения.
Температуры, достигаемые при сгорании в ракетных двигателях, часто существенно превышают температуры плавления материалов сопла и камеры сгорания (около 1200 К для меди ). Большинство строительных материалов также воспламеняются при воздействии высокотемпературного окислителя, что приводит к ряду проблем при проектировании. Нельзя допускать возгорания, плавления или испарения стенок форсунки и камеры сгорания (иногда это в шутку называют «богатыми выхлопами 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 двигателей. Регенеративное охлаждение , при котором топливо пропускается через трубы вокруг камеры сгорания или сопла, а также другие методы, такие как пленочное охлаждение, используются для увеличения срока службы сопла и камеры. Эти методы гарантируют, что газообразный тепловой пограничный слой , касающийся материала, будет поддерживаться ниже температуры, которая может привести к катастрофическому выходу материала из строя.
Исключением из материалов, которые могут в определенной степени поддерживать температуру горения ракеты, являются углерод-углеродные материалы и рений , хотя оба они подвержены окислению при определенных условиях. Были опробованы и другие тугоплавкие сплавы, такие как оксид алюминия, молибден , тантал или вольфрам , но от них отказались из-за различных проблем. [34] Технология материалов в сочетании с конструкцией двигателя является ограничивающим фактором для химических ракет.
В ракетах тепловые потоки , которые могут пройти через стену, 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). [5] : 98 Самые сильные тепловые потоки наблюдаются в горловине, которая часто вдвое превышает интенсивность тепловых потоков в соответствующей камере и сопле. Это связано с сочетанием высоких скоростей (что дает очень тонкий пограничный слой) и, хотя они ниже камеры, наблюдаемых там высоких температур. (Температуру в сопле см. выше в § Сопло).
В ракетах к методам теплоносителя относятся: [5] : 98–99.
Ракетные двигатели также могут использовать несколько методов охлаждения. Примеры:
Во всех случаях еще одним эффектом, способствующим охлаждению стенки камеры ракетного двигателя, является тонкий слой газов сгорания ( пограничный слой ), который значительно холоднее температуры сгорания. Разрушение пограничного слоя может произойти во время сбоев в охлаждении или нестабильности горения, а разрушение стенки обычно происходит вскоре после этого.
При регенеративном охлаждении в каналах охлаждающей жидкости вокруг камеры образуется второй пограничный слой. Толщина пограничного слоя должна быть как можно меньшей, поскольку пограничный слой действует как изолятор между стеной и охлаждающей жидкостью. Этого можно добиться, сделав скорость теплоносителя в каналах как можно более высокой. [5] : 105–106.
Жидкостные двигатели часто работают с повышенным содержанием топлива , что снижает температуру сгорания. Это снижает тепловые нагрузки на двигатель, позволяет снизить стоимость материалов 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 передается в кинетическую энергию в сопле двигателя, продвигающую ракету вперед в сочетании с массой выделяющихся продуктов сгорания.
В идеале вся энергия реакции проявляется в виде кинетической энергии выхлопных газов, поскольку скорость выхлопа является наиболее важным параметром производительности двигателя. Однако настоящие виды выхлопных газов — это молекулы , которые обычно имеют поступательные, колебательные и вращательные режимы , с помощью которых рассеивают энергию. Из них только трансляция может принести полезную работу транспортному средству, и хотя энергия действительно передается между режимами, этот процесс происходит в течение времени, намного превышающего время, необходимое для того, чтобы выхлопные газы покинули сопло.
Чем больше химических связей имеет молекула выхлопных газов, тем больше у нее вращательных и колебательных мод. Следовательно, обычно желательно, чтобы выхлопные газы были как можно более простыми, с двухатомной молекулой, состоящей из легких и обильных атомов, таких как H 2 , что идеально подходит с практической точки зрения. Однако в случае химической ракеты водород является реагентом и восстановителем , а не продуктом. В процесс сгорания необходимо вводить окислитель , чаще всего кислород или вещества, богатые кислородом, добавляя массу и химические связи к выхлопным газам.
Дополнительным преимуществом легких молекул является то, что их можно ускорять до высоких скоростей при температурах, которые могут поддерживаться имеющимися в настоящее время материалами. Высокие температуры газа в ракетных двигателях создают серьезные проблемы для разработки живучих двигателей.
Жидкий водород (LH2) и кислород (LOX или LO2) являются наиболее эффективными топливами с точки зрения скорости выхлопа, которые широко используются до сих пор, хотя несколько экзотических комбинаций, включающих бор или жидкий озон, теоретически потенциально несколько лучше, если они различаются. практические проблемы могут быть решены. [39]
При расчете удельной энергии реакции данной комбинации порохов необходимо учитывать всю массу порохов (как топлива, так и окислителя). Исключение составляют воздушно-реактивные двигатели, которые используют атмосферный кислород и, следовательно, должны нести меньшую массу для заданной выходной энергии. Топливо для автомобильных или турбореактивных двигателей имеет гораздо лучшую эффективную выходную энергию на единицу массы топлива, которое необходимо перевозить, но аналогичны на единицу массы топлива.
Доступны компьютерные программы, прогнозирующие характеристики топлива в ракетных двигателях. [40] [41] [42]
В жидкостных и гибридных ракетах крайне важно немедленное воспламенение топлива при его первом попадании в камеру сгорания.
При использовании жидкого топлива (но не газообразного) невозможность воспламенения в течение миллисекунд обычно приводит к тому, что внутри камеры оказывается слишком много жидкого топлива, и если/когда происходит воспламенение, количество образующегося горячего газа может превысить максимальное расчетное давление в камере, вызывая катастрофический выход из строя сосуда высокого давления. Иногда это называют жестким запуском или быстрой внеплановой разборкой (РУД). [43]
Воспламенения можно добиться разными способами; можно использовать пиротехнический заряд, можно использовать плазменную горелку, [ нужна ссылка ] или использовать электроискровое зажигание [4] . Некоторые комбинации топлива и окислителя воспламеняются при контакте ( гиперголическое топливо), а негиперголическое топливо можно «химически воспламенить», заправив топливопроводы гиперголическим топливом (популярное в российских двигателях).
Газообразное топливо, как правило, не вызывает жесткого запуска , у ракет общая площадь инжектора меньше горловины, поэтому давление в камере стремится к атмосферному перед воспламенением, и высокое давление не может образоваться, даже если вся камера при воспламенении заполнена горючим газом.
Твердое топливо обычно воспламеняется с помощью одноразовых пиротехнических устройств, и горение обычно происходит за счет полного расходования топлива. [9]
После воспламенения камеры ракеты становятся самоподдерживающимися, воспламенители не требуются, и сгорание обычно происходит за счет полного расходования топлива. Действительно, камеры часто самопроизвольно повторно зажигаются, если их перезапускают после выключения на несколько секунд. Многие ракеты, если они не предназначены для повторного зажигания при охлаждении, не могут быть перезапущены без хотя бы незначительного обслуживания, такого как замена пиротехнического воспламенителя или даже дозаправка топлива. [9]
Реактивные струи различаются в зависимости от ракетного двигателя, расчетной высоты, высоты, тяги и других факторов.
Богатые углеродом выхлопы топлива на основе керосина, такого как RP-1, часто имеют оранжевый цвет из-за излучения черного тела несгоревших частиц в дополнение к голубым лебединым полосам . Ракеты на основе перекисного окислителя и водородные реактивные двигатели содержат в основном пар и почти невидимы невооруженным глазом, но ярко светятся в ультрафиолетовом и инфракрасном диапазонах. Струи твердотопливных ракет могут быть хорошо заметны, поскольку топливо часто содержит металлы, такие как элементарный алюминий, который горит оранжево-белым пламенем и добавляет энергии в процесс сгорания. Ракетные двигатели, сжигающие жидкий водород и кислород, будут иметь почти прозрачный выхлоп, поскольку в основном это перегретый пар (водяной пар) плюс некоторое количество несгоревшего водорода.
Сопло обычно чрезмерно расширено на уровне моря, и в выхлопе могут наблюдаться видимые ударные алмазы из-за шлирен-эффекта , вызванного накалом выхлопного газа.
Форма струи варьируется для сопла с фиксированной площадью, поскольку степень расширения меняется в зависимости от высоты: на большой высоте все ракеты значительно недорасширяются, и довольно небольшой процент выхлопных газов фактически расширяется вперед.
Солнечная тепловая ракета будет использовать солнечную энергию для непосредственного нагрева реакционной массы и, следовательно, не требует электрического генератора, как большинство других форм движения на солнечной энергии. Солнечная тепловая ракета должна нести только средства улавливания солнечной энергии, такие как концентраторы и зеркала . Нагретое топливо подается через обычное сопло ракеты для создания тяги. Тяга двигателя прямо связана с площадью поверхности солнечного коллектора и местной интенсивностью солнечного излучения и обратно пропорциональна I sp .
Ядерное движение включает в себя широкий спектр методов движения , которые используют ту или иную форму ядерной реакции в качестве основного источника энергии. Для космических кораблей были предложены различные типы ядерных двигателей, а некоторые из них прошли испытания:
Согласно трудам римлянина Авла Геллия , самый ранний известный пример реактивного движения датируется ок. 400 г. до н. э., когда греческий пифагорейец по имени Архит привел в движение деревянную птицу по проводам с помощью пара. [46] [47] Однако он не был достаточно мощным, чтобы взлететь самостоятельно.
Описанный в первом веке до нашей эры эолипил, часто известный как двигатель Героя , состоял из пары сопел паровой ракеты , закрепленных на подшипнике . Он был создан почти за два тысячелетия до промышленной революции , но лежащие в его основе принципы не были хорошо поняты, и он не превратился в практический источник энергии.
Доступность черного пороха для запуска снарядов стала предшественником разработки первой твердотопливной ракеты. Китайские даосские алхимики девятого века открыли черный порошок в поисках эликсира жизни ; Это случайное открытие привело к появлению огненных стрел , которые стали первыми ракетными двигателями, оторвавшимися от земли.
Заявлено [ кем? ] что «реактивная сила зажигательных средств, вероятно, не применялась для приведения в движение снарядов до 13 века». Поворотным моментом в ракетной технике стала небольшая рукопись под названием Liber Ignium ad Comburendos Hostes (сокращенно «Книга огней» ). Рукопись составлена из рецептов создания зажигательного оружия середины восьмого — конца тринадцатого веков, два из которых — ракеты. Первый рецепт предусматривает добавление одной части канифоли и серы к шести частям селитры (нитрата калия), растворенной в лавровом масле, затем вставленной в полое дерево и подожженной, чтобы «внезапно улететь куда пожелаешь и сжечь все». Второй рецепт включает в себя один фунт серы, два фунта древесного угля и шесть фунтов селитры — все это мелко измельчают на мраморной плите. Эта порошковая 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 на тему ракетной техники появлялись все чаще с пятнадцатого по семнадцатый века. В шестнадцатом веке немецкий военный инженер Конрад Хаас (1509–1576) написал рукопись, в которой описал конструкцию многоступенчатых ракет. [49]
Ракетные двигатели также использовал Типпу Султан , король Майсура . Обычно они представляли собой трубку из мягкого кованого железа длиной около 8 дюймов (20 см) и 1 шт.+Диаметр 1 ⁄ 2–3 дюйма (3,8–7,6 см), закрытый с одного конца, начиненный черным порохом и привязанный к бамбуковому древку длиной около 4 футов (120 см). Ракета, несущая около одного фунта пороха, могла пролететь почти 1000 ярдов (910 м). Эти «ракеты», оснащенные мечами, могли подняться в воздух на несколько метров, а затем упасть лезвиями мечей, обращенными к противнику. Они были очень эффективно использованы против Британской империи.
Медленное развитие этой технологии продолжалось вплоть до конца XIX века, когда россиянин Константин Циолковский впервые написал о жидкостных ракетных двигателях . Он был первым, кто разработал уравнение ракеты Циолковского , хотя в течение нескольких лет оно не публиковалось широко.
Современные твердотопливные и жидкостные двигатели стали реальностью в начале 20 века благодаря американскому физику Роберту Годдарду . Годдард первым применил сопло Де Лаваля на твердотопливном (пороховом) ракетном двигателе, удвоив тягу и повысив КПД примерно в двадцать пять раз. Это было рождение современного ракетного двигателя. На основе независимо выведенного уравнения ракеты он рассчитал, что ракета разумного размера, использующая твердое топливо, могла бы разместить на Луне полезную нагрузку весом в один фунт.
Годдард начал использовать жидкое топливо в 1921 году, а в 1926 году первым запустил ракету на жидком топливе. Годдард первым применил сопло Де Лаваля, легкие топливные баки, небольшие легкие турбонасосы, управление вектором тяги, жидкотопливный двигатель с плавным дросселированием, регенеративное охлаждение и завесное охлаждение. [9] : 247–266.
В конце 1930-х годов немецкие ученые, такие как Вернер фон Браун и Хельмут Вальтер , исследовали установку жидкотопливных 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, а в баллистической ракете А4 в качестве топлива использовался разбавленный спирт, что существенно снижало температуру горения.
Ступенчатое горение ( Замкнутая схема ) было впервые предложено Алексеем Исаевым в 1949 году. Первым ступенчатым двигателем внутреннего сгорания был С1.5400, использовавшийся в советской планетарной ракете, разработанный Мельниковым, бывшим помощником Исаева. [9] Примерно в то же время (1959 г.) 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 ракеты «Лунная Н1» .
На Западе первый лабораторный двигатель поэтапного сгорания был построен в Германии в 1963 году Людвигом Бёлковым .
В двигателях, работающих на перекиси водорода / керосине, таких как британская Gamma 1950-х годов, использовался процесс замкнутого цикла путем каталитического разложения пероксида для привода турбин перед сгоранием с керосином в самой камере сгорания. Это дало преимущества в эффективности ступенчатого сжигания без серьезных инженерных проблем.
Двигатели на жидком водороде были впервые успешно разработаны в Америке: двигатель RL-10 впервые поднялся в воздух 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 разгонного блока, а также габариты и стоимость аппарата.
Рекорд по количеству двигателей в одном полете ракеты — 44, установлен НАСА в 2016 году на Black Brant . [51]
С форсажной камерой, реверсом и соплом... 3175 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: bot: исходный статус URL неизвестен ( ссылка )
