Твердотопливная ракета или твердотопливная ракета — это ракета с ракетным двигателем , использующим твердое топливо ( топливо / окислитель ). Самые ранние ракеты были твердотопливными ракетами, работающими на порохе . Начало использования пороховых ракет в военном деле можно отнести к древним китайцам, а в 13 веке монголы сыграли ключевую роль в содействии их принятию на западе. [1]
Все ракеты использовали какую-либо форму твердого или порошкообразного топлива до 20-го века, когда жидкостные ракеты предложили более эффективные и управляемые альтернативы. Благодаря своей простоте и надежности, твердотопливные ракеты до сих пор используются в военном вооружении по всему миру, в модельных ракетах , твердотопливных ракетных ускорителях и в более крупных приложениях.
Поскольку твердотопливные ракеты могут храниться в течение длительного периода без значительной деградации топлива, и поскольку они почти всегда надежно запускаются, они часто использовались в военных целях, таких как ракеты . Более низкие характеристики твердого топлива (по сравнению с жидкими) не благоприятствуют их использованию в качестве основного движителя в современных средних и больших ракетах-носителях, обычно используемых для коммерческих спутников и крупных космических зондов. Твердые, однако, часто используются в качестве навесных ускорителей для увеличения грузоподъемности или в качестве дополнительных верхних ступеней со стабилизацией вращения, когда требуются скорости выше обычных. Твердотопливные ракеты используются в качестве легких ракет-носителей для полезных грузов на низкой околоземной орбите (НОО) весом менее 2 тонн или спасаемых полезных грузов весом до 500 килограммов (1100 фунтов). [2] [3]
Простой твердотопливный ракетный двигатель состоит из корпуса, сопла , зерна ( топливного заряда ) и воспламенителя .
Масса твердого зерна сгорает предсказуемым образом, образуя выхлопные газы, поток которых описывается потоком Тейлора-Кулика . Размеры сопла рассчитываются для поддержания проектного давления в камере , при этом создавая тягу от выхлопных газов.
После зажигания простой твердотопливный ракетный двигатель не может быть выключен, так как он содержит все необходимые для сгорания ингредиенты внутри камеры, в которой они сгорают. Более продвинутые твердотопливные ракетные двигатели могут быть дросселированы или погашены [4] и повторно зажжены, путем управления геометрией сопла или с помощью вентиляционных отверстий. Кроме того, доступны импульсные ракетные двигатели , которые горят сегментами и которые могут быть зажжены по команде.
Современные конструкции могут также включать управляемое сопло для наведения, авионику , спасательное оборудование ( парашюты ), механизмы самоуничтожения , ВСУ , управляемые тактические двигатели, управляемые двигатели отклонения и управления ориентацией , а также материалы для терморегулирования.
Средневековые китайцы династии Сун изобрели очень примитивную форму твердотопливной ракеты. [5] Иллюстрации и описания в китайском военном трактате XIV века «Хуолунцзин» , написанном военным писателем и философом династии Мин Цзяо Юем, подтверждают, что в 1232 году китайцы использовали прото-твердотопливные ракеты, тогда известные как « огненные стрелы », чтобы отбросить монголов во время монгольской осады Кайфэна . [6] [7] Каждая стрела имела примитивную форму простой твердотопливной ракетной трубы, заполненной порохом. Один открытый конец позволял газу выходить и был прикреплен к длинной палке, которая действовала как система наведения для управления направлением полета. [7] [6]
Первые ракеты с чугунными трубами использовались Королевством Майсур под руководством Хайдера Али и Типу Султана в 1750-х годах. Эти ракеты имели дальность действия до полутора миль. Они были чрезвычайно эффективны во Второй англо-майсурской войне , которая закончилась унизительным поражением Британской Ост-Индской компании . Известие об успехе майсурских ракет против британцев послужило толчком к исследованиям в Англии, Франции, Ирландии и других местах. Когда британцы наконец захватили форт Шрирангапатана в 1799 году, сотни ракет были отправлены в Королевский арсенал недалеко от Лондона для обратного проектирования. Это привело к первому промышленному производству военных ракет с ракетой Конгрива в 1804 году. [8]
В 1921 году советская научно-исследовательская и опытно-конструкторская лаборатория Газодинамической лаборатории начала разработку твердотопливных ракет, первый запуск которых состоялся в 1928 году, и ракета пролетела около 1300 метров. [9] Эти ракеты были использованы в 1931 году для первого в мире успешного использования ракет для помощи взлету самолетов . [10] Исследования продолжились с 1933 года Реактивным научно-исследовательским институтом (РНИИ) с разработкой ракет РС-82 и РС-132 , включая проектирование нескольких вариантов для боя земля-воздух, земля-земля, воздух-земля и воздух-воздух. [11] Самое раннее известное применение советскими ВВС неуправляемых зенитных ракет , запускаемых с самолетов , в борьбе с самолетами тяжелее воздуха имело место в августе 1939 года во время битвы на Халхин-Голе . [11] В июне 1938 года РНИИ начал разработку реактивной системы залпового огня на основе ракеты РС-132. [12] В августе 1939 года законченным продуктом стала реактивная установка БМ-13 / Катюша . К концу 1938 года состоялись первые значительные масштабные испытания реактивных установок, было использовано 233 ракеты различных типов. Залп ракет мог полностью покрыть цель на дальности 5500 метров (3,4 мили). К концу Второй мировой войны общее производство реактивных установок достигло около 10 000. [13] при этом для советских вооруженных сил было произведено 12 миллионов ракет типа РС. [14]
В Соединенных Штатах современные литые композитные твердотопливные ракетные двигатели были изобретены американским аэрокосмическим инженером Джеком Парсонсом в Калтехе в 1942 году, когда он заменил двухосновное топливо на кровельный асфальт и перхлорат калия . Это сделало возможным создание медленногорящих ракетных двигателей подходящего размера и с достаточным сроком хранения для реактивных взлетов. Чарльз Бартли , работавший в JPL (Калтех), заменил отверждаемый синтетический каучук на липкий асфальт, создав гибкое, но геометрически стабильное несущее нагрузку зерно топлива, которое надежно прикреплялось к корпусу двигателя. Это сделало возможным создание гораздо более крупных твердотопливных ракетных двигателей. Atlantic Research Corporation значительно увеличила композитное топливо I sp в 1954 году, увеличив количество порошкообразного алюминия в топливе до 20%. [15]
Технология твердотопливных ракет получила самый большой толчок в технических инновациях, размерах и возможностях с различными правительственными инициативами середины 20-го века по разработке все более эффективных военных ракет. После первоначальных проектов баллистических ракетных военных технологий, разработанных с использованием жидкостных ракет в 1940-х и 1950-х годах, как Советский Союз , так и Соединенные Штаты приступили к крупным инициативам по разработке твердотопливных локальных , региональных и межконтинентальных баллистических ракет, включая твердотопливные ракеты, которые можно было запускать с воздуха или моря . Многие другие правительства также разрабатывали эти военные технологии в течение следующих 50 лет.
К концу 1980-х и вплоть до 2020 года эти высокоэффективные твердотопливные ракетные технологии, разработанные правительством, применялись в орбитальных космических полетах многими правительственными программами , чаще всего в качестве ракет-носителей для добавления дополнительной тяги во время раннего подъема их в первую очередь жидкостных ракетных носителей . Некоторые конструкции также имели твердотопливные верхние ступени. Примерами полетов в 2010-х годах являются европейский Ariane 5 , американские Atlas V и Space Shuttle , а также японский H-II .
Самыми большими твердотопливными ракетными двигателями, когда-либо построенными, были три 6,60-метровых (260-дюймовых) монолитных твердотопливных двигателя Aerojet, отлитых во Флориде. [16] Двигатели 260 SL-1 и SL-2 имели диаметр 6,63 метра (261 дюйм), длину 24,59 метра (80 футов 8 дюймов), весили 842 900 килограммов (1 858 300 фунтов) и имели максимальную тягу 16 МН (3 500 000 фунтов силы). Продолжительность горения составляла две минуты. Горловина сопла была достаточно большой, чтобы пройти через нее стоя. Двигатель мог служить заменой 1 к 1 для 8-двигательной жидкостной первой ступени Saturn I, но никогда не использовался как таковой. Двигатель 260 SL-3 имел аналогичную длину и вес, но имел максимальную тягу 24 МН (5 400 000 фунтов силы) и меньшую продолжительность работы.
Проектирование начинается с требуемого общего импульса , который определяет массу топлива и окислителя . Затем выбираются геометрия и химия зерна, чтобы удовлетворить требуемые характеристики двигателя.
Следующие выбираются или решаются одновременно. Результатами являются точные размеры для зерен, сопла и геометрии корпуса:
Зерно может быть или не быть связано с корпусом. Двигатели, связанные с корпусом, сложнее в проектировании, поскольку деформация корпуса и зерна в полете должны быть совместимы.
Обычные виды отказов в твердотопливных ракетных двигателях включают разрушение зерна, нарушение связи корпуса и воздушные карманы в зерне. Все это приводит к мгновенному увеличению площади поверхности горения и соответствующему увеличению скорости и давления выхлопных газов, что может привести к разрыву корпуса.
Другим видом отказа является отказ уплотнения корпуса . Уплотнения требуются в корпусах, которые необходимо открыть для загрузки зерна. После отказа уплотнения горячий газ разъедает путь эвакуации и приводит к отказу. Это стало причиной катастрофы космического челнока Challenger .
Твердое ракетное топливо сгорает с поверхности открытого топлива в камере сгорания. Таким образом, геометрия топлива внутри ракетного двигателя играет важную роль в общей производительности двигателя. По мере сгорания поверхности топлива его форма меняется (предмет изучения внутренней баллистики), чаще всего изменяя площадь поверхности топлива, подвергающуюся воздействию газов сгорания. Поскольку объем топлива равен площади поперечного сечения , умноженной на длину топлива, объемный расход топлива равен площади поперечного сечения, умноженной на линейную скорость горения , а мгновенный массовый расход образующихся газов сгорания равен объемному расходу, умноженному на плотность топлива :
В зависимости от области применения и желаемой кривой тяги часто используются несколько геометрических конфигураций :
Корпус может быть изготовлен из различных материалов. Картон используется для небольших двигателей с черным порохом , тогда как алюминий используется для более крупных двигателей для хобби на композитном топливе. Сталь использовалась для ускорителей космического челнока . Корпуса из графитовой эпоксидной смолы с намоткой нитей используются для двигателей высокой производительности.
Корпус должен быть спроектирован так, чтобы выдерживать давление и возникающие напряжения ракетного двигателя, возможно, при повышенной температуре. Для проектирования корпус считается сосудом под давлением .
Для защиты корпуса от едких горячих газов часто применяется защитная теплоизоляция на внутренней стороне корпуса, которая разрушается, продлевая срок службы корпуса двигателя.
Конвергентно -расходящаяся конструкция ускоряет выхлопной газ из сопла для создания тяги. Сопло должно быть изготовлено из материала, который может выдерживать тепло потока горючего газа. Часто используются термостойкие материалы на основе углерода, такие как аморфный графит или армированный углерод-углерод .
Некоторые конструкции включают в себя управление направлением выхлопа. Это может быть достигнуто путем карданного подвеса сопла, как в SRB Space Shuttle, путем использования реактивных лопаток в выхлопе, как в ракете V-2 , или путем управления вектором тяги с помощью впрыска жидкости (LITV).
LITV состоит из впрыскивания жидкости в поток выхлопных газов после горловины сопла. Затем жидкость испаряется и в большинстве случаев химически реагирует, добавляя массовый поток к одной стороне потока выхлопных газов и, таким образом, обеспечивая момент управления. Например, твердотопливные ускорители Titan III C впрыскивали тетраоксид азота для LITV; баки можно увидеть по бокам ракеты между главной центральной ступенью и ускорителями. [18]
Первая ступень ракеты Minuteman использовала один двигатель с четырьмя карданными соплами для управления по тангажу, рысканию и крену.
Типичный, хорошо спроектированный двигатель первой ступени на основе смесевого топлива на основе перхлората аммония (APCP) может иметь удельный импульс в вакууме ( I sp ) до 285,6 секунд (2,801 км/с) (Titan IVB SRMU). [19] Для сравнения, это значение составляет 339,3 с (3,327 км/с) для двухкомпонентных двигателей RP1/LOX (RD-180) [20] и 452,3 с (4,436 км/с) для двухкомпонентных двигателей LH 2 /LOX (Block II RS-25 ) [21] . Удельные импульсы верхней ступени несколько больше: целых 303,8 с (2,979 км/с) для APCP (Orbus 6E), [22] 359 с (3,52 км/с) для RP1/LOX (RD-0124) [23] и 465,5 с (4,565 км/с) для LH 2 /LOX (RL10B-2). [24]
Доли топлива обычно несколько выше для (несегментированных) твердотопливных первых ступеней, чем для верхних ступеней. Первая ступень Castor 120 массой 53 000 кг (117 000 фунтов) имеет массовую долю топлива 92,23%, в то время как верхняя ступень Castor 30 массой 14 000 кг (31 000 фунтов), разработанная для ракеты-носителя Taurus II COTS (Commercial Off The Shelf) (снабжение Международной космической станции) компании Orbital Science, имеет массовую долю топлива 91,3%, 2,9% - корпус двигателя из графито-эпоксидной смолы, 2,4% - сопло, воспламенитель и привод вектора тяги и 3,4% - немоторное оборудование, включая такие вещи, как крепление полезной нагрузки, межступенчатый адаптер, кабельный канал, приборы и т. д. Диаметр Castor 120 и Castor 30 составляет 2,36 и 2,34 метра (93 и 92 дюйма) соответственно, и служат ступенями на коммерческих ракетах-носителях Athena IC и IIC. Четырехступенчатая ракета-носитель Athena II, использующая Castor 120 в качестве первой и второй ступеней, стала первой коммерческой ракетой-носителем, выведшей лунный зонд ( Lunar Prospector ) в 1998 году.
Твердотопливные ракеты могут обеспечить высокую тягу при относительно низкой стоимости. По этой причине твердые тела использовались в качестве начальных ступеней в ракетах (например, Space Shuttle ), в то время как двигатели с высоким удельным импульсом, особенно менее массивные двигатели на водородном топливе, резервировались для более высоких ступеней. Кроме того, твердотопливные ракеты имеют долгую историю в качестве конечной ступени разгона для спутников из-за их простоты, надежности, компактности и достаточно высокой массовой доли . [25] Стабилизированный вращением твердотопливный ракетный двигатель иногда добавляется, когда требуется дополнительная скорость, например, для миссии к комете или внешней части Солнечной системы, потому что спиннер не требует системы наведения (на недавно добавленной ступени). Обширное семейство в основном титановых корпусов космических двигателей Star компании Thiokol широко использовалось, особенно на ракетах-носителях Delta и в качестве стабилизированных вращением верхних ступеней для запуска спутников из грузового отсека Space Shuttle. Двигатели Star имеют фракции топлива до 94,6%, но дополнительные конструкции и оборудование снижают рабочую массовую долю на 2% или более.
Более высокоэффективные твердые ракетные топлива используются в больших стратегических ракетах (в отличие от коммерческих ракет-носителей). HMX , C 4 H 8 N 4 (NO 2 ) 4 , нитрамин с большей энергией, чем перхлорат аммония, использовался в топливе МБР Peacekeeper и является основным ингредиентом топлива NEPE-75, используемого в баллистической ракете Trident II D-5 Fleet Ballistic Missile. [26] Именно из-за взрывоопасности более энергетические военные твердые топлива, содержащие HMX, не используются в коммерческих ракетах-носителях, за исключением случаев, когда РН представляет собой адаптированную баллистическую ракету, уже содержащую топливо HMX (Minotaur IV и V на основе снятых с вооружения МБР Peacekeeper). [27] Военно-морская авиабаза в Чайна-Лейк, Калифорния, разработала новое соединение, C 6 H 6 N 6 (NO 2 ) 6 , называемое просто CL-20 (соединение China Lake № 20). По сравнению с HMX, CL-20 имеет на 14% больше энергии на единицу массы, на 20% больше энергии на единицу объема и более высокое отношение кислорода к топливу. [28] Одной из причин разработки этих военных твердых топлив с очень высокой плотностью энергии является достижение возможности внеатмосферного ПРО на среднем участке траектории с помощью ракет, достаточно малых для размещения в существующих вертикальных пусковых трубах под палубой кораблей и пусковых трубах, смонтированных на аэромобильных грузовиках. Было продемонстрировано, что топливо CL-20 соответствует закону Конгресса 2004 года о нечувствительных боеприпасах (IM), и может, по мере снижения его стоимости, быть пригодным для использования в коммерческих ракетах-носителях, с очень значительным увеличением производительности по сравнению с нынешними предпочтительными твердыми топливами APCP. При удельном импульсе 309 с, уже продемонстрированном второй ступенью Peacekeeper с использованием топлива HMX, можно ожидать, что более высокая энергия топлива CL-20 увеличит удельный импульс примерно до 320 с в аналогичных применениях на МБР или верхних ступенях ракет-носителей, без взрывоопасности HMX. [29]
Привлекательным свойством для военного использования является способность твердого ракетного топлива оставаться заряженным в ракете в течение длительного времени, а затем надежно запускаться в любой момент.
Черный порох (порох) состоит из древесного угля (топливо), нитрата калия (окислитель) и серы (топливо и катализатор). Это один из старейших пиротехнических составов, применяемых в ракетной технике. В наше время черный порох находит применение в маломощных моделях ракет (таких как ракеты Estes и Quest), [30] [31], поскольку он дешев и довольно прост в производстве. Топливное зерно обычно представляет собой смесь прессованного мелкого порошка (в твердую, твердую пулю), скорость горения которой сильно зависит от точного состава и условий эксплуатации. Удельный импульс черного пороха низок, около 80 с (0,78 км/с). Зерно чувствительно к трещинам и, следовательно, к катастрофическому отказу. Черный порох обычно не находит применения в двигателях с тягой выше 40 ньютонов (9,0 фунтов силы).
ZS или «микрозерно», состоящее из порошкообразного цинкового металла и порошкообразной серы (окислитель), является еще одним прессованным топливом, которое не находит практического применения за пределами специализированных любительских кругов ракетостроения из-за своих низких характеристик (поскольку большая часть ZS сгорает вне камеры сгорания) и высоких линейных скоростей горения порядка 2 м/с. ZS чаще всего используется в качестве новаторского топлива, поскольку ракета разгоняется чрезвычайно быстро, оставляя за собой впечатляющий большой оранжевый огненный шар.
В общем, ракетное леденцовое топливо представляет собой окислитель (обычно нитрат калия) и сахарное топливо (обычно декстроза , сорбит или сахароза ), которые отливаются в форму путем осторожного расплавления компонентов топлива и заливки или упаковки аморфного коллоида в форму. Леденцовое топливо генерирует низкий-средний удельный импульс около 130 с (1,3 км/с) и, таким образом, используется в основном любителями и экспериментаторами-ракетчиками.
Топливо DB состоит из двух компонентов монотоплива , один из которых обычно действует как высокоэнергетическое (но нестабильное) монотопливо, а другой действует как низкоэнергетическое стабилизирующее (и гелеобразующее) монотопливо. В типичных обстоятельствах нитроглицерин растворяется в нитроцеллюлозном геле и затвердевает с помощью добавок. Топливо DB применяется в приложениях, где требуется минимальное дымление, но требуется средне-высокий I sp около 235 с (2,30 км/с). Добавление металлического топлива (например, алюминия ) может увеличить производительность примерно до 250 с (2,5 км/с), хотя зародышеобразование оксида металла в выхлопе может сделать дым непрозрачным.
Порошкообразный окислитель и порошкообразное металлическое топливо тщательно смешиваются и иммобилизуются с помощью резиноподобного связующего (которое также действует как топливо). Композитные топлива часто основаны либо на нитрате аммония (ANCP), либо на перхлорате аммония (APCP). Композитное топливо на основе нитрата аммония часто использует магний и/или алюминий в качестве топлива и обеспечивает среднюю производительность (I sp около 210 с (2,1 км/с)), тогда как композитное топливо на основе перхлората аммония часто использует алюминиевое топливо и обеспечивает высокую производительность: вакуумный I sp до 296 с (2,90 км/с) с цельным соплом или 304 с (2,98 км/с) с телескопическим соплом с высоким отношением площади. [22] Алюминий используется в качестве топлива, поскольку он имеет разумную удельную плотность энергии, высокую объемную плотность энергии и его трудно случайно воспламенить. Композитные топлива отливаются и сохраняют свою форму после того, как каучуковое связующее, такое как гидроксил-терминированный полибутадиен (HTPB), сшивается (затвердевает) с помощью отверждающей добавки. Благодаря своей высокой производительности, умеренной простоте производства и умеренной стоимости, APCP находит широкое применение в космических, военных и любительских ракетах, тогда как более дешевый и менее эффективный ANCP находит применение в любительской ракетной технике и газогенераторах . Динитрамид аммония , NH 4 N(NO 2 ) 2 , рассматривается как 1 к 1 не содержащий хлора заменитель перхлората аммония в композитных топливах. В отличие от нитрата аммония, ADN может быть заменен на AP без потери производительности двигателя.
Твердое топливо APCP на основе алюминия, связанного с полиуретаном, использовалось в ракетах Polaris , запускаемых с подводных лодок . [32] APCP, используемое в твердотопливных ракетных ускорителях космического челнока, состояло из перхлората аммония (окислитель, 69,6% по весу), алюминия (топливо, 16%), оксида железа (катализатор, 0,4%), полимера полибутадиенакрилонитрила (PBAN) (связующее вещество из неуретанового каучука, которое удерживало смесь вместе и действовало как вторичное топливо, 12,04%) и эпоксидного отвердителя (1,96%). [33] [34] Он развивал удельный импульс 242 секунды (2,37 км/с) на уровне моря или 268 секунд (2,63 км/с) в вакууме. Программа Constellation 2005-2009 годов должна была использовать аналогичный APCP на основе PBAN. [35]
В 2009 году группе удалось создать ракетное топливо из воды и наноалюминия ( ALICE ).
Типичные ракетные топлива HEC начинаются со стандартной композитной топливной смеси (например, APCP) и добавляют в смесь высокоэнергетическое взрывчатое вещество. Этот дополнительный компонент обычно имеет форму небольших кристаллов RDX или HMX , оба из которых имеют более высокую энергию, чем перхлорат аммония. Несмотря на скромное увеличение удельного импульса, реализация ограничена из-за возросшей опасности высокоэнергетических взрывчатых добавок.
Композитные модифицированные двухосновные топлива начинаются с двухосновного топлива нитроцеллюлозы/нитроглицерина в качестве связующего и добавляют твердые вещества (обычно перхлорат аммония (ПХА) и порошкообразный алюминий ), обычно используемые в композитных топливах. Перхлорат аммония восполняет дефицит кислорода, вызванный использованием нитроцеллюлозы , улучшая общий удельный импульс. Алюминий улучшает удельный импульс, а также стабильность горения. Высокоэффективные топлива, такие как NEPE-75, используемые в качестве топлива для БРПЛ Trident II D-5, заменяют большую часть ПХА на связанный с полиэтиленгликолем октоген , что еще больше увеличивает удельный импульс. Смешивание композитных и двухосновных компонентов топлива стало настолько распространенным, что размывает функциональное определение двухосновных топлив.
Одной из наиболее активных областей исследований твердого топлива является разработка высокоэнергетического топлива с минимальной сигнатурой с использованием нитроамина C 6 H 6 N 6 (NO 2 ) 6 CL-20 ( соединение China Lake № 20), который имеет на 14% большую энергию на единицу массы и на 20% большую плотность энергии, чем HMX. Новое топливо было успешно разработано и испытано в тактических ракетных двигателях. Топливо не загрязняет окружающую среду: не содержит кислот, твердых частиц и свинца. Оно также бездымное и имеет только слабый узор ударных ромбов, который виден в прозрачном выхлопе. Без яркого пламени и густого дымового следа, образующихся при сгорании алюминизированных топлив, эти бездымные топлива практически исключают риск выдачи позиций, с которых запускаются ракеты. Новое топливо CL-20 нечувствительно к ударам (класс опасности 1.3) в отличие от современных бездымных топлив HMX, которые обладают высокой детонационной способностью (класс опасности 1.1). CL-20 считается крупным прорывом в технологии твердого ракетного топлива, но пока не получило широкого распространения, поскольку его стоимость остается высокой. [28]
Электрические твердые ракетные топлива (ESP) представляют собой семейство высокопроизводительных пластизольных твердых ракетных топлив, которые могут воспламеняться и дросселироваться с помощью электрического тока. В отличие от обычных ракетных топлив, которые трудно контролировать и тушить, ESP могут надежно воспламеняться с точными интервалами и продолжительностью. Для них не требуются движущиеся части, а топливо нечувствительно к пламени или электрическим искрам. [36]
Твердотопливные ракетные двигатели можно купить для использования в ракетном моделировании ; они обычно представляют собой небольшие цилиндры с черным пороховым топливом со встроенным соплом и опционально небольшим зарядом, который активируется, когда топливо заканчивается после задержки по времени. Этот заряд может использоваться для запуска камеры или раскрытия парашюта . Без этого заряда и задержки двигатель может зажечь вторую ступень (только черный порох).
В ракетной технике средней и высокой мощности широко используются серийно выпускаемые двигатели APCP. Они могут быть спроектированы как одноразовые, так и перезаряжаемые. Эти двигатели доступны в импульсных диапазонах от «A» (1,26 Нс–2,50 Нс) до «O» (20,48 кНс–40,96 кНс) от нескольких производителей. Они производятся в стандартизированных диаметрах и различной длине в зависимости от требуемого импульса. Стандартные диаметры двигателей составляют 13, 18, 24, 29, 38, 54, 75, 98 и 150 миллиметров. Доступны различные формулы топлива для создания различных профилей тяги, а также специальных эффектов, таких как цветное пламя, дымовые следы или большое количество искр (создается путем добавления титановой губки в смесь).
Почти все ракеты-зонды используют твердотопливные двигатели.
Благодаря надежности, простоте хранения и обращения твердотопливные ракеты используются на ракетах и межконтинентальных баллистических ракетах.
Твердотопливные ракеты подходят для запуска небольших полезных грузов на орбитальные скорости, особенно если используются три или более ступеней. Многие из них основаны на перепрофилированных МБР.
Более крупные жидкотопливные орбитальные ракеты часто используют твердотопливные ускорители для получения достаточной начальной тяги для запуска полностью заправленной ракеты.
Твердое топливо также используется для некоторых верхних ступеней, в частности, Star 37 (иногда называемой верхней ступенью "Burner") и Star 48 (иногда называемой " Payload Assist Module ", или PAM), обе изначально производились компанией Thiokol , а сегодня — Northrop Grumman . Они используются для подъема больших полезных грузов на предполагаемые орбиты (например, спутников Глобальной системы позиционирования ) или меньших полезных грузов на межпланетные — или даже межзвездные — траектории. Другой твердотопливной верхней ступенью, используемой Space Shuttle и Titan IV , была инерциальная верхняя ступень (IUS), производимая Boeing .
Некоторые ракеты, такие как Antares (производства Northrop Grumman), имеют обязательные твердотопливные верхние ступени. Ракета Antares использует в качестве верхней ступени Castor 30 производства Northrop Grumman .
{{cite book}}: |work=проигнорировано ( помощь )CS1 maint: местоположение отсутствует издатель ( ссылка ) CS1 maint: несколько имен: список авторов ( ссылка )