+7 (495) 720-06-54
Пн-пт: с 9:00 до 21:00, сб-вс: 10:00-18:00
Мы принимаем он-лайн заказы 24 часа*
 

Ракетный двигатель как устроен: Принцип работы реактивного двигателя | КакУстроен.ру

0

Принцип работы реактивного двигателя | КакУстроен.ру


Кто придумал реактивный двигатель

Идею применения реактивной тяги для преодоления земного притяжения впервые довел до практической осуществимости в 1903 году российский ученый К. Э. Циолковский в своем труде «Исследование мировых пространств реактивными приборами». Опубликованная в «Научном обозрении» статья утвердила за ним репутацию мечтателя и не была воспринята всерьез. Константину Эдуардовичу потребовались годы трудов и смена политического строя, чтоб доказать свою правоту.

Сейчас много говорят о первенстве в этом вопросе одного из цареубийц Александра 2, революционера Кибальчича. Хотя его завещание и датировались 1881 годом, но к моменту выхода работы Константина Эдуардовича еще было погребено в тюремных архивах. К тому же это были лишь наброски, тогда как ученый сумел подвести надежный грунт под теорию уже в своих ранних работах.

Принцип действия реактивной силы

Если вам доводилось стрелять из огнестрельного оружия, или хотя бы наблюдать процесс со стороны, вы уже сталкивались с реактивной силой. Именно струя раскаленных газов, образовавшихся при сгорании пороха, отталкивает ствол назад. Чем больше количество заряда, тем круче отдача. А теперь представьте, что процесс воспламенения смеси постепенен и непрерывен. Получаем ракету с твердотопливным РД. Это самый простой вид двигателя, хорошо знакомый ракетомоделистам.

В качестве топлива в РДТТ сначала использовали дымный порох, более сложные варианты уже имеют основу в виде нитроцеллюлозы, растворенной в нитроглицерине. Топливом для небольших ракет выступает натриевая или калиевая селитра, смешанная с углеводами типа сахара или сорбита. Сделать такой движок можно самостоятельно, можно найти готовую модель и топливо в продаже. Большие твердотопливные двигатели использовались для запуска ракет, выводивших на орбиту шаттлы (характерный густой оранжевый дым при запуске ракеты дают именно такие двигатели), а также в военных целях для МБР. У них топливом выступает смесь полимерного горючего и перхлорат аммония как окислитель. Знаменитый «Тополь-М» основан именно на твердотопливных двигателях.

Твердотопливные двигатели относительно простые в конструкции, имеют нетоксичное топливо, надежные и пожаробезопасные, могут долго храниться, представляя собой стратегический арсенал. Однако удельный импульс у них небольшой, ими трудно управлять (включая не только направление тяги, но и запуск, а также остановку двигателя), а потому для космических полетов более предпочтительны ракетные двигатели на куда более эффективном жидком топливе.

Как работает реактивный двигатель




Разобравшись с реактивной силой, можно понять принцип работы реактивного двигателя. Рассмотрим классический вариант — жидкостный реактивный двигатель, или ЖРД, не претерпевший принципиальных изменений со времени его разработки Циолковским. Для создания толкающей струи или, как принято говорить, рабочего тела, в них применяют смесь топлива с окислителем.

Окислителем чаще всего выступает жидкий кислород или азотная кислота, как топливо применяют керосин. Современные криогенные ЖРД используют жидкий водород, при окислении кислородом позволяющий на 30% увеличить удельный импульс по сравнению с керосиново-кислородными. Кстати, идею применения водорода также предложил Циолковский в том же труде 1903 года, но чрезвычайная взрывоопасность и технически непреодолимые, на тот момент, трудности заставили искать другое топливо.

Поступающие из отдельных баков в рабочую камеру, компоненты превращаются в смесь, сгорающую с выделением колоссального количества тепла и давлением в десятки атмосфер. Окислитель вводится непосредственно в камеру. Топливо, проходя между сдвоенными, словно в термосе, стенками сопла и камеры, охлаждает их. Разогретое таким образом, оно впрыскивается многочисленными форсунками в зону горения. Сформированная соплом струя, вырываясь наружу, обеспечивает толкающий момент.

Почти паяльная лампа, только несколько сложнее. Ведь в предложенной схеме, не упоминаются различные компрессоры, создающие необходимое для впрыска давление, питающие их турбины, клапана и многие другие компоненты, без участия которых эксплуатация двигателя невозможна.

Несмотря на большое потребление топлива – приблизительно 1 кг смеси для подъема 200 кг груза, ЖРД продолжают использовать как основные маршевые двигатели ракетоносителей и маневровые для орбитальных станций и других космических аппаратов.

Виды ракетных двигателей

Самым экзотичным видом ракетных двигателей можно назвать электрореактивные, или плазменные движки. Принцип их действия основан не на поджигании топлива, а на использовании энергии выброса заряженного инертного газа (как правило, ксенона), который разгоняется с помощью электрического тока и магнитов. Удельный импульс у них небольшой, и на Земле они не применяются. Но зато для космических аппаратов, где масса двигателя имеет критическое значение, большая скорость выброса рабочего тела (а это означает его небольшой требуемый запас) и компактность двигателя сделало плазменный движок отличным вариантом для выполнения маневров и коррекции орбиты у малых спутников.

В авиации получили распространение другие виды РД – воздушные прямоточные и турбореактивные, но они имеют несколько иную конструкцию и рабочие характеристики.


Как устроен и работает жидкостно-реактивный двигатель. Ракетные двигатели

Как устроен и работает жидкостно-реактивный двигатель

Жидкостно-реактивные двигатели применяются в настоящее время в качестве двигателей для тяжелых ракетных снарядов противовоздушной обороны, дальних и стратосферных ракет, ракетных самолетов, ракетных авиабомб, воздушных торпед и т. д. Иногда ЖРД применяются и в качестве стартовых двигателей для облегчения взлета самолетов.

Имея в виду основное назначение ЖРД, мы ознакомимся с их устройством и работой на примерах двух двигателей: одного — для дальней или стратосферной ракеты, другого — для ракетного самолета. Эти конкретные двигатели далеко не во всем являются типичными и, конечно, уступают по своим данным новейшим двигателям этого типа, но все же являются во многом характерными и дают довольно ясное представление о современном жидкостно-реактивном двигателе.

ЖРД для дальней или стратосферной ракеты

Ракеты этого типа применялись либо в качестве дальнобойного сверхтяжелого снаряда, либо для исследования стратосферы. Для военных целей они были применены немцами для бомбардировки Лондона в 1944 г. Эти ракеты имели около тонны взрывчатого вещества и дальность полета около 300 км. При исследовании стратосферы головка ракеты вместо взрывчатки несет в себе различную исследовательскую аппаратуру и обычно имеет приспособление для отделения от ракеты и спуска на парашюте. Высота подъема ракеты 150–180 км.

Внешний вид такой ракеты представлен на фиг. 26, а ее разрез на фиг. 27. Фигуры людей, стоящих рядом с ракетой, дают представление о внушительных размерах ракеты: ее общая длина равна 14 м, диаметр около 1,7 м, а по оперению около 3,6 

м, вес снаряженной ракеты со взрывчаткой — 12,5 тонны.

Фиг. 26. Подготовка к запуску стратосферной ракеты.

Ракета движется с помощью жидкостно-реактивного двигателя, расположенного в ее задней части. Общий вид двигателя показан на фиг. 28. Двигатель работает на двухкомпонентном топливе — обычном винном (этиловом) спирте 75 %-ной крепости и жидком кислороде, которые хранятся в двух отдельных больших баках, как это показано на фиг. 27. Запас топлива на ракете — около 9 тонн, что составляет почти 3/4 общего веса ракеты, да и по объему топливные баки составляют большую часть всего объема ракеты. Несмотря на такое огромное количество топлива его хватает всего только на 1 минуту работы двигателя, так как двигатель расходует больше 125 кг топлива в секунду.

Фиг. 27. Разрез ракеты дальнего действия.

Количество обоих компонентов топлива, спирта и кислорода, рассчитывается так, чтобы они выгорали одновременно. Так как для сгорания 1 кг

спирта в данном случае расходуется около 1,3 кг кислорода, то бак для горючего вмещает примерно 3,8 тонны спирта, а бак для окислителя — около 5 тонн жидкого кислорода[11]. Таким образом даже в случае применения спирта, который требует для сгорания значительно меньше кислорода, чем бензин или керосин, заполнение обоих баков одним только горючим (спиртом) при использовании атмосферного кислорода увеличило бы продолжительность работы двигателя в два-три раза. Вот к чему приводит необходимость иметь окислитель на борту ракеты.

Фиг. 28. Двигатель ракеты.

Невольно возникает вопрос: как же ракета покрывает расстояние в 300 км, если двигатель работает всего только 1 минуту? Объяснение этому дает фиг. 33, на которой представлена траектория полета ракеты, а также указано изменение скорости вдоль траектории.

Запуск ракеты осуществляется после установки ее в вертикальное положение с помощью легкого пускового устройства, как это видно на фиг. 26. После запуска ракета вначале поднимается почти вертикально, а по истечении 10–12 секунд полета начинает отклоняться от вертикали и под действием рулей, управляемых гироскопами, движется по траектории, близкой к дуге окружности. Такой полет длится все время, пока работает двигатель, т. е. примерно в течение 60 сек.

Когда скорость достигает расчетной величины, приборы управления выключают двигатель; к этому моменту в баках ракеты почти не остается топлива. Высота ракеты к моменту окончания работы двигателя равняется 35–37 км, а ось ракеты составляет с горизонтом угол в 45° (этому положению ракеты соответствует точка А на фиг. 29).

Фиг. 29. Траектория полета дальней ракеты.

Такой угол возвышения обеспечивает максимальную дальность в последующем полете, когда ракета движется по инерции, подобно артиллерийскому снаряду, который вылетел бы из орудия, обрез ствола которого находится на высоте 35–37 км. Траектория дальнейшего полета близка к параболе, а общее время полета равно приблизительно 5 мин. Максимальная высота, которой достигает при этом ракета, составляет 95-100 

км, стратосферные же ракеты достигают значительно больших высот, более 150 км. На фотографиях, сделанных с этой высоты аппаратом, установленным на ракете, уже отчетливо видна шарообразность земли.

Интересно проследить, как изменяется скорость полета по траектории. К моменту выключения двигателя, т. е. после 60 секунд полета, скорость полета достигает наибольшего значения и равна примерно 5500 км/час, т. е. 1525 м/сек. Именно в этот момент мощность двигателя становится также наибольшей, достигая для некоторых ракет почти 600.000 л. с.! Дальше под воздействием силы тяжести скорость ракеты уменьшается, а после достижения наивысшей точки траектории по той же причине снова начинает расти до тех пор, пока ракета не войдет в плотные слои атмосферы. В течение всего полета, кроме самого начального участка — разгона, — скорость ракеты значительно превышает скорость звука, средняя скорость по всей траектории составляет примерно 3500 

км/час и даже на землю ракета падает со скоростью, в два с половиной раза превышающей скорость звука и равной 3000 км/час. Это значит, что мощный звук от полета ракеты доносится лишь после ее падения. Здесь уже не удастся уловить приближение ракеты с помощью звукоулавливателей, обычно применяющихся в авиации или морском флоте, для этого потребуются совсем другие методы. Такие методы основаны на применении вместо звука радиоволн. Ведь радиоволна распространяется со скоростью света — наибольшей скоростью, возможной на земле. Эта скорость, равная 300 000 км/сек, конечно, более чем достаточна, чтобы отметить приближение самой быстролетящей ракеты.

С большой скоростью полета ракет связана еще одна проблема. Дело в том, что при больших скоростях полета в атмосфере, вследствие торможения и сжатия воздуха, набегающего на ракету, температура ее корпуса сильно повышается. Расчет показывает, что температура стенок описанной выше ракеты должна достигать 1000–1100 °C. Испытания показали, правда, что в действительности эта температура значительно меньше из-за охлаждения стенок путем теплопроводности и излучения, но все же она достигает 600–700 °C, т. е. ракета нагревается до красного каления. С увеличением скорости полета ракеты температура ее стенок будет быстро расти и может стать серьезным препятствием для дальнейшего роста скорости полета. Вспомним, что метеориты (небесные камни), врывающиеся с огромной скоростью, до 100 км/сек, в пределы земной атмосферы, как правило, «сгорают», и то, что мы принимаем за падающий метеорит («падающую звезду») есть в действительности только сгусток раскаленных газов и воздуха, образующийся в результате движения метеорита с большой скоростью в атмосфере[12]. Поэтому полеты с весьма большими скоростями возможны лишь в верхних слоях атмосферы, где воздух разрежен, или за ее пределами. Чем ближе к земле, тем меньше допустимые скорости полета.

Фиг. 30. Схема устройства двигателя ракеты.

Схема двигателя ракеты представлена на фиг. 30. Обращает на себя внимание относительная простота этой схемы по сравнению с обычными поршневыми авиационными двигателями[13]; в особенности характерно для ЖРД почти полное отсутствие в силовой схеме двигателя движущихся частей. Основными элементами двигателя являются камера сгорания, реактивное сопло, парогазогенератор и турбонасосный агрегат для подачи топлива и система управления.

В камере сгорания происходит сгорание топлива, т. е. преобразование химической энергии топлива в тепловую, а в сопле — преобразование тепловой энергии продуктов сгорания в скоростную энергию струи газов, вытекающих из двигателя в атмосферу. Как изменяется состояние газов при течении их в двигателе показано на фиг. 31.

Давление в камере сгорания равно 20–21 ата, а температура достигает 2 700 °C[14]. Характерным для камеры сгорания является огромное количество тепла, которое выделяется в ней при сгорании в единицу времени или, как говорят, теплонапряженность камеры. В этом отношении камера сгорания ЖРД значительно превосходит все другие известные в технике топочные устройства (топки котлов, цилиндры двигателей внутреннего сгорания и другие). В данном случае в камере сгорания двигателя в секунду выделяется такое количество тепла, которое достаточно для того, чтобы вскипятить более 1,5 тонны ледяной воды! Чтобы камера сгорания при таком огромном количестве выделяющегося в ней тепла не вышла из строя, необходимо интенсивно охлаждать ее стенки, как, впрочем, и стенки сопла. Для этой цели, как это видно на фиг. 30, камера сгорания и сопло охлаждаются горючим — спиртом, который сначала омывает их стенки, а уже затем, подогретый, поступает в камеру сгорания. Эта система охлаждения, предложенная еще Циолковским, выгодна также и потому, что тепло, отведенное от стенок, не теряется и снова возвращается в камеру (такую систему охлаждения называют поэтому иногда регенеративной). Однако одного только наружного охлаждения стенок двигателя оказывается недостаточно, и для понижения температуры стенок одновременно применяется охлаждение их внутренней поверхности. Для этой цели стенки в ряде мест имеют небольшие сверления, расположенные в нескольких кольцевых поясах, так что через эти отверстия внутрь камеры и сопла поступает спирт (около 1/10 от общего его расхода). Холодная пленка этого спирта, текущего и испаряющегося на стенках, предохраняет их от непосредственного соприкосновения с пламенем факела и тем снижает температуру стенок. Несмотря на то, что температура газов, омывающих изнутри стенки, превышает 2500 °C, температура внутренней поверхности стенок, как показали испытания, не превышает 1 000 °C.

Камера сгорания Горловина сопла Выходное сечение сопла Диаметр, мм 950 403 735 Давление, кг/см2 21 11 1,03 Температура, °абс 3000 2700 1650 Скорость, м/сек 0 1000 2150

Фиг. 31. Изменение состояния газов в двигателе.

Топливо подается в камеру сгорания через 18 горелок-форкамер, расположенных на ее торцевой стенке. Кислород поступает внутрь форкамер через центральные форсунки, а спирт, выходящий из рубашки охлаждения, — через кольцо маленьких форсунок вокруг каждой форкамеры. Таким образом обеспечивается достаточно хорошее перемешивание топлива, необходимое для осуществления полного сгорания за то очень короткое время пока топливо находится в камере сгорания (сотые доли секунды).

Реактивное сопло двигателя изготовлено из стали. Его форма, как это хорошо видно на фиг. 30 и 31, представляет собой сначала сужающуюся, а потом расширяющуюся трубу (так называемое сопло Лаваля). Как указывалось ранее, такую же форму имеют сопла и пороховых ракетных двигателей. Чем объясняется такая форма сопла? Как известно, задачей сопла является обеспечение полного расширения газа с целью получения наибольшей скорости истечения. Для увеличения скорости течения газа по трубе ее сечение должно вначале постепенно уменьшаться, что имеет место и при течении жидкостей (например, воды). Скорость движения газа будет увеличиваться, однако, только до тех пор, пока она не станет равной скорости распространения звука в газе. Дальнейшее увеличение скорости в отличие от жидкости станет возможным только при расширении трубы; это отличие течения газа от течения жидкости связано с тем, что жидкость несжимаема, а объем газа при расширении сильно увеличивается. В горловине сопла, т. е. в наиболее узкой его части, скорость течения газа всегда равна скорости звука в газе, в нашем случае около 1000 м/сек. Скорость же истечения, т. е. скорость в выходном сечении сопла, равна 2100–2200 м/сек (таким образом удельная тяга составляет примерно, 220 кг сек/кг).

Подача топлива из баков в камеру сгорания двигателя осуществляется под давлением с помощью насосов, имеющих привод от турбины и скомпонованных вместе с нею в единый турбонасосный агрегат, как это видно на фиг. 30. В некоторых двигателях подача топлива осуществляется под давлением, которое создается в герметических топливных баках с помощью какого-либо инертного газа — например, азота, хранящегося под большим давлением в специальных баллонах. Такая система подачи проще насосной, но, при достаточно большой мощности двигателя, получается более тяжелой. Однако и при насосной подаче топлива в описываемом нами двигателе баки, как кислородный, так и спиртовой, находятся под некоторым избыточным давлением изнутри для облегчения работы насосов и предохранения баков от смятия. Это давление (1,2–1,5 ата) создается в спиртовом баке воздухом или азотом, в кислородном — парами испаряющегося кислорода.

Оба насоса — центробежного типа. Турбина, приводящая насосы, работает на парогазовой смеси, получающейся в результате разложения перекиси водорода в специальном парогазогенераторе. В этот парогазогенератор из особого бачка подается перманганат натрия, который является катализатором, ускоряющим разложение перекиси водорода. При запуске ракеты перекись водорода под давлением азота поступает в парогазогенератор, в котором начинается бурная реакция разложения перекиси с выделением паров воды и газообразного кислорода (это так называемая «холодная реакция», применяющаяся иногда и для создания тяги, в частности, в стартовых ЖРД). Парогазовая смесь, имеющая температуру около 400 °C и давление свыше 20 ата, поступает на колесо турбины и затем выбрасывается в атмосферу. Мощность турбины затрачивается полностью на привод обоих топливных насосов. Эта мощность не так уже мала — при 4000 об/мин колеса турбины она достигает почти 500 л. с.

Так как смесь кислорода со спиртом не является самореагирующим топливом, то для начала горения необходимо предусмотреть какую-либо систему зажигания. В двигателе воспламенение осуществляется с помощью специального запала, образующего факел пламени. Для этой цели применялся обычно пиротехнический запал (твердый воспламенитель типа пороха), реже использовался жидкий воспламенитель.

Запуск ракеты осуществляется следующим образом. Когда запальный факел поджигается, то открывают главные клапаны, через которые в камеру сгорания поступают самотеком из баков спирт и кислород. Управление всеми клапанами в двигателе осуществляется с помощью сжатого азота, хранящегося на ракете в батарее баллонов высокого давления. Когда начинается горение топлива, то находящийся на расстоянии наблюдатель с помощью электрического контакта включает подачу перекиси водорода в парогазогенератор. Начинает работать турбина, которая приводит насосы, подающие спирт и кислород в камеру сгорания. Тяга растет и когда она становится больше веса ракеты (12–13 тонн), то ракета взлетает. От момента зажигания запального факела до того, как двигатель разовьет полную тягу, проходит всего 7-10 секунд.

При запуске очень важно обеспечить строгий порядок поступления в камеру сгорания обоих компонентов топлива[15]. В этом заключается одна из важных задач системы управления и регулирования двигателя. Если в камере сгорания накапливается один из компонентов (поскольку задерживается поступление другого), то обычно вслед за этим происходит взрыв, при котором двигатель часто выходит из строя. Это, наряду со случайными перерывами в горении, является одной из наиболее частых причин катастроф при испытаниях ЖРД.

Обращает на себя внимание ничтожный вес двигателя по сравнению с развиваемой им тягой. При весе двигателя меньше 1000 кг тяга составляет 25 тонн, так что удельный вес двигателя, т. е. вес, приходящийся на единицу тяги, равен всего только Для сравнения укажем, что обычный поршневой авиационный двигатель, работающий на винт, имеет удельный вес 1–2 кг/кг, т. е. в несколько десятков раз больше. Важно также то, что удельный вес ЖРД не изменяется при изменении скорости полета, тогда как удельный вес поршневого двигателя быстро растет с ростом скорости.

ЖРД для ракетного самолета

Фиг. 32. Проект ЖРД с регулируемой тягой.

1 — передвижная игла; 2 — механизм передвижения иглы; 3 — подача горючего; 4 — подача окислителя.

Основное требование, предъявляемое к авиационному жидкостно-реактивному двигателю — возможность изменять развиваемую им тягу в соответствии с режимами полета самолета, вплоть до остановки и повторного запуска двигателя в полете. Наиболее простой и распространенный способ изменения тяги двигателя заключается в регулировании подачи топлива в камеру сгорания, вследствие чего изменяется давление в камере и тяга. Однако этот способ невыгоден, так как при уменьшении давления в камере сгорания, понижаемого в целях уменьшения тяги, уменьшается доля тепловой энергии топлива, переходящая в скоростную энергию струи. Это приводит к увеличению расхода топлива на 1 кг тяги, а следовательно, и на 1 л. с. мощности, т. е. двигатель при этом начинает работать менее экономично. Для уменьшения этого недостатка авиационные ЖРД часто имеют вместо одной от двух до четырех камер сгорания, что позволяет при работе на пониженной мощности выключать одну или несколько камер. Регулирование тяги изменением давления в камере, т. е. подачей топлива, сохраняется и в этом случае, но используется лишь в небольшом диапазоне до половины тяги отключаемой камеры. Наиболее выгодным способом регулирования тяги ЖРД было бы изменение проходного сечения его сопла при одновременном уменьшении подачи топлива, так как при этом уменьшение секундного количества вытекающих газов достигалось бы при сохранении неизменным давления в камере сгорания, а, значит, и скорости истечения. Такое регулирование проходного сечения сопла можно было бы осуществить, например, с помощью передвижной иглы специального профиля, как это показано на фиг. 32, изображающей проект ЖРД с регулируемой таким способом тягой.

На фиг. 33 представлен однокамерный авиационный ЖРД, а на фиг. 34 — такой же ЖРД, но с добавочной небольшой камерой, которая используется на крейсерском режиме полета, когда требуется небольшая тяга; основная камера при этом отключается совсем. На максимальном режиме работают обе камеры, причем большая развивает тягу в 1700 кг, а малая — 300 кг, так что общая тяга составляет 2000 кг. В остальном двигатели по конструкции аналогичны.

Двигатели, изображенные на фиг. 33 и 34, работают на самовоспламеняющемся топливе. Это топливо состоит из перекиси водорода в качестве окислителя и гидразин-гидрата[16] в качестве горючего, в весовом соотношении 3:1. Точнее, горючее представляет собой сложный состав, состоящий из гидразин-гидрата, метилового спирта и солей меди в качестве катализатора, обеспечивающего быстрое протекание реакции (применяются и другие катализаторы). Недостатком этого топлива является то, что оно вызывает коррозию частей двигателя.

Вес однокамерного двигателя составляет 160 кг, удельный вес равен  на килограмм тяги. Длина двигателя — 2,2 м. Давление в камере сгорания — около 20 ата. При работе на минимальной подаче топлива для получения наименьшей тяги, которая равна 100 кг, давление в камере сгорания уменьшается до 3 ата. Температура в камере сгорания достигает 2500 °C, скорость истечения газов около 2100 м/сек. Расход топлива равен 8 кг/сек, а удельный расход топлива составляет 15,3 кг топлива на 1 кг тяги в час.

Фиг. 33. Однокамерный ЖРД для ракетного самолета

Фиг. 34. Двухкамерный авиационный ЖРД.

Фиг. 35. Схема подачи топлива в авиационном ЖРД.

Схема подачи топлива в двигатель представлена на фиг. 35. Как и в двигателе ракеты, подача горючего и окислителя, хранящихся в отдельных баках, производится под давлением около 40 ата насосами, имеющими привод от турбинки. Общий вид турбонасосного агрегата показан на фиг. 36. Турбинка работает на паро-газовой смеси, которая, как и раньше, получается в результате разложения перекиси водорода в парогазогенераторе, который в этом случае наполнен твердым катализатором. Горючее до поступления в камеру сгорания охлаждает стенки сопла и камеры сгорания, циркулируя, в специальной охлаждающей рубашке. Изменение подачи топлива, необходимое для регулирования тяги двигателя в процессе полета, достигается изменением подачи перекиси водорода в парогазогенератор, что вызывает изменение оборотов турбинки. Максимальное число оборотов турбинки равно 17 200 об/мин. Запуск двигателя осуществляется с помощью электромотора, приводящего во вращение турбонасосный агрегат.

Фиг. 36. Турбонасосный агрегат авиационного ЖРД.

1 — шестерня привода от пускового электромотора; 2 — насос для окислителя; 3 — турбина; 4 — насос для горючего; 5 — выхлопной патрубок турбины.

На фиг. 37 показана схема установки однокамерного ЖРД в хвостовой части фюзеляжа одного из опытных ракетных самолетов.

Назначение самолетов с жидкостно-реактивными двигателями определяется свойствами ЖРД — большой тягой и, соответственно, большой мощностью на больших скоростях полета и больших высотах и малой экономичностью, т. е. большим расходом топлива. Поэтому ЖРД обычно устанавливаются на военных самолетах — истребителях-перехватчиках. Задача такого самолета — при получении сигнала о приближении самолетов противника быстро взлететь и набрать большую высоту, на которой обычно летят эти самолеты, а затем, используя свое преимущество в скорости полета, навязать противнику воздушный бой. Общая продолжительность полета самолета с жидкостно-реактивным двигателем определяется запасом топлива на самолете и составляет 10–15 минут[17], поэтому эти самолеты обычно могут совершать боевые операции лишь в районе своего аэродрома.

Фиг. 37. Схема установки ЖРД на самолете.

Фиг. 38. Ракетный истребитель (вид в трех проекциях)

На фиг. 38 показан истребитель-перехватчик с описанным выше ЖРД. Размеры этого самолета, как и других самолетов этого типа, обычно невелики. Полный вес самолета с топливом составляет 5100 кг; запаса топлива (свыше 2,5 тонны) хватает только на 4,5 минуты работы двигателя на полной мощности. Максимальная скорость полета — свыше 950 км/час; потолок самолета, т. е. максимальная высота, которой он может достигнуть, — 16 000 м. Скороподъемность самолета характеризуется тем, что за 1 минуту он может подняться с 6 до 12 км.

Фиг. 39. Устройство ракетного самолета.

На фиг. 39 показано устройство другого самолета с ЖРД; это — опытный самолет, построенный для достижения скорости полета, превышающей скорость звука (т. е. 1200 км/час у земли). На самолете, в задней части фюзеляжа, установлен ЖРД, имеющий четыре одинаковых камеры с общей тягой 2720 кг. Длина двигателя 1400 мм, максимальный диаметр 480 мм, вес 100 кг. Запас топлива на самолете, в качестве которого используются спирт и жидкий кислород, составляет 2360 л.

Фиг. 40. Четырехкамерный авиационный ЖРД.

Внешний вид этого двигателя показан на фиг. 40.

Другие области применения ЖРД

Наряду с основным применением ЖРД в качестве двигателей для дальних ракет и ракетных самолетов они применяются в настоящее время и в ряде других случаев.

Довольно широкое применение получили ЖРД в качестве двигателей тяжелых ракетных снарядов[18], подобных представленному на фиг. 41. Двигатель этого снаряда может служить примером простейшего ЖРД. Подача топлива (бензин и жидкий кислород) в камеру сгорания этого двигателя производится под давлением нейтрального газа (азота). На фиг. 42 показана схема тяжелой ракеты, применявшейся в качестве мощного зенитного снаряда; на схеме приведены габаритные размеры ракеты.

Применяются ЖРД и в качестве стартовых авиационных двигателей. В этом случае иногда используется низкотемпературная реакция разложения перекиси водорода, отчего такие двигатели называют «холодными».

Имеются случаи применения ЖРД в качестве ускорителей для самолетов, в частности, самолетов с турбореактивными двигателями. Насосы подачи топлива з этом случае приводятся иногда от вала турбореактивного двигателя.

ЖРД применяются наряду с пороховыми двигателями также для старта и разгона летающих аппаратов (или их моделей) с прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Как известно, эти двигатели развивают очень большую тягу при высоких скоростях полета, больших скорости звука, но вовсе не развивают тяги при взлете.

Наконец, следует упомянуть еще об одном применении ЖРД, имеющем место в последнее время. Для изучения поведения самолета при большой скорости полета, приближающейся к скорости звука и превышающей ее, требуется проведение серьезной и дорогостоящей исследовательской работы. В частности, требуется определение сопротивления крыльев самолета (профилей), которое обычно производится в специальных аэродинамических трубах. Для создания в таких трубах условий, соответствующих полету самолета на большой скорости, приходится иметь силовые установки очень большой мощности для привода вентиляторов, создающих поток в трубе. Вследствие этого сооружение и эксплоатация труб для проведения испытания при сверхзвуковых скоростях требуют огромных затрат.

В последнее время, наряду со строительством сверхзвуковых труб, задача исследования различных профилей крыльев скоростных самолетов, как, кстати сказать, и испытания прямоточных ВРД, решается также с помощью жидкостно-реактивных

Фиг. 41. Ракетный снаряд с ЖРД.

двигателей. По одному из этих способов исследуемый профиль устанавливается на дальней ракете с ЖРД, подобной описанной выше, и все показания приборов, измеряющих сопротивление профиля в полете, передаются на землю с помощью радио-телеметрических устройств.

Фиг. 42. Схема устройства мощного зенитного снаряда с ЖРД.

7 — боевая головка; 2 — баллон со сжатым азотом; 3 — бак с окислителем; 4 — бак с горючим; 5 — жидкостно-реактивный двигатель.

По другому способу сооружается специальная ракетная тележка, передвигающаяся по рельсам с помощью ЖРД. Результаты испытания профиля, установленного на такой тележке в особом весовом механизме, записываются специальными автоматическими приборами, расположенными также на тележке. Такая ракетная тележка показана на фиг. 43. Длина рельсового пути может достигать 2–3 км.

Фиг. 43. Ракетная тележка для испытания профилей крыльев самолета.

Как устроены ракетные двигатели (3 минуты чтения и все понятно) | Познавательная копилка: факты, мысли, юмор

Двигатели космических ракет тема широко обсуждаемая. Но не все читатели и комментаторы, в общем-то, представляют, как они устроены. Небольшой и короткий ликбез, да еще и с примерами.

РН Atlas и устройство РД-180

РН Atlas и устройство РД-180

Отличие от авиационных, автомобильных и других…

Их много. Но для целей этой статьи важно одно. Ракетным двигателям для работы нужно не только горючее, но и окислитель.

Нам кажется привычным – залил бензин (горючее) в бензобак и поехал. С ракетой так не получится. Автомобильные, авиационные, судовые и другие двигатели работают в условиях плотной кислородсодержащей (окислитель) атмосферы Земли.

Кислород, как известно, необходим для поддержания горения. Ракета плотные слои атмосферы преодолевает в течение короткой стадии полета, сразу же после старта. Поэтому, взять кислород для работы своих двигателей из атмосферы ракета она не может. И поэтому ее заправляют не только горючим, но и окислителем, как правило, кислородом.

Итак, ракетное топливо двухкомпонентное.

Само горючее, как правило это:

— керосин,

— метан (сжиженный),

— водород (сжиженный).

Окислитель:

— кислород (сжиженный).

Почему «окислитель»? Потому что горение, это и есть химическая реакция окисления, сопровождающаяся высокой скоростью реакций и выделением теплоты и света. (Кстати, образование ржавчины, тление и многие другие процессы также являются окислением, только не столь быстрым)

Есть топливные пары без кислорода. Например, гептил (горючее) – тетраоксид диазота (окислитель). Такая пара используется в двигателях ракет семейства «Протон». Гептил очень токсичен.

Идем дальше.

Виды движения в атмосфере

Может показаться, что с этого следовало начать статью. Может быть.

Чтобы добраться до космоса, «нужно пролететь атмосферу». Итак, есть несколько видов движения в атмосфере:

Баллистическое движение

Это движение тела в пространстве под действием внешних сил. Снаряды и пушечные ядра, боеголовки баллистических ракет и так далее – все это баллистическое движение. «Вагон-снаряд» отправленный на Луну французским писателем Жюлем Верном в научно-фантастическом романе «Из пушки на Луну», также.

Аэростатическое движение

Для создания подъемной силы используется заключенный в оболочке газ (или нагретый воздух) с плотностью меньшей, чем плотность окружающего воздуха.

Воздушные шары, аэростаты, дирижабли — все это летательные аппараты легче воздуха. Американская компания World View собиралась отправлять таким образом туристов в «ближний космос» (какой хороший маркетинговый термин), то есть на высоту 30 километров.

Аэродинамическое движение

Подъемная сила создается крылом самолета благодаря поступательному движению летательного аппарата, которое сообщает ему силовая установка — авиационный двигатель.

И наконец, Реактивное движение

Ракетные двигатели — это реактивные двигатели.

Под реактивным движением тела понимают такое движение, которое возникает при отделении от тела (ракеты) некоторой его части (горячие газы из сопла двигателя под высоким давлением) с определенной скоростью относительно него.

Таким образом, ракетный двигатель выбрасывает массу (горящее топливо) в одном направлении, а сам движется в противоположном. Процесс горения ускоряет массы топлива так, что они выходят из сопла ракеты на высокой скорости.

Это были принципы, теперь к устройству.

Начнем с простого

В жидкостных ракетных двигателях топливо и окислитель находятся в жидком состоянии в двух раздельных резервуарах. По трубопроводам они попадают в камеру сгорания. Здесь они перемешиваются и сгорают, создавая поток горячих газов с высокой скоростью и давлением. Эти газы проходят через сопло, которое еще больше их ускоряет, а после выходят, образуя реактивную тягу.

Кажется все просто? На самом деле нет!

Первая инженерная задача

Здесь и далее последовательность задач дана только для упрощения объяснения.

Ввиду высокой температуры горения, и значительного количества выделяемого тепла, даже малой его части достаточно для термического разрушения двигателя. Стенки камеры двигателя и сопло нужно охлаждать.

Но чем? Нужно максимально простое решение, чтобы не усложнять двигатель и не увеличивать его вес.

Самое распространенное: охлаждать одним из компонентов топлива, как правило, это горючее. В стенке камеры сгорания и верхней, наиболее нагреваемой части сопла создаются полости («рубашка охлаждения»), через которые перед поступлением в форсуночную головку камеры сгорания проходит горючее. Таким образом, холодная жидкость сначала циркулирует вокруг перегретых частей двигателя, чтобы охладить их, а затем попадает в камеру сгорания.

Компоненты топлива во многих случаях охлаждаются до более низких температур. Это позволяет повысить их плотность и поместить большее количество топлива в топливные баки. Даже керосин. Например, в Falcon 9 керосин охлаждается с 21 °C до −7 °C. Пр этом его плотность увеличивается на 2,5 %.

Вторая инженерная задача

Компоненты топлива сами в камеру сгорания не будут поступать. Нужны насосы. Они будут создавать высокое давление, чтобы преодолеть давление, которое создает в камере сгорания сжигаемое топливо.

Но нам снова, нужно чтобы двигатель и ракета были максимально простыми и легкими (насколько это можно). Решение нашлось. Часть топлива используется для работы насосов. Оно подается в небольшую камеру «предварительного» сгорания – газогенератор. Горячий газ из нее приводит в действие турбину, она – приводит в действие топливные насосы. Турбина одна. Насосов два – на одном валу.

Что дальше?

Что делать с топливом, которое прошло через газогенератор. Его после раскручивания турбины можно сбрасывать наружу. Именно так устроен двигатель Merlin (кислородно-керосиновый), используемый SpaceX на ракетах Falcon 9. Это, так называемая открытая схема.

Двигатель Merlin и его «выхлопная труба» – отводной патрубок для газов газогенератора / © SpaceX

Двигатель Merlin и его «выхлопная труба» – отводной патрубок для газов газогенератора / © SpaceX

Схема проста, но недостаточно эффективна. В создании тяги ракетного двигателя топливо, прошедшее через газогенератор, напрямую не участвует, а место в ракете занимает.

Можно его дожигать в камере сгорания. Как, например, в РД-180 (кислородно-керосиновый), который покупают у нас американцы для установки на первую ступень ракет семейства «Атлас» начиная с Atlas III.

Двигатель РД-180 это практически все самые известные космические миссии, которыми так гордится NASA: миссия к Плутону «Новые горизонты», миссия к Луне LRO и Марсу MRO, миссия к Юпитеру «Юнона», «Обсерватория солнечной динамики», «Марсианская научная лаборатория» (Curiosity), марсианский геолог и InSight, полет за грунтом астероида Бенну (OSIRIS-REx) аппарат для исследования атмосферы Марса MAVEN и многое другое.

Это схема называется закрытой. Горячий газ вначале вращает турбину турбонасосного агрегата, а затем подается в камеру сгорания, эффективно участвуя в создании тяги ракетного двигателя. Топливо не пропадает и полностью участвует в создании тяги. Такой двигатель гораздо сложнее. В двигателе закрытой схемы можно пропустить больше газа через турбонасосный агрегат, а значит, больше поднять давление в камере сгорания. Чем больше давление в камере сгорания, тем больше тяга. Высокое давление – большая эффективность двигателя.

Однако у него есть недостатки — высокая нагрузка на турбину двигателя, относительно высокие сложность и стоимость.

Зато двигатели Merlin имеющие низкое давление в камере сгорания достаточно просты в производстве и дешевы. Именно на них Илон Маск потеснил «Роскосмос» на рынке космических запусков и запустил в космос родстер Tesla.

Усложняем дальше

А еще можно все топливо пропускать через газогенератор . Такая схема называется полнопоточная закрытая. Мы делали такой двигатель в 60-х (РД-270), но в таких двигателях нужно два газогенератора и два турбонасосных агрегата, которые ведут в одну камеру сгорания и работают параллельно.

Однако в РД-270 наблюдались низкочастотные пульсации в газогенераторе и камере. Возникла проблема в синхронизации совместной работы двух турбонасосных агрегатов. Они пытались пересилить друг друга и стабилизировать их без помощи быстродействующего бортового компьютера не удалось. Но такого в то время еще не было.

В феврале этого года Илон Маск объявил результаты тестирования двигателя Raptor (кислородно-метановый). Его получат ракета Super Heavy и корабль Starship. По заявлениям Маска его характеристики лучше, чем у РД-180. Высокое давление в камере сгорания обеспечено именно полнопроточной закрытой схемой.

Открытая, закрытая, полнопоточная закрытая схема / © Википедия/Познавательная копилка

Открытая, закрытая, полнопоточная закрытая схема / © Википедия/Познавательная копилка

Можно ли лучше?

Если проект Маска будет успешен, нам нужно будет делать что-то еще лучшее. Возможно, развивать трехкомпонентные двигатели многократного использования. При запуске такой двигатель работал бы на паре кислород/керосин, а на больших высотах керосин заменялся бы водородом.

Использование в одном двигателе комбинации двух горючих – углеводородного, обладающего высокой плотностью, и водорода, обеспечивающего высокие значения удельного импульса, может расширить возможности ракет-носителей.

Такой подход, позволит создать одноступенчатую возвращаемую ракету-носитель и заметно удешевить космические запуски и в будущем.

Несколько пояснений

Здесь, как видно из примеров, раскрыта самая популярная классическая схема, которая массово используется для выведения в открытый космос космических аппаратов: жидкостный ракетный двигатель. Но это все, что можно рассказать за три минуты.

А в целом ракетные двигатели делятся на:

— химические,

— электрические,

— ядерные.

Химические ракетные двигатели бывают жидкостными и твердотопливными (ускорители космического челнока Space Shuttle, например).

Но есть еще и гибридные двигатели использующий компоненты ракетного топлива в разных агрегатных состояниях — жидком и твердом. Например, двигатель космического челнока SpaceShipOne работающий на полибутадиене (твердый) и закиси азота (жидкость).

Если статья была Вам полезна, поставьте «Лайк».

Мы уже знаем, о чем вам рассказать в следующий раз. Серия «Просто и понятно» только начинается. Подписывайтесь, ставьте лайки, поделитесь с друзьями в соцсетях, нам это очень важно.

Пока мы пишем новые статьи, почитайте что-нибудь еще здесь.

Как работает ядерный двигатель

Принцип работы реактивного двигателя очень прост: он переводит топливо в кинетическую энергию струи (закон сохранения энергии), за счёт направления этой струи ракета движется в пространстве (закон сохранения импульса). Важно понимать, что мы не можем разогнать ракету или самолёт до скорости большей, чем скорость истечения топлива — раскалённого газа, выбрасываемого назад.

Космический аппарат New Horizons

Что же отличает эффективный двигатель от неудачного или устаревшего аналога? Прежде всего то, сколько топлива потребуется двигателю, чтобы разогнать ракету до нужной скорости. Этот важнейший параметр ракетного двигателя называется удельный импульс, который определяется как отношение общего импульса к расходу топлива: чем больше этот показатель, тем эффективнее ракетный двигатель. Если ракета практически целиком состоит из топлива (это означает, что в ней нет места для полезного груза, предельный случай), удельный импульс можно считать равным скорости истечения топлива (рабочего тела) из ракетного сопла. Запуск ракеты — крайне дорогостоящее мероприятие, учитывается каждый грамм не только полезного груза, но и топлива, которое тоже весит и занимает место. Поэтому инженеры подбирают всё более и более активное горючее, единица которой давала бы максимальную отдачу, увеличивая удельный импульс.

Подавляющее большинство ракет в истории и современности было оборудовано двигателями, использующими химическую реакцию горения (окисления) топлива.

Они позволили достичь Луны, Венеры, Марса и даже планет дальнего пояса — Юпитера, Сатурна и Нептуна. Правда, космические экспедиции заняли месяцы и годы (автоматические станции Pioneer, Voyager, New Horizons и др.). Необходимо отметить, что все подобные ракеты расходуют значительную часть топлива для отрыва от Земли, и далее продолжают полёт по инерции с редкими моментами включения двигателя.

Космический аппарат Pioneer

Подобные двигатели подходят для вывода ракет на околоземную орбиту, но, чтобы её разогнать хотя бы до четверти скорости света, понадобится невероятное количество топлива (расчёты показывают, что нужно 103200 грамм топлива, при том, что масса нашей Галактики не более 1056 грамма). Очевидно, что для достижения ближайших планет, а тем более звёзд, нам необходимы достаточно большие скорости, обеспечить которые жидкотопливные ракеты не в состоянии.

Ядерные двигатели

С. В. Каплун

Ядерные двигатели

Введение

    Двигательные установки на борту транспортного средства предназначены для создания силы тяги или момента импульса. В последние десятилетия все большее внимание уделяется таким характеристикам как расход топлива и создаваемая тяга. Все большее внимание начинает уделяться разработкам ядерных двигателей на транспортных средствах. Одной из наиболее перспективных областей применения ядерных ракетных двигателей является космонавтика. В настоящее время для полетов на другие планеты, не говоря уж о звездах, применение жидкостных ракетных двигателей и твердотопливных ракетных двигателей становится все более невыгодным, хотя и было разработано множество ракетных двигателей.
    Таким образом, для достижения пилотируемыми экипажами даже ближайших планет необходимо развивать ракетоносители на двигателях, работающих на принципах, отличных от химических двигательных установок. Наиболее перспективными в этом плане являются электрические реактивные двигатели, лазерные реактивные двигатели и ядерные реактивные.

1. Силовые установки

    Ядерная силовая установка (ЯСУ) — это силовая установка, работающая на энергии цепной реакции деления ядра. ЯСУ состоит из ядерного реактора и паро- или газотурбинной установки, в которой тепловая энергия, выделяющаяся в реакторе, преобразуется в механическую или электрическую энергию. Преимуществами подобной установки являются неограниченная автономность передвижения (дальность хода), и большая мощность двигателей: и как следствие, возможность длительно использовать высокую скорость движения, транспортировать более тяжёлые грузы и способность работать в тяжёлых условиях.
    Основная сфера применения ЯСУ — морской флот: как надводный, так и подводный, также потенциально ЯСУ может быть использована в автомобильном, железнодорожном, авиационном и космическом транспортном средстве.


Рис. 1. Схема отсеков атомной подводной лодки проекта 949А «Антей»

    Атомный флот. Название атомохо́д (атомное судно) носят суда, использующие ядерную энергетическую установку в качестве двигателя. Различают атомоходы гражданские (атомные ледоколы, транспортные суда) и военные (авианосцы, подводные лодки, крейсеры, тяжёлые фрегаты). Первым в мире атомоходом является подводная лодка «Наутилус», построенная в 1954 году в США.
    Рассмотрим подробнее внутреннее строение атомной подводной лодки (АПЛ) на примере отечественной субмарины проекта 949А «Антей» (рис. 1). Для повышения живучести создатели продублировали многие важные компоненты этой АПЛ. Такие лодки получили по паре реакторов, турбин и винтов. Выход из строя одного из них, согласно задумке, не должен стать для лодки смертельным. Все 10 отсеков субмарины разделяют межотсечные переборки: они рассчитаны на давление в 10 атмосфер и сообщаются люками, которые можно герметизировать, если это необходимо.
    В пятом отсеке находится вырабатывающий энергию дизель-генератор. Тут же можно видеть электролизную установку для регенерации воздуха, компрессоры высокого давления, щит берегового питания, запасы дизтоплива и масла. Помещение 5-бис нужно для деконтаминации, т.е. удаления радиоактивных веществ с поверхностей и снижении уровня загрязнения радиоактивными веществами членов экипажа, которые работали в отсеке с реакторами.
    Шестой отсек, находится в самом центре АПЛ. Он имеет особую важность, ведь именно здесь находятся два ядерных реактора мощностью по 190 МВт. Реактор относится к серии ОК-650 – это серия водо-водяных ядерных реакторов на тепловых нейтронах. Роль ядерного топлива исполняет высокообогащенная по 235U двуокись урана. Отсек имеет объем 641 м³. Над реактором находятся два коридора, позволяющие попасть в другие части АПЛ. 
    Атомным подводным флотом обладают шесть стран: США, Россия, Великобритания, Франция, Китай и Индия, имеющие суммарно более ста АПЛ на вооружении. Гражданским атомным флотом располагает Россия. В него входят два атомных ледокола типа Арктика с двухреакторной ядерной энергетической установкой мощностью 75 тысяч лошадиных сил и два ледокола типа Таймыр с однореакторной установкой мощностью 40 тысяч лошадиных сил, а также атомный лихтеровоз. Россия является мировым лидером в применении атомного ледокольного флота в морях Арктики и неарктических замерзающих морях. В первую очередь это транзитная навигация по трассам Северного морского пути, имеющем исключительно важное экономическое значение как на национальном, так и на международном уровне.
    Неудавшиеся проекты применения ЯСУ. В силу трудностей при использовании ядерной силовой установки не все проекты по её применению могли быть осуществлены. Например, атомовоз — автономный локомотив, приводимый в движение за счёт использования атомной энергии разрабатывался в середине 20-го века, как и атомолёт, но из-за множества нерешённых проблем, в том числе с обеспечением безопасности, проекты были закрыты.

2. Ядерные ракетные двигатели (ЯРД)

    Ракетный двигатель является единственным почти освоенным способом вывода полезной нагрузки на орбиту Земли [1, 3]. За счёт преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи реактивного тела в ракетном двигателе возникает сила тяги. Классификацию ракетных двигателей можно провести по виду энергии, которая преобразуется в кинетическую энергию реактивной струи. Различают такие виды, как химические, ядерные и электрические ракетные двигатели.
    Показателем эффективности ракетного двигателя является удельный импульс (иногда применяется термин «удельная тяга») — отношение количества движения, получаемого ракетным двигателем, к массе израсходованного рабочего тела. Размерность удельного импульса совпадает с размерностью скорости, то есть м/с. Теоретически (при условии равенства давления окружающей среды и давления газов в срезе сопла) удельный импульс равен скорости истечения рабочего тела из сопла, но фактически может от неё отличаться.
    История создания ЯРД. Ядерный ракетный двигатель вырабатывает энергию не при сгорании топлива, как в химическом РД, а в результате нагревания рабочего тела энергией ядерных реакций. Традиционный двигатель этого типа состоит из нагревательной камеры с ядерным реактором, как источником тепла, системы подачи рабочего тела, и сопла. Рабочее тело (в большинстве случаев — водород) — подаётся из бака в активную зону реактора, где, проходя через нагретые реакцией ядерного распада каналы, разогревается до высоких температур и затем выбрасывается через сопло, создавая реактивную тягу.
    Конструкция и принцип работы ЯРД были разработаны еще в 50-х годах. Уже в 70-х годах в США и СССР были готовы экспериментальные образцы, которые успешно проходили испытания. Твердофазный советский двигатель РД-0410 с тягой в 3.6 тонны испытывался на стендовой базе, а американский реактор «NERVA» по плану должен был быть установлен на ракету «Сатурн V», однако спонсирование лунной программы было остановлено. Параллельно велись работы и над созданием газофазных ЯРД.


Рис. 2. Модель американского двигателя «Nerva»

2.1. Устройство и принцип действия ЯРД.

    Ядерные ракетные двигатели бывают газофазными, жидкофазными и твердофазными в зависимости от агрегатного состояния ядерного топлива. Также они могут подразделяться на жидкостные и импульсно-взрывные. Жидкостные ядерные ракетные двигатели используют нагрев жидкого рабочего тела в нагревательной камере от ядерного реактора и вывод газа через сопло, а импульсно-взрывные основаны на создании ядерных взрывов малой мощности через равные промежутки времени.
    ТЯРД может использовать различные виды термоядерных реакций в зависимости от вида применяемого топлива. В частности, на настоящее время принципиально осуществимы следующие типы реакций:

Реакция дейтерий + тритий (топливо D-T)

2H + 3H = 4He + n + 17.6 МэВ

    Такая реакция наиболее легко осуществима с точки зрения современных технологий, даёт значительный выход энергии, топливные компоненты относительно дёшевы. Недостаток её — весьма большой выход нежелательной (и бесполезной для прямого создания тяги) нейтронной радиации, уносящей большую часть выходной энергии реакции и, как следствие, резко снижающей КПД двигателя. Тритий радиоактивен, период его полураспада около 12 лет, то есть долговременное хранение трития невозможно. В то же время, возможно окружить дейтериево-тритиевый реактор оболочкой, содержащей литий: последний, в результате облучения нейтронным потоком, превращается в тритий, что приводит к замыканию топливного цикла, поскольку реактор работает в режиме размножителя (бридера). Таким образом, топливом для D-T-реактора фактически служат дейтерий и литий.

Реакция дейтерий + гелий-3

2H + 3He = 4He + p + 18.3 МэВ

    Условия её достижения значительно сложнее. Гелий-3, кроме того, редкий и чрезвычайно дорогой изотоп. В промышленных масштабах на настоящее время не производится. Кроме того, что энергетический выход этой реакции выше, чем у D-T-реакции, она имеет следующие дополнительные преимущества:

  • Сниженный нейтронный поток (реакцию можно отнести к «безнейтронным»),
  • Меньшая масса радиационной защиты,
  • Меньшая масса магнитных катушек реактора.

    При реакции D-3He в форме нейтронов выделяется всего около 5% мощности (против 80% для D-T). Около 20% выделяется в форме рентгеновского излучения. Вся остальная энергия может быть непосредственно использована для создания реактивной тяги. Таким образом, реакция D-3He намного более перспективна для применения в реакторе ТЯРД.

Другие виды реакций

    Реакции между ядрами дейтерия (D-D, монотопливо):

2H + 2H → 3He + n + 3.3 МэВ,

2H + 2H →> 3H + p + 4 МэВ.

Нейтронный выход в данном случае весьма значителен.
    Возможны и некоторые другие типы реакций:

p + 6Li → 4He (1.7 MeV) + 3He (2.3 MэВ)

3He + 6Li → 24He + p + 16.9 MэВ

p + 11B → 34He + 8.7 MэВ


Рис.3 Строение жидкофазного ядерного двигателя

    Рабочее тело, контактируя с ТВЭЛом, поглощает энергию и нагревается, увеличивается в объеме, после чего выходит через сопло двигателя под высоким давлением.
    Принцип работы жидкофазного ЯРД и его устройство аналогично твердофазным, только топливо находится в жидком состоянии, что позволяет увеличить температуру, а значит и тягу.
    Газофазные ЯРД работают на топливе в газообразном состоянии. Газообразное топливо может удерживаться в корпусе электрическим полем или же находится в герметичной прозрачной колбе – ядерной лампе. В первом случае возникает контакт рабочего тела с топливом, а также частичная утечка последнего, поэтому кроме основной массы топлива в двигателе должен быть предусмотрен его запас для периодического пополнения. В случае с ядерной лампой утечки не происходит, а топливо полностью изолировано от потока рабочего тела.

2.2 Ядерный импульсный двигатель

    В основе импульсного двигателя для космического аппарата лежит концепция атомного взрыва. Атомные заряды мощностью примерно в килотонну  на этапе взлёта должны были взрываться со скоростью один заряд в секунду. Ударная волна — расширяющееся плазменное облако — должна была приниматься «толкателем» — мощным металлическим диском с теплозащитным покрытием, и, потом, отразившись от него, создать реактивную тягу. Импульс, принятый плитой толкателя, через элементы конструкции передавался кораблю. Затем, когда высота и скорость вырастут, частоту взрывов можно было уменьшить. При взлёте корабль должен был лететь строго вертикально, с целью минимизировать площадь радиоактивного загрязнения атмосферы.
    В США были проведены несколько испытаний модели летательного аппарата с импульсным приводом (для взрывов использовалась обычная химическая взрывчатка). Получены положительные результаты о принципиальной возможности управляемого полёта аппарата с импульсным двигателем.
    В США космические разработки с использованием импульсных ядерных ракетных двигателей осуществлялись с 1958 по 1965 год в рамках проекта «Орион» компанией «General Atomics») по заказу ВВС США. Программа развития проекта «Орион» была рассчитана на 12 лет. Однако приоритеты изменились, и в 1965 году проект был закрыт.
    В СССР аналогичный проект разрабатывался в 1950—70-х годах. Основной проблемой была прочность экрана-толкателя, который не выдерживал огромных тепловых нагрузок от близких ядерных взрывов. Вместе с тем были предложены несколько технических решений, позволяющих разработать конструкцию плиты-толкателя с достаточным ресурсом. Проект не был завершён.
    Реальных испытаний импульсного ЯРД с подрывом ядерных устройств не проводилось.

2.3 Другие разработки

    В 1960-х годах США были на пути к Луне. Менее известным является тот факт, что на полигоне Невады учёные работали над одним амбициозным проектом — полётом на Марс на ядерных двигателях. Проект был назван NERVA. В январе 1965 года были произведены испытания ядерного ракетного двигателя под кодовым названием «КИВИ» (KIWI). При испытаниях реактору ЯРД специально позволили перегреться. При температуре в 4000 °C реактор взорвался. Пять месяцев спустя произошла настоящая авария, когда перегрелся ядерный двигатель другой сборки, который носил кодовое название Феб (Phoebus).
    Также в США разрабатывался ядерный ракетный двигатель прямоточной конструкции в рамках проекта Pluto (рис. 4). Американцы сумели создать два прототипа нового двигателя — Tory-IIA и Tory-IIC, на которых даже производились включения реакторов. Мощность установки должна была составить 600 мегаватт.


Рис. 4. Прототип двигателя в рамках проекта Pluto

    Двигатели, разработанные в рамках проекта Pluto, планировалось устанавливать на крылатые ракеты, которые в 1950-х годах создавались под обозначением SLAM (Supersonic Low Altitude Missile (сверхзвуковая маловысотная ракета)). Планировалось построить ракету длиной 26.8 метра, диаметром три метра, и массой в 28 тонн. В корпусе ракеты должен был располагаться ядерный боезаряд, а также ядерная двигательная установка, имеющая длину 1.6 метра и диаметр 1.5 метра. На фоне других размеров установка выглядела весьма компактной, что и объясняет её прямоточный принцип работы.
    Разработчики полагали, что, благодаря ядерному двигателю, дальность полета ракеты SLAM составит, по меньшей мере, 182 тысячи километров.
    В 1964 году министерство обороны США проект закрыло. Официальной причиной послужило то, что в полете крылатая ракета с ядерным двигателем слишком сильно загрязняет все вокруг. Но в действительности причина состояла в значительных затратах на обслуживание таких ракет, тем более к тому времени бурно развивалось ракетостроение на основе жидкостных реактивных ракетных двигателей, обслуживание которых было значительно дешевле.


Рис. 5.  Двигатель РД-0410

    СССР оставался верной идеи создания ЯРД прямоточной конструкции значительно дольше, чем США, закрыв проект только в 1985 году. Но и результаты получились значительно весомее. Так, первый и единственный советский ядерный ракетный двигатель был разработан в конструкторском бюро «Химавтоматика», Воронеж. Это РД-0410 (Индекс ГРАУ — 11Б91, известен также как «Ирбит» и «ИР-100»).
    В РД-0410 (рис. 5) был применён гетерогенный реактор на тепловых нейтронах, замедлителем служил гидрид циркония, отражатели нейтронов были выполнены из бериллия, в качестве ядерного топлива служил материал на основе карбидов урана и вольфрама, с обогащенный изотопом 235U до концентрации около 80 %.
    Конструкция включала в себя 37 тепловыделяющих сборок, покрытых теплоизоляцией, отделявшей их от замедлителя. Проектом предусматривалось, что поток водорода вначале проходил через отражатель и замедлитель, поддерживая их температуру на уровне комнатной, а затем поступал в активную зону, где охлаждал тепловыделяющие сборки, достигая при этом температур до 3100 К. На стенде и отражатель, и замедлитель охлаждались отдельным потоком водорода.
    Реактор прошёл значительную серию испытаний, но ни разу не испытывался на полную длительность работы. Однако вне реакторные узлы были отработаны полностью.

Технические характеристики РД 0410 [9]:

  • Тяга в пустоте: 3,59 тс (35,2 кН)
  • Тепловая мощность реактора: 196 МВт
  • Удельный импульс тяги в пустоте: 910 кгс·с/кг (8927 м/с)
  • Число включений: 10
  • Ресурс работы: 1 час
  • Компоненты топлива: рабочее тело — жидкий водород, вспомогательное вещество — гептан
  • Масса с радиационной защитой: 2 тонны
  • Габариты двигателя: высота 3,5 м, диаметр 1,6 м.
    Относительно небольшие габаритные размеры и вес, высокая температура ядерного топлива (3100 K) при эффективной системе охлаждения потоком водорода свидетельствует о том, что РД-0410 является почти идеальным прототипом ЯРД для современных крылатых ракет. А, учитывая современные технологии получения самоостанавливающегося ядерного топлива, увеличение ресурса с часа до нескольких часов является вполне реальной задачей.
    Также в настоящее время ведется разработка ядерной электродвигательной установки — двигательной установки космического аппарата, включающая в себя комплекс бортовых систем, таких как: электрический ракетный двигатель, система электропитания, обеспечиваемого ядерным реактором, система хранения и подачи рабочего тела, система автоматического управления.

3. Проблема межпланетных полетов

3.1 Использование гравитационного маневра при полете к Марсу

Рассмотрим изменение характеристической скорости при полёте с околоземной круговой (опорной) орбиты к Марсу с использованием гравитационного манёвра у Луны [7].


Рис. 6. Эллиптическая орбита Гомана

    Для перехода с круговой орбиты Земли вокруг Солнца на эллиптическую орбиту перелёта к Марсу (орбиту Гомана) необходима дополнительная характеристическая скорость (рис. 6) [8]:

где Vкр1 – первая (круговая) скорость относительно Солнца на орбите Земли, R1 – радиус орбиты Земли, R2 – радиус орбиты Марса.
    Но, чтобы выйти на круговую орбиту Земли вокруг Солнца, нужно выйти из сферы притяжения Земли, т.е. получить вторую космическую (параболическую) Vпар01 = √2Vкр01 скорость относительно Земли. Следовательно, мы должны дать космическому аппарату такую кинетическую энергию на околоземной круговой орбите, что бы её хватило на выход из сферы притяжения Земли и переход на эллиптическую орбиту перелёта к Марсу (рис. 7)


Рис. 7. 1 – Орбита Земли вокруг Солнца, 2 – Эллиптическая орбита Гомана

Здесь V1 – скорость отлёта из неподвижной относительно Земли точки, расположенной на круговой околоземной орбите. Учитывая, что мы уже движемся по этой орбите с круговой скоростью, для окончательной скорости отлёта к Марсу требуется скорость

    Аналогично для перехода с эллиптической орбиты на орбиту вокруг Марса имеем

где

Здесь – первая (круговая) скорость относительно Марса, – первая (круговая) скорость на орбите Земли (рис. 6), – первая (круговая) скорость на орбите Марса (рис. 6), – первая (круговая) скорость относительно Земли, μ = GM – произведение массы тела M на гравитационную постоянную G. Значения параметра μ для Солнца, Земли и Марса
μс = 1.327·1020 м32, μз = 3.99·1014 м32, μмар = 4.228·1013 м32

    С учётом дополнительных затрат на управление и ориентацию (добавляем 5%) получим полную характеристическую скорость:

Vхар1 = 1.05·(ΔVз + ΔVмар).

    Если использовать гравитационный манёвр, то характеристическая скорость уменьшится

Vхар2 = Vхар1 –   ΔVграв

    Соответственно выигрыш в скорости составит

    Проведём расчёт характеристической скорости с учетом следующих значений радиусов орбит движения Земли и Марса вокруг Солнца:

R1 = 1.5·1011 м,  R2 = 2.28·1011 м,

а также примем значения радиусов околоземной орбиты и орбиты около Марса

R01 = 6.8·106 м,  R02 = 3.4·106 м

    Максимальная скорость, которую мы можем получить при использовании гравитационного маневра у Луны, равняется:

    ΔVграв = 1680 м/с

Тогда имеем

  ΔVз = 3561 м/с,    ΔVмар = 2133 м/с,
ΔVхар1 = 5979 м/с,    ΔVхар2 = 4379 м/с.

Выигрыш в скорости при использовании гравитационного маневра

 ΔV% = 26.8%.

При дальнейших расчетах будем использовать значение скорости ΔVхар2 так как это позволяет нам сэкономить топливо.

3.2 Время полета к Марсу по орбите Гомана

    Также необходимо рассчитать время полета к Марсу по выбранной нами траектории. Для этого используем формулы [8]:

Тогда время полета составит: Т ≈ 260 суток.

3.3 Сравнение затрат топлива жидкостного (Ж) и твердофазного ядерного (ТЯ) ракетного двигателя при полете к Марсу

    Для нахождения массы топлива используем формулу К. Э. Циолковского [3]:

Vхар2 = Vк – V0 = Wln(1 + Mт/Mк),

где Mт − масса топлива, Mк − конечная масса ракеты (без топлива), Vк − конечная скорость полета, V0 − начальная скорость, W − скорость истечения газов из двигателя.
Обозначим:

    

Тогда

Здесь: kТО – весовой коэффициент топливного отсека, kсу – весовой коэффициент системы управления, kду – весовой коэффициент двигательной установки, n – коэффициент перегрузки, g0 – ускорение силы тяжести,Mпг – масса полезного груза. Также можно рассчитать какой процент топлива мы сэкономим при использовании ТЯРД по формуле:

Произведем расчеты при следующих параметрах для ЖРД и ЯРД:

ЖРД:   W = 4599 м/с, kду = 0.001,  kсу = 0.01,    kТО = 0.1
ЯРД:   W = 9000 м/с, kду = 0.01,  kсу = 0.01,    kТО = 0.1
n = 1, g = 9.81 мс-2,  Mпг = 128000 кг

Тогда имеем: Dж = 1.65,  Dя = 0.63,  Mж = 269903 кг, Mя = 105994 кг

    Соответствующая экономия топлива составит ΔM = 69.7%.
    Таким образом, использование гравитационного маневра у Луны дает значительный выигрыш в скорости, также следует отметить преимущество использования ТЯРД перед ЖРД.

Заключение

    Преимущество, заключающееся в высоком показателе удельного импульса ядерных ракетных двигателей по сравнению с химическими, очевидно. Для твердофазных моделей величина удельного импульса составляет 8000-9000 м/с, для жидкофазных – 14000 м/с, для газофазных – 30000 м/с. Однако, когда речь идет о ядерном топливе, никогда не следует забывать о пагубном воздействии на экологию нашей планеты. Так и в случае с ядерными ракетными двигателями необходимо учитывать загрязнение атмосферы Земли. Поэтому, несмотря на существование действующих моделей ядерных ракетных двигателей, пока ни один из них так и не был задействован вне лабораторий или научных баз. Потенциал таких двигателей высочайший, однако, и риск, связанный с их использованием, тоже немалый, так что пока они существуют только в проектах.

Литература
  1. Новый политехнический словарь / Гл. ред. А.Ю. Ишлинский. — М.: Большая Российская энциклопедия, 2000. 
  2. Рылев Ю. 6000 изобретений XX и XXI веков, изменившие мир. М.: Эксмо. 2017.
  3. Космонавтика: Энциклопедия. М.: Сов. Энциклопедия, 1985
  4. Феодосьев В.И. Основы техники ракетного полета. М.: Наука, 1979.
  5. Свободная интернет-энциклопедия Википедия.
  6. Дорофеев А.А. Основы теории тепловых ракетных двигателей. М.: Изд. МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2014.
  7. Руппе Г. Введение в астронавтику.- М.: Наука, 1970.
  8. Фертрегт М. Основы космонавтики.- М.: Просвещение, 1969.
  9. КБ Химавтоматика. Перспективные космические аппараты. Интернет-ресурс: http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=11&prod=66

 

Сверхлегкая ракета — двигатель на батарейках

07.07.2020

В обход идти, понятно, не очень-то легко,
довольно неприятно и очень далеко
Айболит 66 

Продолжение, начало — статьи 1, 2, 3, 4, 5, 6

В первой, второй и третьей публикациях цикла было рассказано о потенциальном рынке сверхлегких ракет-носителей (СЛРН). В четвертой и пятой статьях были рассмотрены некоторые нетрадиционные решения, которые пытались применять в проектах СЛРН. В шестой статье рассмотрены широкодиапазонные двигатели. В настоящей статье изучается вопрос замены турбонасосного агрегата (ТНА) на электрический привод насосов (ЭН) с питанием от аккумуляторных батарей (АКБ). Статья скучноватая, картинок мало, но полезная, ссылок много.

Зачем ракете батарейки

Единственный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) с ЭН, слетавший в космос, это Резерфорд (Rutherford) ракеты RocketLab Electron (рис.1-а). Он оснащен раздельным приводом насосов горючего и окислителя, что позволяет гибко дросселировать его мощность. Но такая схема не является обязательной, привод может быть и общим (рис.1-б). Обзор ЖРД Rutherford приведен в статьях [1],[2]. Каждый ЖРД снабжен двумя гидроцилиндрами (синие на рис.1-а), которые позволяют качать его по двум осям, обеспечивая таким образом управление ракетой. Питание ЭН осуществляется от АКБ. Следует отметить, что АКБ давно и широко применяются на ракетах-носителях (РН) и космических аппаратах [3], но для питания электрических приводов насосов ЖРД они использованы на СЛРН Electron впервые.


Рисунок 1 - ЖРД Rutherford с индивидуальным электрическим приводом насоса окислителя и горючего (а) и альтернативная схема с насосами на одном валу и приводом от общего электрического двигателя

Основной причиной, почему в ракете Electron применены ЭН, является недоступность на рынке коммерческих ТНА. Лидер в области разработки и производства ТНА фирма Barber&Nichols [4] фактически является единственной, кто поставляет ТНА отдельно от ЖРД. Однако она не выпускает ТНА для ЖРД малой тяги. Насосы же и высокооборотные электрические двигатели являются серийной коммерческой продукцией, доступной на рынке, АКБ используются особые, но они тоже серийные.

Пожалуй, единственным подходящим по размерности для СЛРН является ТНА водородного воздушно-реактивного двигателя НК-88, устанавливавшегося в конце 80-х годов на экспериментальный самолёт Ту-155. Данный ТНА при частоте вращения 50 тыс. об/мин может использоваться на водородном НК-88, а при 20 тыс. об/мин – на метановом НК-89. Ценой немалых переделок этот ТНА можно приспособить для метанового ЖРД тягой 1,5 — 2,2 тс [5],[6].

АКБ — революция закончилась

Химические источники тока основаны на окислительно-восстановительной реакции между элементами.

Литий-ионные батареи – лучший выбор при времени работы до 5 мин. Литий является металлом с предельными характеристиками: самой низкой массой, самым низким электродным потенциалом (–3,05 В) и самой высокой токовой нагрузкой (3,83 А·ч/г). Литий-ионные аккумуляторы появились на рынке в начале 90-х годов, история их создания изложена в статье [7], а разновидности и перспективны развития – в статье [8]. Возможность применения литий-ионных АКБ для питания ЭН ЖРД рассмотрена в работе [9]. Показано, что необходимо учитывать одновременно два параметра: удельную емкость E/m и удельную мощность P/m (m-масса элемента). Кроме того, важен ток разрядки, т.е. то, как быстро батарея может отдать накопленную энергию (C-rate), т.к. вращение электродвигателя зависит от силы тока. Емкость по току измеряется в С=ампер·час. В настоящее время на литий-ионных серийных АКБ одновременно достигнуты E/m =220 Вт·ч/кг и P/m=2 кВт/кг, полная картина сочетания этих параметров представлена на рисунке 2.


Рисунок 2 — Характеристики современных АКБ различных типов

В отдельных тестах достигнуты удельная энергоемкость литий-ионных элементов порядка 1,5 кВт·ч/кг и рекордный ток 20 кА/кг массы электродов [10]. Их гибриды с литий-оксидными Li-Ο2 (которые сами по себе недостаточно мощные, но теоретически могут обладать рекордной емкостью до 5 кВт·ч/кг [11]) лидируют среди перспективных аналогов по обоим параметрам [12], но внедрены они могут быть не ранее, чем в течение 10 лет. Это связано с тем, что подача кислорода воздуха в ячейку, содержащую легко воспламеняющийся литий, требует сложных технологических решений, кроме того, имеются проблемы с электродами с высокой плотностью тока. С применением новых материалов анода, например, кремния, можно ожидать дальнейшего прогресса, однако этому препятствуют трудности: разрушение и разуплотнение элементов кремниевого слоя, а также рост литиевых дендритов через электролит.

На режимах высоких нагрузок литиевые батареи начинают перегреваться. Например, на токе 15С (характерный ток разрядки АКБ в ЖРД с ЭН) литий-ионные элементы выходят из строя за 600 с [13]. Также, в условиях стратосферы при нагреве может закипеть растворитель электролита, т.к. ячейки не защищены от падения давления и начинают разбухать. Безопасной считается эксплуатация АКБ при температуре элементов ниже 100°С, иначе могут инициироваться экзотермические реакции [14]. Максимум отдачи энергии наблюдается при температуре 35-41ºС. В сухих сборках без принудительного охлаждения теплоотвод осуществляется медленнее в несколько раз, поэтому высокомощные сборки элементов требуется защищать от перегрева даже для длительности пуска 150-200 с. Ожидается, что контроль температуры батарей хладагентом поможет на 20% повысить их энергоотдачу.

Литий-серные батареи имеют отличные показатели удельной энергии (до 1,6 кВт·ч/кг для малых токов разряда), поэтому их можно рассматривать при длительности работы от 10 мин. Напомним, у СЛРН Electron время работы первой ступени – 2,5 мин, второй ступени – 6,5 мин, т.е. применение литий-серных АКБ потребует изменения траектории выведения на более пологую, что попутно уменьшит гравитационные потери. В литий-серных батареях используются различные степени окисления серы в составе полисульфид-иона, что, вероятно, позволяет достигать множества стабильных промежуточных состояний серного электрода. Максимальный задокументированный ток разряда в лабораторных условиях – 3С для удельной энергии порядка 1 кВт·ч/кг [15].

Другие авторы полагают, что у потенциально реализуемых изделий ток разряда не превысит 0,2С [16]. В работе [17] для литий-серных АКБ приняты следующие параметры: 1,2 кВт/кг и 350 Вт·ч/кг, приведено их сравнение с литий-ионными и литий-ионными с полимерным электролитом АКБ (литий-полимерных). Сделан вывод, что для применения на СЛРН литий-серные АКБ хуже литий-полимерных.

Для литий-серных лабораторных тестовых микросборок, использующих структурированные наноуглеродные электроды, значение удельной мощности может достигать 10 кВт/кг, как у коммерческих суперконденсаторов, но это, как всегда с нанотехнологиями, дело отдаленного будущего.

Другие типы АКБ – серебряно-цинковые, никель-кадмиевые и никель-металлогидридные, литий-титанатные по отдельным характеристикам могут превосходить литий-полимерные элементы, но по интегральным показателям уступают им (см. рис.2).

Прекрасными разрядными характеристиками обладают АКБ на базе титаната лития: они быстро заряжаются и дают мощную отдачу по току, что делает привлекательным их применение в общественном транспорте. Но они очень тяжелые, и это закрывает им путь в космос.

К литий-ионным близки и отчасти их превосходят серебряно-цинковые элементы с емкостью до 0,22 кВт·ч/кг и током разряда до 50C (т.е. удельной мощностью до 10 кВт/кг) [18].

Ближайшими к ним серийно выпускаемыми бюджетными элементами являются никель-кадмиевые и никель-металлогидридные с мощностью разряда до 1 кВт/кг и удельной энергией в пределах до 0,11 кВт·ч/кг [19].

Гибрид суперконденсатора и элемента питания – «supercapattery» с использованием наноматериалов является перспективным направлением исследований. Сами по себе суперконденсаторы обладают максимально возможной мощностью разряда, превосходящей все известные элементы питания, но их удельная энергоемкость не превышает 10 Вт·ч/кг [20], что является крайне низким показателем (см. рисунок 3).


Рисунок 3 - Соотношение удельной емкости и удельной мощности у источников энергии различных типов, серым показаны области преимущественного использования

Таким образом, их применение целесообразно при времени разряда в несколько секунд, например, при страгивании с места автомобиля в городской среде или других транспортных средств с тяжелым грузом – тепловозов, электровозов, тягачей и т.п. На СЛРН суперконденсаторы могут быть использованы для раскрутки ЭН при запуске ЖРД.

Представляется также целесообразным объединить АКБ и суперконденсаторы в одну сборку. Удельная энергия таких систем в лабораторных условиях уже достигает 200 Вт·ч/кг, а удельная мощность 3 кВт/кг [21]. При использовании ионных жидкостей в качестве электролита уже сейчас достигнута емкость на уровне 90 Вт·ч/кг при комнатной температуре и 136 Вт·ч/кг при 80ºС [22] с перспективой увеличения до 230 Вт·ч/кг при использовании в качестве электролита LiClO4. Удельная мощность теоретически может достигать 10-20 кВт/кг, что выше, чем у турбокомпрессора.

Для СЛРН гибриды суперконденсаторов с АКБ – supercapattery сегодня уже лучше литий-ионных АКБ, но эта технология находится в самом начале пути своего развития. Кроме того, supercapattery тяготеют к периодичности функционирования заряд/разряд.

Можно сделать заключение, что в обозримом будущем на традиционной ракете могут быть применены только литий-ионные АКБ, причем, наиболее вероятно, с полимерным электролитом. Не следует ожидать улучшения их характеристик более, чем на 25%. Другие типы батарей и топливных элементов не имеют перспектив на классических ракетах-носителях.

При этом необходимо учитывать, что масса элементов – это еще не вся масса АКБ. Так, на гибридных автомобилях масса элементов составляет 0,55 массы АКБ. В перспективе, с учетом возможностей новых материалов и «высоких» аэрокосмических технологий, прогнозируется увеличение этого показателя до 0,7-0,8.

Перспективным направлением исследования являются гибриды supercapattery.

Альтернативные источники питания — а если попробовать в обход?

Как будет показано в следующей статье цикла, даже при самых оптимистичных характеристиках АКБ, ракета с ЭН существенно уступает ракете с ТНА по весовому совершенству. Не существует ли иных обходных путей, которые позволили бы получать электричество на борту в количестве и с параметрами тока, достаточными для привода ЭН?

Топливные элементы (ТЭ) фосфатных, карбонатных, щелочных классов и твердооксидные (ТОТЭ) обладают существенно большей эквивалентной удельной энергоемкостью по сравнение с лучшими АКБ. Как сообщает портал GasWorld [23], дрон на топливных элементах компании MetaVista с баком жидкого водорода и двигателем FCPM производства Intelligent Energy провел в небе 10 часов 50 минут. Удельная энергоемкость системы составила 1865 Вт·ч/кг. Для сравнения: энергоемкость систем на основе Li-Ion аккумуляторов редко превышает 200 Вт·ч/кг.

ТЭ не могут быть мгновенно введены в действие из-за необходимости разогрева до температур порядка 200-1000ºС, что не является для СЛРН серьезным недостатком. Время подготовки ракеты к старту, в любом случае, составляет несколько часов. Большинство ТЭ требуют подачи чистого водорода, что затрудняет их применение в ЖРД, работающих на углеводородном горючем.

К сожалению, достигнутая удельная мощность серийных ТЭ составляет около 1 кВт/кг, максимум — 1,25 кВт/кг, т.е. существенно ниже, чем у лучших литий-полимерных АКБ. Именно невысокая удельная мощность ограничивает применение ТЭ на борту СЛРН.

Интересными свойствами и способностью работать не только на водороде, но и на углеводородном горючем, высоким КПД преобразования химической энергии в электрическую обладают ТОТЭ и родственные им протон-керамические ТЭ [24], но они еще тяжелее обычных.

Таким образом, как и в случае литий-серных батарей, применение ТЭ может быть обоснованным при времени работы больше 10 минут, что потребует запуска СЛРН по пологой траектории.

Интересной идеей является прокачка водорода через протонообменную мембрану под давлением [25], предложенная компанией HyPoint, что позволяет прокачивать через ТЭ в три раза больше водорода, чем в традиционной конструкции – соответственно,  увеличивается в три раза его удельная выходная мощность (см. рис.4).

 

Рисунок 4 - Топливный элемент с воздушным охлаждением и принудительной прокачкой водорода под давлением фирмы HyPoint

Глава компании Алекс Иваненко заявляет, что достигнута удельная мощность 2 кВт/кг. Смущает только то, что компания, перебравшаяся из Сколково в Кремниевую долину, «прославилась» тем, что совместно с небезызвестной сколковской фирмой Бартини под камеры прессы в первом же публичном показе отправила своё чудо техники мордой в сугроб [26]. Очевидная безграмотность конструкции беспилотника Бартини, негативная реакция прессы и насмешки в социальных сетях вызвали специальный пресс-релиз Ассоциации «Аэронет», смысл которого был в том, что профессионалы к этим самодельщинам никакого отношения не имеют.

Сама же идея прокачки водорода под давлением на СЛРН может быть вполне продуктивной, тем более что на борту есть, чем охлаждать ТЭ.

Безгенераторные ТНА в ряде случаев могут быть альтернативой ЭН на АКБ. В безгенераторных водородных ЖРД рекордная энергия теплоотведения водорода, получаемая при охлаждении камеры сгорания и сопла, достаточна для привода турбины ТНА даже на ЖРД малой тяги. Низкие давления и температура перед турбиной позволяют выполнить её конструкцию надежной и легкой.

Так, в КБХА были разработаны безгенераторные ТНА для привода отдельно насоса водорода и отдельно насоса кислорода в ЖРД РД-0146 (см. рисунок 5), а также для первого в мире безгенераторного кислородно-водородного ЖРД Пратт-Уитни Рокетдайн RL10 (США, 1963 г), у которого насосы находятся на одном валу и связаны через редуктор (рисунок 6) [27]. Применение нового ТНА позволяет расширить диапазон использования двигателя RL10 по тяге – от 5 до 15,6 т вместо 6,7– 11,0 т.

Применение на таких ЖРД ЭН, АКБ и ТЭ лишено всякого смысла. Однако с уменьшением размерности турбины КПД её стремительно падает, площадь, с которой собирается энергия за счет охлаждения камеры сгорания, тоже уменьшается, а технические сложности нарастают.

1 – ТНА водорода, 2 – ТНА кислорода, 3 – БТНА водорода, 4 – БТНА кислорода, 5 – камера

Рисунок 5 — Схема системы питаний водородного ЖРД РД-0146 (КБХА) безгенераторного типа (а) и ротор ТНА подачи водорода (б)

Рисунок 6 — Схема системы питаний водородного ЖРД RL-10 (а), ротор водородного насоса (б) и разрез блочного ТНА (в)

Получение водорода для ТЭ прямо на борту. На ЖРД с углеводородным горючим для питания ТЭ необходимо использовать дополнительный источник водорода. Для применения в краткосрочных пусках от 5 минут может рассматриваться пара «цинк-перекись водорода» [28]. Экспериментальная сборка достигает плотностей мощности 1,2 Вт/см2 (как в коммерческих топливных элементах), топливом служит цинковый порошок, окисляемый на аноде. Однако такая конструкция ТЭ уступает известным ТНА, работающим за счет реакции разложения перекиси водорода в газогенераторе. Кроме того, позиция Роскосмоса – применение на борту СЛРН перекиси водорода в любых видах нежелательно. Существуют различные твердые порошки, содержащие водород, например, аминоборан и борогидрид лития, которые отдают при нагревании до 300ºС от 13% до 15% по массе водорода. Но они не конкурентоспособны с АКБ по энергоемкости.

Более перспективны жидкие вещества, которые можно использовать для охлаждения камеры сгорания и сопла ЖРД, например – метанол, который при нагревании до 300-350ºС разлагается на синтез-газ (СО+H2). Метанол имеет сравнительно слабые характеристики теплоотбора и как топливо неинтересен.

Аммиак весьма перспективен. Рассматриваются кислородно-керосиново-аммиачные ЖРД [29], в которых доля аммиака может достигать 35% без потери удельного импульса по сравнению с парой керосин-кислород (см. рис.7). При этом температура горения снижается почти на 600 — 1000ºС из-за невысокой теплотворной способности аммиака (меньше, чем у керосина на 30-33%), что упрощает охлаждение камеры сгорания.


Рисунок 7 — Зависимость идеального удельного импульса в пустоте (Iу,п) от массового соотношения кислородно-керосиновых компонентов топливной смеси (Km) и доли аммиака (в процентах от суммарного расхода топлива)

Такие характеристики являются следствием высокого значения газовой постоянной у продуктов сгорания смеси керосин-аммиак-кислород, которая на 10% больше, чем у керосина с кислородом. А удельный импульс Iу.и. ∽ (RT)½, где R — газовая постоянная, T — температура. При использовании в паре с жидким кислородом пустотный удельный импульс аммиака составляет порядка 2900 м/с, т.е. чуть меньше, чем у керосина, но в смеси с керосином удельный импульс не ниже.

По интенсивности теплоотбора (при паровой конверсии до 6 МДж/кг) аммиак уступает только водороду, хотя и сильно. Но все остальные углеводородные топлива он превосходит в четыре и более раза (паровая конверсия керосина — 1121 кДж/кг, что соответствует теплосъему 0,7 МВт/м2). По теплопроводности аммиак превосходит керосин в 40 и более раз.

Как хладагент аммиак превосходит и жидкий метан. В последнее время стали появляться публикации, что содержащейся в тугоплавких сплавах никель способствует пиролизу метана уже при температуре около 700ºС [30], что сопровождается образованием сажи. В упомянутой работе предлагается защищать охлаждаемую поверхность инертным материалом, например, графитом, что достаточно сложно для регенеративного охлаждения с внутренними каналами сложной формы.

Таким образом, аммиак – отличный хладагент: разлагаясь, он дает водород. При температуре 500-600ºС аммиак разлагается на водород и азот в пропорции 1:3. Высокая газовая постоянная и сравнительно низкая температура парогазовой смеси позволяют сделать турбину ТНА простой и эффективной. Аммиак можно использовать и внутри камеры сгорания и сопла для организации завесного охлаждения, при этом он также в 5-6 раз эффективнее керосина. Расчеты показывают, что при умеренных значениях давления в камере сгорания (80-100 атм) и применении турбины ТНА с перепадом давления πт>2, возможно организовать безгенераторную схему с использованием в качестве рабочего тела парогазовый смеси уже на первой ступени, тем более, на высотных и широкодиапазонных соплах.

Аммиак относится к 4 группе опасности, т.е. мало опасен, его утечки благодаря резкому запаху легко обнаруживаются, в этом отношении он гораздо безопаснее водорода. Он летуч, и его разливы вызывают меньшие экологические последствия, чем разливы керосина. Продукты сгорания содержат окислы азота, но в связи с отсутствием в нем углерода, подбор режимов, при которых выбросы NOx минимальные, не представляет проблемы. Следовательно, аммиак можно считать сравнительно безопасной для экологии и персонала добавкой к топливу.

Ацетам — аммиачно-ацетиленовый раствор. Ацетам имеет удельный импульс до 4200 м/с в пустоте и до 4000 м/с на уровне моря. Зависимость удельного импульса от концентрации аммиака в готовой топливной смеси с кислородом и от соотношения окислителя и горючего (Km) приведены на рисунке 8 [31], где видно, что ацетам существенно превосходит керосин, а при доле аммиака в топливной смеси 15% требует такого же количества кислорода.


Рисунок 8 - Зависимость идеальных значений удельного пустотного импульса для продуктов сгорания в кислороде ацетилено-аммиачного горючего различного процентного состава от Km при степени расширения сопла r = 10,3, (pк = 166 кгс/см2 , Km  массовое отношение кислорода к ацетилену/керосину в топливной смеси), процентное содержание аммиака в топливе

Ацетам — высокоэнергетическое топливо, уступающее только водороду. Оно может храниться при температуре минус 40ºС и давлении около 3 атм, что хорошо соответствует условиям наддува баков СЛРН по условиям прочности, когда стартовая тяговооруженность составляет порядка 2. Именно такая тяговооруженность является оптимальной для ракеты с корпусом из углепластика. Можно использовать аммиак для охлаждения, а затем смешивать его с ацетамом. Переход от окислительного газа к нейтральному парогазу снимает целый ряд острых технических проблем и повышает безопасность эксплуатации ЖРД, в том числе при многоразовом использовании. Вдобавок к химической нейтральности, лучше у аммиачной смеси также и работоспособность – газовая постоянная около 60 Дж/кг·град, тогда как для окислительного турбогаза она не превышает 30 Дж/кг·град. Следовательно, смешиваемый с ацетамов парогаз также может использоваться для получения электроэнергии на борту в ТЭ или в качестве рабочего тела для безгенераторного ТНА.

К сожалению, ацетам плохо изучен. Достоверно известно, что относительно безопасными могут быть смеси с парциальным давлением ацетилена в газовой смеси не более 10 атм. Растворимость ацетилена в жидком аммиаке нелинейно расчет с уменьшением температуры. Соответственно, при сжатии раствора, выделяться в газовую фазу будет больше ацетилена. Газообразный ацетилен непредсказуем, коварен и чрезвычайно взрывоопасен. Поскольку он детонирует при сжатии, а также и при нагреве до 500ºС, то совершено непонятно, как поведет его смесь с аммиаком в топливных насосах. Все эти вопросы требуют тщательного изучения и экспериментальной отработки.

С другой стороны, даже смесь ацетилена с аммиаком в пропорции 50-50% превосходит керосин по всем показателям как ракетное горючее и как хладагент. Ацетам является весьма перспективным для применения в ротационно-детонационном двигателе, который при работе на ацетаме и давлении в камере сгорания до 150 атм вообще не требует насосов.

Комбинированная схема с генератором электроэнергии для подзарядки АКБ может быть использована на классической ракете для вариантов, когда отбираемой за счет охлаждения энергии не хватает для привода ТНА. Поскольку удельная мощность электрогенератора в зависимости от частоты вращения составляет 3-5 кВт/кг, то выгоднее использовать для получения энергии генератор, а не ТЭ, в тех случаях, когда требуется высокая удельная мощность, т.е. при классическом вертикальном старте с большим ускорением. Следовательно, мощный электрический генератор, работающий через высокорейтинговые АКБ или, в идеале, через supercapattery, является оптимальным источником тока.

Вполне интересным может быть вариант с термоэмиссионным охлаждением (ТэО), кратко рассмотренным в шестой статье. Напомним, что в типичном случае, термоэмиссионное покрытие может генерировать электрическую мощность 250 кВт/м2 при температурах более 1500К. Защищаемая конструкция охлаждается при этом на 500-700 гр. С нагреваемых участков собирается электроэнергия с КПД преобразования в электричество порядка 50%. Её можно использовать для подзарядки АКБ.

Заключение

В настоящей статье были рассмотрены аккумуляторные батареи различных типов. Показано, что для традиционной сверхлегкой ракеты с быстрым вертикальным стартом наилучшим вариантом на обозримую перспективу являются литий-полимерные элементы. Наиболее перспективным направлением исследований являются гибриды суперконденсаторов и аккумуляторных батарей — supercapattery.

Переход на водород исключает потребность в электронасосах, т.к. безгенераторная схема с использованием паров водорода из рубашки охлаждения ЖРД генерирует достаточно энергии для привода насосов. Применение в качестве горючего смеси керосина с аммиаком и ацетилена с аммиаком представляется хорошей альтернативой водороду. В этом случае может быть реализована безгенераторная схема, в том числе, с выработкой водорода на борту для питания топливных элементов, но более привлекательным с точки зрения удельной массы выглядит привод от турбины электрического синхронного генератора, подзаряжающего аккумуляторные батареи. Данная схема отличается наибольшей гибкостью, поскольку частоты вращения турбины и насосов могут изменяться независимо друг от друга.

Для подзарядки батарей могут использоваться элементы термоэмиссионного охлаждения, которые уступают по эффективности теплоотбора регенеративным системам, использующим керосин, но преобразуют энергию непосредственно в электричество с КПД порядка 50%.

В следующей статье будет приведен весовой анализ ракет с электрическими насосами и турбонасосными агрегатами. Будут рассмотрены варианты различных топлив в сочетании с электрическим приводом.

Благодарности

Автор благодарит за помощь в подготовке статьи и предоставленные материалы сотрудников Научно — Исследовательской Лаборатории Беспилотных авиационно-космических систем (НИЛ БАКТС) БГТУ «Военмех»: Станислава Колосенка, Алексея Колычева и Александра Никитенко.



[1] https://thealphacentauri.net/25345-o-dvigatele-rutherford/

[2] https://habr.com/ru/post/404025/

[3] http://jurnal.vniiem.ru/text/171/14-23.pdf

[4] https://www.barber-nichols.com

[5] Иванов А.И., Борисов А.В. Кислородно-водородный ЖРД для разгонных блоков ракет-носителей легкого класса с использованием водородного ТНА, разработанного для авиационного ГТД. Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета, №3(34), 2012, с.302-306.

[6] Иванов А.И., Косицын И.П., Борисов В.А. Анализ схем жидкостного ракетного двигателя небольшой тяги с авиационным турбонасосным агрегатом на метане // Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение. 2016. Т. 15, No 4. С. 75-80. DOI: 10.18287/2541-7533- 2016-15-4-75-80.

[7] https://habr.com/ru/company/toshibarus/blog/455513/

[8] https://habr.com/ru/company/toshibarus/blog/462185/

[9] Rachov, A. Pavlov, P & Tacca, H.E. & Lentini, Diego. “Electric Feed Systems for Liquid-Propellant Rockets,” Journal of Propulsion and Power, Vol. 29, No. 5, 2013, pp. 1171-1180.
doi: 10.2514/1.B34714.

[10] Linpo Yu, George Zheng Chen, “Supercapatteries as High‑Performance Electrochemical Energy Storage Devices”, Electrochemical Energy Reviews, 2020.

[11] Grande L, Paillard E, Hassoun J, et al. The lithium/air battery: still an emerging system or a practical reality? Adv Mater. 2015;27:784–800. doi: 10.1002/adma.201403064.

[12] L. An, T.S. Zhao et al., “A low-cost, high-performance zinc-hydrogen peroxide fuel cell”, Journal of Power Sources 275 (2015) 831e.

[13] X T. Dong, P. Peng, F. Jiang, “Numerical modeling and analysis of the thermal behavior of NCM lithium-ion batteries subjected to very high C-rate discharge/charge operations”, International Journal of Heat and Mass Transfer, Volume 117, February 2018, pp. 261-272.

[14] Yang Yang, Yishen Xue, et al., “A Facile Microfluidic Hydrogen Peroxide Fuel Cell with High Performance: Electrode Interface and Power-Generation Properties”, ACS Appl. Energy Mater., 2018, 1, 10, 5328-5335.

[15] Zhan Lin, Chengdu Liang “Lithium-Sulfur Batteries: from Liquid to Solid Cells”, J. Mater. Chem. A, 2015, 3, 936-958.

[16] Zhu Kunlei, Wang Chao, Chi Zixiang, Ke Fei, Yang Yang, Wang Anbang, Wang Weikun, Miao Lixiao, “How Far Away Are Lithium-Sulfur Batteries From Commercialization?” , Frontiers in Energy Research, vol. 7, 2019, p.123.

[17] Kaan Gegeoglu, Mehmet Kahraman, Arif Karabeyoglu. Assessment of Using Electric Pump on Hybrid Rockets. Conference: AIAA Propulsion and Energy 2019 Forum. DOI: 10.2514/6.2019-4124.

[18] Thomas P. J. Crompton, Battery Reference Book, Elsevier, Mar 20, 2000.

[19] Siraj Sabihuddin, Aristides E. Kiprakis and Markus Mueller, “A Numerical and Graphical Review of Energy Storage Technologies”, Energies 2015, 8, 172-216.

[20] М.Сизов, “Устройство для выравнивания напряжений на элементах батареи суперконденсаторов”, Современная Электроника, № 1, 2013, c 40-43.

[21] Linpo Yu, George Zheng Chen, “Supercapatteries as High‑Performance Electrochemical Energy Storage Devices”, Electrochemical Energy Reviews, 2020.

[22] Yu LP., Chen GZ. High energy supercapattery with an ionic liquid solution of LiClO4. Farad Discuss. 2016;190:231–240. doi: 10.1039/C5FD00232J.

[23] https://www.gasworld.com/hydrogen-powered-uav-sets-record-in-the-sky/2016427.article

[24] Duan C, Kee RJ, Zhu H, Karakaya C, Chen Y, Ricote S, et al. Highly durable, coking and sulfur tolerant, fuel-flexible protonic ceramic fuel cells. Nature 2018;557:217–22. doi:10.1038/s41586-018-0082-6.

[25] https://naukatehnika.com/turbo-toplivnyie-elementyi-evtol.html

[26] https://nplus1.ru/news/2018/12/08/bartini

[27] А. И. Дмитренко, А. В. Иванов, В. С. Рачук. Развитие конструкций турбонасосных агрегатов для водородных ЖРД безгенераторной схемы, разработанных в КБХА. Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. No 4 (24) 2010 г., с.38-48.

[28] L. An, T.S. Zhao et al., “A low-cost, high-performance zinc-hydrogen peroxide fuel cell”, Journal of Power Sources 275 (2015) 831e.

[29] В.И. Архангельский, В.Н. Хазов. Кислородно-Керосино-Аммиачные топливные композиции в ЖРД. http://lpre.de/resources/articles/83121926.pdf.

[30] R. Minato, K. Higashino, M. Sugioka and Y. Sasayama. Control of LNG Pyrolysis and Application to Regenerative Cooling Rocket Engine. https://www.intechopen.com/books/heat-exchangers-basics-design-applications/control-of-lng-pyrolysis….

[31] Хазов, В.Н. Ацетилено-аммиачные растворы как высокоэффективное горючее кислородных ЖРД [Teкст] / В.Н. Хазов // Труды НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко. – 2008. – No 26. – С. 48-67.

#Аэроспейснет, #ракета, #космос

Как работает реактивный двигатель?

Вращающийся воздушный винт тянет самолет вперед. Но реактивный двигатель с большой скоростью выбрасывает горячие отработавшие газы назад и тем самым создает реактивную силу тяги, направленную вперед.

Типы реактивных двигателей

Существует четыре типа реактивных, или газотурбинных двигателей:

Турбореактивные;

Турбовентиляторные — такие, как используемые на пассажирских лайнерах Боинг-747;

Турбовинтовые, где используют воздушные винты, приводимые в действие турбинами;

и Турбовальные, которые ставят на вертолеты. 

Турбовентиляторный двигатель состоит из трех основных частей: компрессора, камеры сгорания и турбины, дающей энергию. Сначала воздух поступает в двигатель и сжимается при помощи вентилятора. Затем, в камере сгорания, сжатый воздух смешивается с горючим и сгорает, образуя газ при высокой температуре и высоком давлении. Этот газ проходит через турбину, заставляя ее вращаться с огромной скоростью, и выбрасывается назад, создавая таким образом реактивную силу тяги, направленную вперед.

Устройство турбовентиляторного двигателя

Изображение кликабельно

 

Попав в турбинный двигатель, воздух проходит несколько ступеней сжатия. Особенно сильно вырастают давление и объем газа после прохождения камеры сгорания. Сила тяги, создаваемая выхлопными газами, позволяет реактивным самолетам двигаться на высотах и скоростях, намного превосходящих те, что доступны винтокрылым машинам с поршневыми двигателями.

Попав в турбинный двигатель, воздух проходит несколько ступеней сжатия. Особенно сильно вырастают давление и объем газа после прохождения камеры сгорания. Сила тяги, создаваемая выхлопными газами, позволяет реактивным самолетам двигаться на высотах и скоростях, намного превосходящих те, что доступны винтокрылым машинам с поршневыми двигателями.

Турбореактивный двигатель

В турбореактивном двигателе воздух забирается спереди, сжимается и сгорает вместе с топливом. Образующиеся в результате сгорания выхлопные газы создают реактивную силу тяги.

Турбовинтовой двигатель

Турбовинтовые двигатели соединяют реактивную тягу выхлопных газов с передней тягой, создаваемой при вращении воздушного винта.

Ракетная силовая установка

Тяга — это сила, которая перемещает любой самолет по воздуху. Тяга создается силовая установка самолета. Различные двигательные установки развивают тягу в разными способами, но вся тяга создается за счет некоторых применение третьего закона Ньютона движение. На каждое действие есть равная и противоположная реакция. В любой двигательной установке рабочее тело ускоряется системой и реакция на это ускорение создает силу в системе.А общий вывод уравнения тяги показывает, что величина создаваемой тяги зависит от массовый поток через двигатель и скорость на выходе газа.

Во время и после Второй мировой войны было несколько ракетных двигателей. Самолет с двигателем, созданный для исследования высокоскоростной полет. X-1A, используемый для преодолеть «звуковой барьер», и Х-15 оказались реактивные самолеты. В ракетном двигателе топливо и источник кислорода, называемый окислителем, смешивается и взрывается в камере сгорания.В горение производит горячий выхлоп, который проходит через сопло чтобы ускорить поток и производить тягу. Для ракеты ускоренный газ, или рабочее тело, — горячий выхлоп, образующийся при сгорании. Это другая рабочая жидкость, чем в газотурбинный двигатель или пропеллер приведенный в действие самолет. Турбинные двигатели и винты используют воздух из атмосферы в качестве рабочего тела, но ракеты используют выхлопные газы сгорания.В космосе нет атмосферы, поэтому турбины и пропеллеры не может там работать. Это объясняет, почему ракета работает в космосе. но газотурбинный двигатель или пропеллер не работают.

Есть две основные категории ракетных двигателей; жидкостные ракеты и твердотопливные ракеты . В жидкая ракета, пропелленты , топливо и окислитель, хранятся отдельно как жидкости и закачиваются в камера сгорания форсунки где происходит горение.В твердотопливная ракета пропелленты смешиваются вместе и упакованы в прочный баллон. В нормальных температурных условиях пропелленты не горят; но они будут гореть при воздействии источник тепла, обеспечиваемый воспламенителем. Как только начнется горение, он продолжается до тех пор, пока не будет исчерпано все топливо. С жидкостной ракетой вы можете остановить тягу, отключив поток пропелленты; а твердотопливной ракетой нужно разрушить корпус, чтобы остановить двигатель.Жидкие ракеты, как правило, тяжелее и тяжелее. сложный из-за насосов и резервуаров. Пропелленты загружается в ракету непосредственно перед запуском. Твердотопливная ракета намного проще в обращении и может простоять годами перед стрельбой.

На этом слайде мы показываем картинку с ракетным двигателем Х-15. самолет в верхнем левом углу и фотография испытания ракетного двигателя на нижний правый. На картинке справа мы видим только вне сопла ракеты, при этом горячий газ выходит из Нижний.X-15 был оснащен жидкостным ракетным двигателем и нес один пилот на высоту более 60 миль над землей. На Х-15 летали больше чем в шесть раз быстрее скорости звука почти 40 лет назад. В рекорд скорости только для пилотируемого самолета превышен сегодня космическим шаттлом. Рекорд по высоте стоит только космический челнок. и недавний космический корабль 1, в котором также использовалась ракетная силовая установка.


Действия:

Экскурсии с гидом
  • Силовые установки:
  • Ракет:

Навигация..


Руководство для начинающих Домашняя страница

Как работают ракетные двигатели | HowStuffWorks

«Сила» ракетного двигателя называется его тягой . Тяга измеряется в фунтах тяги в США и в Ньютонах в метрической системе (4,45 Ньютона тяги равны 1 фунту тяги). Фунт тяги — это сила тяги, необходимая для удержания объекта весом 1 фунт в неподвижном состоянии против силы тяжести на Земле.Итак, на Земле ускорение свободного падения составляет 32 фута в секунду в секунду (21 миль в час в секунду). Если бы вы парили в космосе с сумкой для бейсбольных мячей и отбрасывали бы один бейсбольный мяч в секунду на скорости 21 миль в час, ваши бейсбольные мячи генерировали бы тягу, эквивалентную 1 фунту. Если бы вы вместо этого бросали бейсбольные мячи со скоростью 42 миль в час, вы бы генерировали 2 фунта тяги. Если вы бросите их со скоростью 2100 миль в час (возможно, стреляя в них из какого-то бейсбольного ружья), вы создадите тягу в 100 фунтов и так далее.

Одна из забавных проблем ракет заключается в том, что объекты, которые двигатель хочет бросить, на самом деле что-то весят, и ракета должна нести этот вес. Допустим, вы хотите создать тягу в 100 фунтов в течение часа, бросая по одному бейсбольному мячу каждую секунду со скоростью 2100 миль в час. Это означает, что вы должны начать с 3600 бейсбольных мячей весом 1 фунт (в часе 3600 секунд) или 3600 фунтов бейсбольных мячей. Поскольку вы весите всего 100 фунтов в скафандре, вы можете видеть, что вес вашего «топлива» значительно превосходит вес полезного груза (вас).Фактически, топливо весит в 36 раз больше, чем полезная нагрузка. И это очень часто. Вот почему прямо сейчас вам нужна огромная ракета, чтобы отправить крошечного человека в космос — нужно нести много топлива.

Вы можете очень ясно увидеть уравнение веса на космическом шаттле. Если вы когда-либо видели запуск космического челнока, вы знаете, что он состоит из трех частей:

  • Орбитальный аппарат
  • Большой внешний бак
  • Два твердотопливных ракетных ускорителя (SRB)

Орбитальный аппарат весит 165 000 фунтов пустого.Внешний бак пустой весит 78 100 фунтов. Два твердотопливных ракетных ускорителя весят по 185 000 фунтов каждый. Но тогда вам нужно заправить топливо. Каждый SRB содержит 1,1 миллиона фунтов топлива. Внешний бак вмещает 143 000 галлонов жидкого кислорода (1 359 000 фунтов) и 383 000 галлонов жидкого водорода (226 000 фунтов). Весь аппарат — шаттл, внешний бак, кожухи твердотопливной ракеты-носителя и все топливо — имеет при запуске общий вес 4,4 миллиона фунтов. 4,4 миллиона фунтов для выхода на орбиту 165 000 фунтов — довольно большая разница! Честно говоря, орбитальный аппарат также может нести полезную нагрузку весом 65 000 фунтов (до 15 x 60 футов в размере), но это все еще большая разница.Топливо весит почти в 20 раз больше, чем орбитальный аппарат [источник: Руководство оператора космического корабля].

Все это топливо выбрасывается из задней части космического корабля «Шаттл» со скоростью примерно 6000 миль в час (типичная скорость выхлопа химических ракет составляет от 5000 до 10 000 миль в час). SRB горят около двух минут и при старте генерируют около 3,3 миллиона фунтов тяги каждый (2,65 миллиона фунтов в среднем за время горения). Три главных двигателя (которые используют топливо во внешнем баке) работают около восьми минут, создавая тягу по 375 000 фунтов каждый во время горения.

В следующем разделе мы рассмотрим конкретную топливную смесь в твердотопливных ракетах.

Как работают ракетные двигатели | HowStuffWorks

«Сила» ракетного двигателя называется его тягой . Тяга измеряется в фунтах тяги в США и в Ньютонах в метрической системе (4,45 Ньютона тяги равны 1 фунту тяги). Фунт тяги — это сила тяги, необходимая для удержания объекта весом 1 фунт в неподвижном состоянии против силы тяжести на Земле.Итак, на Земле ускорение свободного падения составляет 32 фута в секунду в секунду (21 миль в час в секунду). Если бы вы парили в космосе с сумкой для бейсбольных мячей и отбрасывали бы один бейсбольный мяч в секунду на скорости 21 миль в час, ваши бейсбольные мячи генерировали бы тягу, эквивалентную 1 фунту. Если бы вы вместо этого бросали бейсбольные мячи со скоростью 42 миль в час, вы бы генерировали 2 фунта тяги. Если вы бросите их со скоростью 2100 миль в час (возможно, стреляя в них из какого-то бейсбольного ружья), вы создадите тягу в 100 фунтов и так далее.

Одна из забавных проблем ракет заключается в том, что объекты, которые двигатель хочет бросить, на самом деле что-то весят, и ракета должна нести этот вес. Допустим, вы хотите создать тягу в 100 фунтов в течение часа, бросая по одному бейсбольному мячу каждую секунду со скоростью 2100 миль в час. Это означает, что вы должны начать с 3600 бейсбольных мячей весом 1 фунт (в часе 3600 секунд) или 3600 фунтов бейсбольных мячей. Поскольку вы весите всего 100 фунтов в скафандре, вы можете видеть, что вес вашего «топлива» значительно превосходит вес полезного груза (вас).Фактически, топливо весит в 36 раз больше, чем полезная нагрузка. И это очень часто. Вот почему прямо сейчас вам нужна огромная ракета, чтобы отправить крошечного человека в космос — нужно нести много топлива.

Вы можете очень ясно увидеть уравнение веса на космическом шаттле. Если вы когда-либо видели запуск космического челнока, вы знаете, что он состоит из трех частей:

  • Орбитальный аппарат
  • Большой внешний бак
  • Два твердотопливных ракетных ускорителя (SRB)

Орбитальный аппарат весит 165 000 фунтов пустого.Внешний бак пустой весит 78 100 фунтов. Два твердотопливных ракетных ускорителя весят по 185 000 фунтов каждый. Но тогда вам нужно заправить топливо. Каждый SRB содержит 1,1 миллиона фунтов топлива. Внешний бак вмещает 143 000 галлонов жидкого кислорода (1 359 000 фунтов) и 383 000 галлонов жидкого водорода (226 000 фунтов). Весь аппарат — шаттл, внешний бак, кожухи твердотопливной ракеты-носителя и все топливо — имеет при запуске общий вес 4,4 миллиона фунтов. 4,4 миллиона фунтов для выхода на орбиту 165 000 фунтов — довольно большая разница! Честно говоря, орбитальный аппарат также может нести полезную нагрузку весом 65 000 фунтов (до 15 x 60 футов в размере), но это все еще большая разница.Топливо весит почти в 20 раз больше, чем орбитальный аппарат [источник: Руководство оператора космического корабля].

Все это топливо выбрасывается из задней части космического корабля «Шаттл» со скоростью примерно 6000 миль в час (типичная скорость выхлопа химических ракет составляет от 5000 до 10 000 миль в час). SRB горят около двух минут и при старте генерируют около 3,3 миллиона фунтов тяги каждый (2,65 миллиона фунтов в среднем за время горения). Три главных двигателя (которые используют топливо во внешнем баке) работают около восьми минут, создавая тягу по 375 000 фунтов каждый во время горения.

В следующем разделе мы рассмотрим конкретную топливную смесь в твердотопливных ракетах.

Как работают ракетные двигатели | HowStuffWorks

«Сила» ракетного двигателя называется его тягой . Тяга измеряется в фунтах тяги в США и в Ньютонах в метрической системе (4,45 Ньютона тяги равны 1 фунту тяги). Фунт тяги — это сила тяги, необходимая для удержания объекта весом 1 фунт в неподвижном состоянии против силы тяжести на Земле.Итак, на Земле ускорение свободного падения составляет 32 фута в секунду в секунду (21 миль в час в секунду). Если бы вы парили в космосе с сумкой для бейсбольных мячей и отбрасывали бы один бейсбольный мяч в секунду на скорости 21 миль в час, ваши бейсбольные мячи генерировали бы тягу, эквивалентную 1 фунту. Если бы вы вместо этого бросали бейсбольные мячи со скоростью 42 миль в час, вы бы генерировали 2 фунта тяги. Если вы бросите их со скоростью 2100 миль в час (возможно, стреляя в них из какого-то бейсбольного ружья), вы создадите тягу в 100 фунтов и так далее.

Одна из забавных проблем ракет заключается в том, что объекты, которые двигатель хочет бросить, на самом деле что-то весят, и ракета должна нести этот вес. Допустим, вы хотите создать тягу в 100 фунтов в течение часа, бросая по одному бейсбольному мячу каждую секунду со скоростью 2100 миль в час. Это означает, что вы должны начать с 3600 бейсбольных мячей весом 1 фунт (в часе 3600 секунд) или 3600 фунтов бейсбольных мячей. Поскольку вы весите всего 100 фунтов в скафандре, вы можете видеть, что вес вашего «топлива» значительно превосходит вес полезного груза (вас).Фактически, топливо весит в 36 раз больше, чем полезная нагрузка. И это очень часто. Вот почему прямо сейчас вам нужна огромная ракета, чтобы отправить крошечного человека в космос — нужно нести много топлива.

Вы можете очень ясно увидеть уравнение веса на космическом шаттле. Если вы когда-либо видели запуск космического челнока, вы знаете, что он состоит из трех частей:

  • Орбитальный аппарат
  • Большой внешний бак
  • Два твердотопливных ракетных ускорителя (SRB)

Орбитальный аппарат весит 165 000 фунтов пустого.Внешний бак пустой весит 78 100 фунтов. Два твердотопливных ракетных ускорителя весят по 185 000 фунтов каждый. Но тогда вам нужно заправить топливо. Каждый SRB содержит 1,1 миллиона фунтов топлива. Внешний бак вмещает 143 000 галлонов жидкого кислорода (1 359 000 фунтов) и 383 000 галлонов жидкого водорода (226 000 фунтов). Весь аппарат — шаттл, внешний бак, кожухи твердотопливной ракеты-носителя и все топливо — имеет при запуске общий вес 4,4 миллиона фунтов. 4,4 миллиона фунтов для выхода на орбиту 165 000 фунтов — довольно большая разница! Честно говоря, орбитальный аппарат также может нести полезную нагрузку весом 65 000 фунтов (до 15 x 60 футов в размере), но это все еще большая разница.Топливо весит почти в 20 раз больше, чем орбитальный аппарат [источник: Руководство оператора космического корабля].

Все это топливо выбрасывается из задней части космического корабля «Шаттл» со скоростью примерно 6000 миль в час (типичная скорость выхлопа химических ракет составляет от 5000 до 10 000 миль в час). SRB горят около двух минут и при старте генерируют около 3,3 миллиона фунтов тяги каждый (2,65 миллиона фунтов в среднем за время горения). Три главных двигателя (которые используют топливо во внешнем баке) работают около восьми минут, создавая тягу по 375 000 фунтов каждый во время горения.

В следующем разделе мы рассмотрим конкретную топливную смесь в твердотопливных ракетах.

Ракетный двигатель

А ракетный двигатель не как на обычном двигателе. Обычный двигатель воспламеняется топливо, которое затем давит на поршни, и он поворачивает кривошип. Следовательно, он использует энергию вращения для вращения колес транспортное средство. Электродвигатели также используют энергию вращения для вращения вентиляторов, и вращать диски. Ракетный двигатель не использует энергию вращения для бег. Это двигатели реакции.Принцип в том, что топливо, содержащееся в корпусе ракеты, проходит через химическая реакция, выходящая из конца ракеты. Этот затем реакция вызывает тягу и продвигает ракету вперед. Этот является примером одного из фундаментальных законов сэра Исаака Ньютона. «Для каждое действие имеет равное и противоположное противодействие »(How Rocket Двигатели работают.)

Это представление закона Ньютона.
(http://www.howstuffworks.com/rocket.htm/)


Это изображение двигателя ракеты космического челнока во время пробного горения.
Обратите внимание на голубое пламя воспламенения топлива. Это вызывает тягу, и толкает
ракету в обратном направлении.
(http://www.howstuffworks.com/rocket.htm/)

Прочность Ракета измеряется в фунтах тяги. Фунт тяги — это количество силы, необходимое для удержания объекта весом в один фунт неподвижно относительно гравитации (как работают ракетные двигатели). толкать, ракеты сжигают один из двух видов топлива: твердое топливо или жидкое топливо. Из-за этого ракеты часто классифицируют по типу топлива. что они горят.


Ракеты на твердом топливе

Ракеты на твердом топливе являются первыми ракетами, вошедшими в историю. Они были первыми изобретены в древнем Китае и используются с тех пор (How Rocket Двигатели Работа.) Химический состав твердого ракетного топлива очень похож на химический состав пороха. Однако точный химический состав не тот. Чтобы ракета заработала, быстрый необходимо сжигание неэксклюзивного топлива. Порох взрывается, делая он непригоден для использования. Таким образом, химический состав был изменен, чтобы сделать его горят быстро, но не взрываются.Одна из самых больших проблем с твердый Топливные ракетные двигатели таковы, что после запуска реакция не может быть остановился или перезапущен. Это делает их неконтролируемыми. Поэтому твердотопливные ракеты более широко используются для ракет или в качестве ракеты-носители.

Это схема как выглядит твердотопливный ракетный двигатель до и после зажигания.
Твердое топливо становится темно-зеленым, а затем оранжевым, поскольку оно воспламеняется до запустить ракету.
(http://www.howstuffworks.com/rocket.htm)



Ракеты на жидком топливе

Первое жидкое топливо ракета была произведена Робертом Годдардом в 1926 году (How Rocket Engines Работа.) Идея ракеты на жидком топливе понятна. А топливо и окислитель, в случае Годдарда он использовал бензин и жидкость кислород, закачиваются в камеру сгорания. Реакция требует место, и оно расширяется, продвигая ракету вперед. В затем расширяющийся газ пропускается через сопло, которое заставляет их ускорять к более высокой скорости (Как работают ракетные двигатели.)

Как работают ракетные двигатели?

В этой короткой статье мы разберемся с ракетными двигателями , их принципом работы и различными типами.

Миф: Ракета работает, прикладывая силу к земле, и земля толкает ракету вверх.

Возвращаясь к третьему закону Ньютона

Правда: Ракета работает, прикладывая силу к пороху (и выбрасывая его). Масса пороха прикладывает к ракете противоположную силу.Об этом также свидетельствует тот факт, что ракета продолжает ускоряться даже вдали от земли (!).

Работа ракеты обычно объясняется с помощью третьего закона Ньютона (см. Рисунок выше). Согласно третьему закону Ньютона силы действия и противодействия действуют на две разные поверхности / объекты. В случае с ракетами это два объекта — сама «ракета» и «выходящее топливо». Это очень похоже на случай, когда человек стоит на лодке (помещен в воду). Когда он / она отбрасывает тяжелую массу, это действие вызывает реакцию, заставляющую лодку (и человека) двигаться в противоположном направлении.

Принцип работы

Ракетные двигатели создают тягу за счет выброса выхлопной жидкости, которая разгоняется до высокой скорости через сопло. Жидкость обычно представляет собой газ, образующийся при сгорании под высоким давлением твердого или жидкого топлива, состоящего из компонентов топлива и окислителя, в камере сгорания. Когда газы расширяются через сопло, они разгоняются до очень высокой (сверхзвуковой) скорости, и реакция на это толкает двигатель в противоположном направлении.Горение наиболее часто используется для практических ракет, поскольку для достижения наилучших характеристик желательны высокие температуры и давление.

Различные части [1-6] ракеты в контексте ракетного двигателя и топлива

На приведенном выше изображении (любезно предоставлено: Pbroks13) показана упрощенная схема ракеты на жидком топливе. 1. Жидкое ракетное топливо. 2. Окислитель. 3. Насосы перекачивают топливо и окислитель. 4. Камера сгорания смешивает и сжигает две жидкости. 5. Горячий выхлоп застревает в горловине, что, помимо прочего, определяет величину создаваемой тяги.6. Выхлоп выходит из ракеты.

Типы ракетных двигателей: —

1. Физический привод: Сюда входят водные ракеты и двигатели на холодном газе, которые используют воду под давлением и инертные газы соответственно для получения желаемой тяги.

2. С химическим приводом: В этом случае тяга достигается за счет экзотермической химической реакции между порохами. Различные подтипы включают

  • Твердые ракеты: содержат одну камеру смеси твердого топлива и окислителя.
  • Гибридные ракеты: твердое топливо, жидкий окислитель. Отдельные баки.
  • Монотопливо: Одно топливо течет над катализатором и экзотермически разлагается.
  • Двухкомпонентное топливо: двухжидкостное топливо объединено. (То же, что и Falcon 9, и принцип ракеты, описанный выше).
  • Двойной режим: Ракета взлетает как двухкомпонентная ракета, затем поворачивается, чтобы использовать только одно топливо.

3. С электроприводом

  • Resistojet Rocket: Монотопливо передается энергия за счет нагрева резистивного элемента.
  • Ракета Arcjet: Аналогично описанному выше, за исключением того, что нагревательный элемент заменен электрической дугой.
  • Импульсная плазма: Плазма используется для воспламенения твердого топлива.

4. Thermal Rockets: Горячая вода хранится в резервуарах при высокой температуре и давлении, превращается в пар и выходит через сопло.

Помимо вышеуказанного, в настоящее время также разрабатываются ядерные ракеты, ядерные тепловые и солнечно-тепловые ракеты, и проводятся эксперименты в контролируемой среде.

Ракетные двигатели

— обзор

Важно понимать, что измерения, сделанные во время испытаний, не точны, но содержат определенные ошибки. Эти ошибки обычно делятся на несколько категорий. Эти категории включают:

1.

Статические ошибки, которые обычно являются ошибками фиксированного характера из-за изменений в производственном процессе. Эти ошибки часто учитываются путем применения соответствующих поправочных коэффициентов к измерениям.

2.

Ошибки дрейфа, которые представляют собой ошибки измерения, возникающие с течением времени из-за изменений в окружающих условиях. Для устранения этих ошибок требуется периодическая калибровка прибора по фиксированному стандарту.

3.

Ошибки динамического отклика, которые представляют собой ошибки измерения, возникающие в результате таких вещей, как вибрации, электрические помехи и т. Д., И могут исказить истинное значение измеряемой величины. Эти типы ошибок могут быть уменьшены за счет надлежащего электрического экранирования проводки КИПиА и общей конструкции всей системы

4.

Максимальные ошибки частотной характеристики, которые представляют собой ошибки измерения, приводящие к неспособности измерительной системы (преобразователя, компьютера и т. Д.) Достаточно быстро реагировать на изменения измеряемой величины. Эти ошибки измерения можно устранить, используя систему измерения, частотная характеристика которой превышает собственную частоту измеряемой величины.

5.

Ошибки линейности, которые представляют собой ошибки измерения, возникающие из-за ситуаций, когда отношение измеряемой входной величины к значению выходного сигнала от прибора изменяется в пределах диапазона прибора.

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован.

2019 © Все права защищены. Карта сайта