Электротермический ракетный двигатель реферат
Обновлено: 08.07.2024
Ракетный двигатель – это реактивный двигатель, не использующий для работы окружающую среду (воздух, воду). Наиболее широко применяются химические ракетные двигатели. Разрабатываются и испытываются другие виды ракетных двигателей – электрические, ядерные и другие. На космических станциях и аппаратах широко применяют и простейшие ракетные двигатели, работающие на сжатых газах. Обычно в качестве рабочего тела в них используют азот.
назначение и виды ракетных двигателей
По назначению ракетные двигатели подразделяют на несколько основных видов: разгонные (стартовые), тормозные, маршевые, управляющие и другие. Ракетные двигатели в основном применяются на ракетах (отсюда взято название). Кроме этого ракетные двигатели иногда применяют в авиации. Ракетные двигатели являются основными двигателями в космонавтике.
По виду применяемого топлива (рабочего тела) ракетные двигатели подразделяются на:
Военные (боевые) ракеты обычно имеют твердотопливные двигатели. Это связанно с тем, что такой двигатель заправляется на заводе и не требует обслуживания весь срок хранения и службы самой ракеты. Часто твердотопливные двигатели применяют как разгонные для космических ракет. Особенно широко, в этом качестве, их применяют в США, Франции, Японии и Китае.
Жидкостные ракетные двигатели имеют более высокие тяговые характеристики, чем твердотопливные. Поэтому их применяют для вывода космических ракет на орбиту вокруг Земли и на межпланетные перелёты. Основными жидкими топливами для ракет являются керосин, гептан (диметилгидразин) и жидкий водород. Для таких видов топлива обязательно необходим окислитель (кислород). В качестве окислителя в таких двигателях применяют азотную кислоту и сжиженный кислород. Азотная кислота уступает сжиженному кислороду по окислительным свойствам, но не требует поддержания особого температурного режима при хранении, заправки и использовании ракет.
Двигатели для космических полетов отличаются от земных тем, что они при возможно меньшей массе и объеме должны вырабатывать как можно большую мощность. Кроме того, к ним предъявляются такие требования, как исключительно высокая эффективность и надежность, значительное время работы. По виду используемой энергии двигательные установки космических аппаратов подразделяются на четыре типа: термохимические, ядерные, электрические, солнечно – парусные. Каждый из перечисленных типов имеет свои преимущества и недостатки и может применяться в определенных условиях.
В настоящее время космические корабли, орбитальные станции и беспилотные спутники Земли выводятся в космос ракетами, оснащенными мощными термохимическими двигателями. Существуют также миниатюрные двигатели малой силы тяги. Это уменьшенная копия мощных двигателей. Некоторые из них могут уместиться на ладони. Сила тяги таких двигателей очень мала, но её бывает достаточно, чтобы управлять положением корабля в пространстве.
Термохимические ракетные двигатели.
Известно, что в двигателе внутреннего сгорания, топке парового котла – всюду, где происходит сгорание, самое активное участие принимает атмосферный кислород. В космическом пространстве воздуха нет, а для работы ракетных двигателей в космическом пространстве необходимо иметь два компонента – горючее и окислитель.
В жидкостных термохимических ракетных двигателях в качестве горючего используется спирт, керосин, бензин, анилин, гидразин, диметилгидразин, жидкий водород. В качестве окислителя применяют жидкий кислород, перекись водорода, азотная кислота. Возможно, в будущем будет применяться в качестве окислителя жидкий фтор, когда будут изобретены способы хранения и использования такого активного химического вещества.
Горючее и окислитель для жидкостных реактивных двигателей хранятся раздельно, в специальных баках и с помощью насосов подаются в камеру сгорания. При их соединении в камере сгорания развивается температура до 3000 – 4500 °С.
Продукты сгорания, расширяясь, приобретают скорость от 2500 до 4500 м/с. Отталкиваясь от корпуса двигателя, они создают реактивную тягу. При этом, чем больше масса и скорость истечения газов, тем больше силы тяги двигателя.
Удельную тягу двигателей принято оценивать величиной тяги создаваемой единицей массы топлива сгораемой за одну секунду. Эту величину называют удельным импульсом ракетного двигателя и измеряют в секундах (кг тяги / кг сгоревшего топлива в секунду). Лучшие твердотопливные ракетные двигатели имеют удельный импульс до 190 с., то есть 1 кг топлива сгорающий за одну секунду создает тягу 190 кг. Водородно-кислородный ракетный двигатель имеет удельный импульс 350 с. Теоретически водородно-фторовый двигатель может развить удельный импульс более 400 с.
Обычно применяемая схема жидкостного ракетного двигателя работает следующим образом. Сжатый газ создает необходимый напор в баках с криогенным горючим, для предотвращения возникновения газовых пузырей в трубопроводах. Насосы подают топливо в ракетные двигатели. Топливо впрыскивается в камеру сгорания через большое количество форсунок. Также через форсунки в камеру сгорания впрыскивают и окислитель.
В любой машине при сгорании топлива образуются большие тепловые потоки, нагревающие стенки двигателя. Если не охлаждать стенки камеры, то она быстро прогорит, из какого бы материала она ни была сделана. Жидкостный реактивный двигатель, как правило, охлаждают одним из компонентов топлива. Для этого камеру делают двух стеночной. В зазоре между стенками протекает холодный компонент топлива.
Большую силу тяги создает двигатель, работающий на жидком кислороде и жидком водороде. В реактивной струе этого двигателя газы мчатся со скоростью немногим больше 4 км/с. Температура этой струи около 3000°С, и состоит она из перегретого водяного пара, который образуется при сгорании водорода и кислорода. Основные данные типичных топлив для жидкостных реактивных двигателей приведены в таблице №1
Плотность, кг/м 3
Удельная тяга, с
Удельная теплота сгорания, кДж/кг
Но у кислорода наряду с достоинствами есть и один недостаток – при нормальной температуре он представляет собой газ. Понятно, что применять в ракете газообразный кислород нельзя ведь в этом случае пришлось бы его хранить под большим давлением в массивных баллонах. Поэтому уже Циолковский, первым предложивший кислород в качестве компонента ракетного топлива, говорил о жидком кислороде как о компоненте без которого космические полеты не будут возможны.
Использование наиболее сильного из всех известных химии окислителей – фтора позволит существенно увеличить эффективность жидкостных реактивных двигателей. Однако жидкий фтор очень неудобен в эксплуатации и хранении из-за ядовитости и низкой температуры кипения (-188°С). Но это не останавливает ученых-ракетчиков: экспериментальные двигатели на фторе уже существуют и испытываются в лабораториях и на экспериментальных стендах.
Хотя в предлагаемом описании пока преобладают жидкостные ракетные двигатели, нужно сказать, что первым в истории человечества был создан термохимический ракетный двигатель на твердом топливе – РДТТ.
Топливо – например специальный порох – находится непосредственно в камере сгорания. Камера сгорания с реактивным соплом, заполненная твердым топливом – вот и вся конструкция. Режим сгорания твердого топлива зависит от предназначения РДТТ (стартовый, маршевый или комбинированный). Для твердотопливных ракет применяемых в военном деле характерно наличие стартового и маршевого двигателей. Стартовый РДТТ развивает большую тягу на очень короткое время, что необходимо для схода ракеты с пусковой установки и её первоначального разгона. Маршевый РДТТ предназначен для поддержания постоянной скорости полета ракеты на основном (маршевом) участке траектории полета. Различия между ними заключаются в основном в конструкции камеры сгорания и профиле поверхности горения топливного заряда, которые определяют скорость горения топлива от которой зависит время работы и тяга двигателя. В отличие от таких ракет космические ракеты-носители для запуска спутников Земли, орбитальных станций и космических кораблей, а также межпланетных станций работают только в стартовом режиме со старта ракеты до вывода объекта на орбиту вокруг Земли или на межпланетную траекторию.
В целом твердотопливные ракетные двигатели на имеют много преимуществ перед двигателями на жидком топливе: они просты в изготовлении, длительное время могут храниться, всегда готовы к действию, относительно взрывобезопасны. Но по удельной тяге твердотопливные двигатели на 10-30% уступают жидкостным.
Ядерные ракетные двигатели
У ядерных ракетных двигателей отпадает необходимость в окислителе и поэтому может быть использована только одна жидкость.
В качестве рабочего тела целесообразно применять вещества, позволяющие двигателю развивать большую силу тяги. Этому условию наиболее полно удовлетворяет водород, затем следует аммиак, гидразин и вода.
Процессы, при которых выделяется ядерная энергия, подразделяют на радиоактивные превращения, реакции деления тяжелых ядер, реакцию синтеза легких ядер.
Радиоизотопные превращения реализуются в так называемых изотопных источниках энергии. Удельная массовая энергия (энергия, которую может выделить вещество массой 1кг) искусственных радиоактивных изотопов значительно выше, чем химических топлив. Так, для 210 Ро она равна 5*10 8 КДж/кг, в то время как для наиболее энергопроизводительного химического топлива (бериллий с кислородом) это значение не превышает 3*10 4 КДж/кг.
К сожалению, подобные двигатели применять на космических ракетах-носителях пока не рационально. Причина этого – высокая стоимость изотопного вещества и трудности эксплуатации. Ведь изотоп выделяет энергию постоянно, даже при его транспортировке в специальном контейнере и при стоянке ракеты на старте.
В простейшей схеме ядерного ракетного двигателя с реактором, работающим на твердом ядерном горючем рабочее тело размещено в баке. Насос подает его в камеру двигателя. Распыляясь с помощью форсунок, рабочее тело вступает в контакт с тепловыделяющим ядерным горючим, нагревается, расширяется и с большой скоростью выбрасывается через сопло наружу.
Ядерное горючее по запасу энергии превосходит любой другой вид топлива. Тогда возникает закономерный вопрос – почему же установки на этом горючем имеют все-таки сравнительно небольшую удельную тягу и большую массу? Дело в том, что удельная тяга твердофазного ядерного ракетного двигателя ограничена температурой делящегося вещества, а энергетическая установка при работе испускает сильное ионизирующее излучение, оказывающее вредное действие на живые организмы. Биологическая защита от таких излучений имеет большой вес не применима на космических летательных аппаратах.
другие виды ракетных двигателей
Существуют и более экзотические проекты ядерных ракетных двигателей, в которых делящееся вещество находится в жидком, газообразном или даже плазменном состоянии, однако реализация подобных конструкций на современном уровне техники и технологий нереальна.
Существуют, пока на стадии теоретической или лабораторной следующие проекты ракетных двигателей:
- импульсные ядерные ракетные двигатели использующие энергию взрывов небольших ядерных зарядов;
- термоядерные ракетные двигатели, в которых в качестве топлива может использоваться изотоп водорода. Энергопроизводительность водорода в такой реакции составляет 6,8*10 11 КДж/кг, то есть примерно на два порядка выше производительности ядерных реакций деления;
- солнечно-парусные двигатели – в которых используется давление солнечного света (солнечный ветер), существование которого опытным путем доказал русский физик П.Н. Лебедев еще в 1899 году. Расчетным путем ученые установили, что аппарат массой в 1 т, снабженный парусом диаметром 500 м, может долететь от Земли до Марса примерно за 300 суток. Однако эффективность солнечного паруса быстро уменьшается с удалением от Солнца.
Электрические ракетные двигатели
Почти все рассмотренные выше ракетные двигатели, развивают огромную силу тяги и предназначены для вывода космических аппаратов на орбиту вокруг Земли и разгона их до космических скоростей для межпланетных полетов. Совсем другое дело – двигательные установки для уже выведенных на орбиту или на межпланетную траекторию космических аппаратов. Здесь, как правило, нужны двигатели малой мощности (несколько киловатт или даже ватт) способные работать сотни и тысячи часов и многократно включаться и выключаться. Они позволяют поддерживать полет на орбите или по заданной траектории, компенсируя сопротивление полету создаваемое верхними слоями атмосферы и солнечным ветром.
В электрических ракетных двигателях разгон рабочего тела до определенной скорости производится нагреванием его электрической энергией. Электроэнергия поступает от солнечных батарей или атомной электростанции. Способы нагревания рабочего тела различны, но реально применяется в основном электродуговой. Он показал себя очень надежным и выдерживает большое количество включений. В качестве рабочего тела в электродуговых двигателя применяют водород. С помощью электрической дуги водород нагревается до очень высокой температуры и он превращается в плазму - электрически нейтральную смесь положительных ионов и электронов. Скорость истечения плазмы из двигателя достигает 20 км/с. Когда ученые решат проблему магнитной изоляции плазмы от стенок камеры двигателя, тогда можно будет значительно повысить температуру плазмы и довести скорость истечения до 100 км/с.
Первый электрический ракетный двигатель был разработан в Советском Союзе в 1929-1933 гг. под руководством В.П. Глушко (впоследствии он стал создателем двигателей для советских космических ракет и академиком) в знаменитой газодинамической лаборатории (ГДЛ).
Электротермический ракетный двигатель – двигатель, в котором реактивную тягу создает струя газа, нагретого до высокой температуры. Нагрев происходит за счет воздействия электрической энергии. Электротермические двигатели можно разделить на два класса: электронагревные и электродуговые.
Изобретателем электротермического ракетного двигателя считается В. П. Глушко (1908—1989). Он был заведующим Газодинамической лаборатории. В 1929 г. был спроектирован опытный образец, но, к сожалению, впоследствии этот тип двигателя не смог вывести космический аппарат за пределы атмосферы, в результате чего все исследования в этом направлении были свернуты.
В качестве рабочего тела в электротермических двигателях используется плазма, в них кроме температурного нагрева используются электрические силы. Четкой классификации электротермических двигателей пока что не существует, хотя можно выделить несколько направлений по характеру рабочего тела, используемого в двигателе. Они делятся на плазменные, использующие неразделенную плазму для ускорения, и ионные, принцип действия которых основан на предварительном делении ионов и электронов плазмы при последующей нейтрализации электронами на выходе из сопла двигателя.
В свою очередь, первая подгруппа делится на термические, или электродуговые, двигатели с магнитным давлением и магнитоэлектрические. Термические двигатели особенны тем, что их можно применять в составном двигателе как источник горячей плазмы для другого типа ракетного двигателя, в котором будет осуществляться дальнейший разгон плазмы за счет иных сил, например, за счет магнитного давления либо пересекающихся электрических и магнитных полей. В плазменных двигателях теоретически может достигаться режим, имитирующий работу фотонного или квантового двигателя. Это достигается при дальнейшем повышении температуры (предположительно, достигнув температуры в 150 000 K, реализуется эффект излучения абсолютно черного тела, и энергия, вводимая или введенная в плазму, будет превращаться в излучение, световое давление которого может иметь внушительные параметры).
Данный текст является ознакомительным фрагментом.
Продолжение на ЛитРес
Апогейный ракетный двигатель
Апогейный ракетный двигатель Апогейный ракетный двигатель – разновидность ракетных двигателей. Основное предназначение – вывод искусственных спутников Земли с первоначальной орбиты на переходную и далее на конечную
Атомный ракетный двигатель
Бустерный ракетный двигатель
Бустерный ракетный двигатель Бустерный ракетный двигатель относится к классу ракетных двигателей, использующих для подачи топлива механические насосы. В этом типе ракетных двигателей применяются бустерные турбонасосные агрегаты. На сегодняшний день одним из самых
Верньерный ракетный двигатель
Верньерный ракетный двигатель Верньерный ракетный двигатель – ракетный двигатель, который предназначен для обеспечения управления ракетой-носителем на активном участке. Иногда используется название «рулевой ракетный
Воздушно-ракетный двигатель
Воздушно-ракетный двигатель Воздушно-ракетный двигатель представляет собой комбинированный воздушно-реактивный и ракетный двигатель. При создании комбинированного двигателя руководствовались возможностью сочетать характеристики обоих типов прямоточных двигателей
Вспомогательный ракетный двигатель
Вспомогательный ракетный двигатель Вспомогательный ракетный двигатель – разновидность ракетных двигателей, используемых для решения каких-либо конкретных задач. Отличается небольшими размерами и маленьким весом, что позволяет добавить полезного груза на борт и
Высокочастотный ракетный двигатель
Высокочастотный ракетный двигатель Высокочастотный ракетный двигатель – разновидность электротермического ракетного
Газовый ракетный двигатель
Газовый ракетный двигатель Газовый ракетный двигатель – ракетный двигатель, который использует в качестве рабочего тела газ. Газ сохраняют под высоким давлением либо могут получать испарением жидких или твердых веществ. Конструктивно может быть предусмотрена
Гелиотермический ракетный двигатель
Гелиотермический ракетный двигатель Гелиотермический ракетный двигатель – разновидность солнечных ракетных двигателей.Использование энергии солнечных лучей в работе ракетных двигателей существенно повышает экономичность космических полетов. Ф. А. Цандер в своих
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель Жидкостный ракетный двигатель – разновидность химического ракетного двигателя.В жидкостном ракетном двигателе химическая энергия топлива в камере сгорания преобразуется в тепловую, после чего в выходном сопле происходит преобразование
Электротермический ракетный двигатель
Электротермический ракетный двигатель Электротермический ракетный двигатель – двигатель, в котором реактивную тягу создает струя газа, нагретого до высокой температуры. Нагрев происходит за счет воздействия электрической энергии. Электротермические двигатели можно
Электрический ракетный двигатель(ЭРД) 8
Первый электрический реактивный двигатель 8
Химический ракетный двигатель(ХРД) 10
Первые в СССР жидкостные ракетные двигатели 10
Двигатели для баллистических и космических ракет 11
Классификация ХРД 12
По агрегатному состоянию топлива 12
По количеству компонентов 13
Ядерный ракетный двигатель 14
Список использованных источников и основной литературы 17
Истоки
Ракета, которая поднималась вверх благодаря силе, возникшей при взрыве пороха, использовалась в те времена исключительно в мирных целях — для фейерверков. Ракеты эти, что характерно, имели собственный запас горючего, в данном случае, пороха.
Следующий шаг был сделан только в 1556 году немецким изобретателем Конрадом Хаасом, который был специалистом по огнестрельному оружию в армии Фердинанда I — Императора Священной Римской Империи. Хаас считается создателем первой боевой ракеты. Хотя, строго говоря, изобретатель не создал ее, а лишь заложил теоретические основы. Именно Хаасу принадлежала идея многоступенчатой ракеты.
В 1650 году он предложил проект создания трехступенчатой ракеты. В жизнь, впрочем, эта идея воплощена так и не была. То есть, конечно, была, но только в ХХ веке, через несколько столетий после смерти Семеновича.
Ракеты в армии
На ракете — в космос
Идеи Засядко легли в основу многих работ Константина Циолковского. Этот знаменитый ученый и изобретатель теоретически обосновал возможность полета в космос при помощи ракетных технологий. Правда, в качестве топлива он предлагал использовать не порох, а смесь жидкого кислорода с жидким водородом. Аналогичные идеи высказывал младший современник Циолковского Герман Оберт.
Эра ракетостроения
Произошло это знаменательное событие 16 марта 1926 года. А главным героем стал американский физик и инженер Роберт Годдард. Еще в 1914 году он запатентовал многоступенчатую ракету. Вскоре ему удалось воплотить в жизнь идею, предложенную Хаасом почти за четыреста лет до этого. В качестве топлива Годдард предлагал использовать бензин и оксид азота. После серии неудачных запусков, он добился успеха. 16 марта 1926 года на ферме своей тетушки Годдард запустил в небо ракету размером с человеческую руку. За две с небольшим секунды она взлетела в воздух на 12 метров. Любопытно, что позднее на основе трудов Годдарда будет создана Базука.
Рис. 2 Герман Оберт
В Германии развитием идей Оберта занимался уже знакомый нам Вернер фон Браун. Он создавал ракеты для германской армии и не оставил этого занятия после прихода к власти нацистов. Более того, Браун получил от них баснословное финансирование и неограниченные возможности для работы.
Рис. 3 Варнер Фон Браун с фау- 2
После войны
В США Вернер фон Браун продолжил работу над ракетами. Теперь однако он трудился в основном для мирных целей. Именно он дал колоссальный толчок к развитию американской космической отросли, сконструировав для США первые ракеты-носители (разумеется, создавал Браун и боевые баллистические ракеты). Его команда в феврале 1958 запустила в космос первый американский искусственный спутник Земли. Советский Союз опередил США с запуском спутника почти на полгода. 4 октября 1957 года на орбиту Земли был выведен первый искусственный спутник. При его запуске была использована советская ракета Р-7, созданная Сергеем Королевым.
Рис. 4 Сергей Королев
Ракетные двигатели в России
Электрический ракетный двигатель(ЭРД)
Первый электрический реактивный двигатель
Под руководством Глушко был разработан первый в мире электротермический реактивный двигатель. Опытный образец был создан в СССР — в Газодинамической лаборатории в Ленинграде, которой заведовал Глушко, в 1929 году.
В двигателе в камеру сгорания устанавливались специальные проводники (из железа, палладия других металлов), на эти проводники подавались кратковременные, но мощные импульсы электрического тока с определенной частотой. Сам процесс назывался "электрическим взрывом" — при прохождении разряда проводники в прямом смысле разрушались, выделяя водород, который истекал из сопла двигателя и создавал тягу. Позже работы по этим двигателям были свернуты из-за низкой мощности.
Впервые в советской космической промышленности электрореактивные двигатели (ЭРД), но с иным принципом, были применены значительно позже — в 1964 году в космос был отправлен спутник "Зонд-2", с шестью установленными плазменными двигателями ориентации.
В современной космической технике применяются различные ЭРД, например, ионный (ионизированный газ разгоняется в электрическом поле). Такие модели, как и первый двигатель Глушко, имеют малую тягу, но могут работать за счет низкого расхода рабочего тела чрезвычайно долго — до нескольких лет. В качестве маршевого ЭРД был, например, установлен на японском космическом аппарате "Хаябуса", запущенном для изучения астероида Итокава. ЭРД широко применяются на спутниках в качестве двигателей коррекции траектории.
Классификация ЭРД
электротермические ракетные двигатели (ЭТД) ;
электростатические двигатели (ИД, СПД) ;
сильноточные (электромагнитные, магнитодинамические) двигатели ;
импульсные двигатели .
Химический ракетный двигатель(ХРД)
Первые пороховые ракеты были изобретены в Китае . Точная дата их изобретения неизвестна (первое письменное упоминание относится к XIII веку). Эти ракеты были твердотопливными.
В Средние века ракеты применялись в основном для развлечений, для устройства фейерверков . Интерес к ракетам начал расти в 1920-е — 1930-е годы, поскольку стало ясно, что ракетный принцип движения является единственным для осуществления самостоятельного, управляемого полёта в безвоздушном пространстве
Первые в СССР жидкостные ракетные двигатели
Под руководством Глушко после завершения работ по ЭРД впервые в отечественной космической промышленности была создана целая серия опытных ракетных двигателей, работающих на жидком топливе. Серия называлась ОРМ — опытные ракетные моторы. В качестве топлива в двигателях серии использовались керосин, бензин, толуол, другие вещества.
Советские ученые экспериментировали как со смешанными унитарными, так и с двухкомпонентными топливами. Первые образцы, работавшие на унитарном топливе (ОРМ-1 тягой всего 20 кгс), были крайне несовершенны и терпели отказы, вплоть до аварийных ситуаций — двигатели взрывались на стендах во время работы. В итоге был сделан выбор в пользу более безопасной двухкомпонентной схемы — отдельные баки для горючего, отдельные для окислителя.
Работы над двигателями серии ОРМ Газодинамическая лаборатория начала в 1930-х годах, и к 1933-му был создан достаточно мощный образец ОРМ-52 с тягой 300 кгс. Под этот двигатель был разработан целый ряд реактивных летательных аппаратов ("РЛА-1", "РЛА-2" и так далее), но их образцы "в железе" не создавались. По задумке инженеров, РЛА должны были взлетать на высоту нескольких километров и выбрасывать контейнер с метеоаппаратурой, которая затем опускалась бы на землю на парашюте. ОРМ-52 прошел официальные государственные испытания, правда, только на стенде. На одном из запусков образца двигателя в 1933 году присутствовал начальник вооружения Красной Армии маршал Михаил Тухачевский и дал работе лаборатории Глушко положительную оценку.
В 1934 году коллектив Газодинамической лаборатории из Ленинграда был объединен с московской группой изучения реактивного движения (под руководством Сергея Павловича Королева) в Реактивный научно-исследовательский институт. Ученые совместными усилиями продолжили разработку двигателей и носителей под них. Коллектив Глушко создал образцы с номерами от ОРМ-53 до ОРМ-102. В частности, двигатель ОРМ-65 разработки Глушко ставился на созданную Королевым крылатую ракету — "объект 212". В 1939 году прошли ее испытания — ракета с ОРМ-65 достигла высоты 250 м, когда преждевременно раскрылся ее парашют. Двигатель ОРМ-65 работал на азотной кислоте и керосине, развивал тягу 150 кгс и мог работать до 80 секунд.
Двигатели для баллистических и космических ракет
Импульс газовой струи направлен по направлению истечения газов. Согласно закону сохранения импульса , при истечении газовой струи, струя и ракета получают одинаковые по модулю, но противоположенные по направлению импульсы. Другими словами, векторная сумма импульсов газа и ракеты равна нулю. Фактически это проявляется как возникновение реактивной тяги , развиваемой ХРД.
Классификация ХРД
По агрегатному состоянию топлива
Жидкостный ракетный двигатель
Описание : Этот тип получил широкое распространение на баллистических ракетах , ракетах-носителей для вывода космических аппаратов в космос. Жидкостные ракетные двигатели допускают регулирование тяги в широких пределах и многократное включение и выключение.
Удельный импульс ЖРД (в вакууме) : достигает 3308 м/c (РД-170).
Удельная тяга (весовая) : до 337,2 с (РД-170).
От нескольких десятков ньютонов. Пример: двигатель ориентации С5.79 тягой 122,6 Н, входящий в состав Объединённой двигательной установки (ОДУ). ОДУ впервые была разработана для орбитальной станции Мир, дальнейшее распространение получила на МКС [1] .
До нескольких меганьютонов. Пример: самый мощный в мире (на момент написания статьи — апрель 2017 г.) РД-170 обладает тягой на уровне моря около 7,26 МН.
Твердотопливный ракетный двигатель
Гибридный ракетный двигатель
По количеству компонентов
Однокомпонентные (монотопливные)
Двухкомпонентные
Трёх- и более компонентные
Ядерный ракетный двигатель
В СССР развёрнутое постановление правительства по проблеме создания ЯРД было подписано в 1958 году. Этим документом руководство работами в целом было возложено на академиков М. В. Келдыша , И. В. Курчатова и С. П. Королёва . К работам были подключены десятки исследовательских, проектных, конструкторских, строительных и монтажных организаций. ЯРД активно разрабатывались КБХА в Воронеже и испытывались в СССР (см. РД-0410 ) и США (см. NERVA ) с середины 1950-х годов. Исследования ведутся и в 2018 году.
По оценкам А. В. Багрова, М. А. Смирнова и С. А. Смирнова, ядерный ракетный двигатель может добраться до Плутона за 2 месяца и вернуться обратно за 4 месяца с затратой 75 тонн топлива, до Альфы Центавра за 12 лет, а до Эпсилона Эридана за 24,8 года
В СССР аналогичный проект разрабатывался в 1950—70-х годах. Устройство содержало дополнительные химические реактивные двигатели, выводящие его на 30—40 км от поверхности Земли ; затем предполагалось включать основной ядерно-импульсный двигатель. 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.
В ноябре 2017 года Китайская корпорация аэрокосмической науки и техники (China Aerospace Science and Technology Corporation, CASC) опубликовала дорожную карту развития космической программы КНР на период 2017—2045 годы. Она предусматривает, в частности, создание многоразового корабля, работающего на ядерном ракетном двигателе.
Ядерный ракетный двигатель (ЯРД) — разновидность ракетного двигателя, которая использует энергию деления или синтеза ядер для создания реактивной тяги.
Традиционный ЯРД в целом представляет собой конструкцию из нагревательной камеры с ядерным реактором как источником тепла, системы подачи рабочего тела и сопла. Рабочее тело (как правило — 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. Существуют различные конструкции ЯРД: твердофазный, жидкофазный и газофазный — соответствующие агрегатному состоянию ядерного топлива в активной зоне реактора — твёрдое, расплав или высокотемпературный газ (либо даже плазма).
Твердофазный ядерный ракетный двигатель В твердофазных ЯРД (ТфЯРД) делящееся вещество, как и в обычных ядерных реакторах , размещено в сборках-стержнях ( ТВЭЛах ) сложной формы с развитой поверхностью, что позволяет эффективно нагревать газообразное рабочее тело (обычно — водород, реже — аммиак), одновременно являющееся теплоносителем, охлаждающим элементы конструкции и сами сборки. Температура нагрева ограничена температурой плавления элементов конструкции (не более 3000 К). Удельный импульс твердофазного ЯРД, по современным оценкам, составит 8000—9000 м/с, что более чем вдвое превышает показатели наиболее совершенных химических ракетных двигателей. Наземные демонстраторы технологий ТфЯРД в ХХ веке были созданы и успешно испытаны на стендах (программа NERVA в США, РД-0410 в СССР).
Газофазный ядерный ракетный двигатель (ГЯРД) — концептуальный тип реактивного двигателя, в котором реактивная сила создаётся за счёт выброса теплоносителя (рабочего тела) из ядерного реактора, топливо в котором находится в газообразной форме или в виде плазмы. Считается, что в подобных двигателях удельный импульс составит 30—50 тыс. м/с. Перенос тепла от топлива к теплоносителю достигается в основном за счёт излучения, большей частью в ультрафиолетовой области спектра (при температурах топлива около 25 000 °C).
Выявление перспективного направления развития электрических ракетных двигателей для малых космических аппаратов. Эффективность применения аммиачных электротермических микродвигателей для малых космических аппаратов с ограниченным энергоснабжением.
| Рубрика | Астрономия и космонавтика |
| Вид | статья |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 02.02.2019 |
| Размер файла | 679,2 K |
Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
Омский государственный технический университет
Конструкторское бюро ПО “Полет”
АНАЛИЗ ЭЛЕКТРИЧЕСКИХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ДЛЯ МАЛЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Лукьянчик А.И., Блинов В.Н.,
Вавилов И.С., Косицын В.В., Рубан В.И.
космический аппарат ракетный двигатель
Ключевые слова: малый космический аппарат, корректирующая двигательная установка, электрический ракетный двигатель, электротермический микродвигатель.
Современный этап освоения космического пространства характеризуется разработкой и применением малых космических аппаратов (МКА) массой от 10 до 500 кг [1]. Для задач орбитального маневрирования МКА: ликвидации ошибок выведения МКА ракетоносителем, разведения МКА по орбитам функционирования, межорбитального маневрирования МКА, поддержания заданных параметров рабочей орбиты в течение заданного срока активного существования МКА, увода МКА на орбиту утилизации применяется корректирующая двигательная установка (КДУ) с электрическими ракетными двигателями (ЭРД).
Согласно проведенному обзору существующих и перспективных ЭРД было установлено, что основными видами ЭРД являются электротермический, электромагнитный и электростатический ракетные двигатели (рис. 1).
Рис. 1 Классификация электрических ракетных двигателей
В ЭРД в качестве источника энергии для создания тяги используется электрическая энергия бортовой энергоустановки МКА (солнечные или аккумуляторные батареи) [2].
В электротермическом двигателе электрическая энергия применяется для нагрева рабочего тела (РТ) с помощью электрической дуги, омического нагрева и других методов с целью обращения его в газ с температурой 1000 - 5000 К, а затем полученный газ, истекая из реактивного сопла, создаёт тягу. На рисунках 2 - 7 представлены примеры отечественных и зарубежных электротермических двигателей.
Рис. 2 Электротермический двигатель SSTL Low Power Resistojet
На рисунке 2 изображен электротермический двигатель SSTL Low Power Resistojet используемый на космических аппаратах SNAP-1, ALSAT-1, UK-DMC и CRYOSAT [3].
Данный тип электрического ракетного двигателя характеризуется тем, что вначале электрическая энергия используется для нагрева рабочего тела (газа). Затем термическая энергия струи преобразуется в кинетическую энергию струи в сопле. В таблице 1 приведены основные характеристики двигателя SSTL Low Power Resistojet.
Ракетные двигатели по своей сути – это обычные реактивные двигатели с одной немаловажной особенностью: для создания реактивной тяги в них не используется атмосферный кислород в качестве окислителя топлива. Все, что нужно для его работы, находится либо непосредственно в его корпусе, либо в системах подачи окислителя и топлива. Именно эта особенность и дает возможность использовать ракетные двигатели в открытом космосе.
Видов ракетных двигателей очень много и все они разительно отличаются между собой не только особенностями конструкции, но и принципом работы. Именно поэтому каждый вид нужно рассматривать отдельно.
Среди основных рабочих характеристик ракетных двигателей особое внимание уделяется удельному импульсу – отношению величины реактивной тяги к массе расходуемого за единицу времени рабочего тела. Значение удельного импульса отображает эффективность и экономичность двигателя.
Химические ракетные двигатели (ХРД)
Этот тип двигателей на сегодняшний день является единственным, который массово используется для выведения в открытый космос космических аппаратов, кроме того, он нашел применение и в военной промышленности. Химические двигатели делятся на твердо- и жидкотопливные в зависимости от агрегатного состояния ракетного топлива.
Виды химических двигателей
История создания
Первыми ракетными двигателями были твердотопливные, а появились они несколько веков назад в Китае. С космосом их тогда мало что связывало, зато с их помощью можно было запускать военные ракеты. В качестве топлива использовался порошок, по составу напоминающий порох, только процентное соотношение его составляющих было изменено. В результате при окислении порошок не взрывался, а постепенно сгорал, выделяя тепло и создавая реактивную тягу. Такие двигатели с переменным успехом дорабатывались, совершенствовались и улучшались, но их удельный импульс все равно оставался малым, то есть конструкция была неэффективной и неэкономичной. Вскоре появились новые виды твердого топлива, позволяющие получить больший удельный импульс и развивать большую тягу. Над его созданием в первой половине ХХ века трудились ученые СССР, США и Европы. Уже во второй половине 40-х годов был разработан прототип современного топлива, используемого и сейчас.
Ракетный двигатель РД — 170 работает на жидком топливе и окислителе.
Жидкостные ракетные двигатели – это изобретение К.Э. Циолковского, который предложил их в качестве силового агрегата космической ракеты в 1903 году. В 20-х годах работы по созданию ЖРД начали проводиться в США, в 30-хх годах – в СССР. Уже к началу Второй мировой войны были созданы первые экспериментальные образцы, а после ее окончания ЖРД стали выпускаться серийно. Использовались они в военной промышленности для оснащения баллистических ракет. В 1957 году впервые в истории человечества был запущен советский искусственный спутник. Для его запуска использовалась ракета, оснащенная РЖД.
Устройство и принцип работы химических ракетных двигателей
Твердотопливный двигатель вмещает в своем корпусе топливо и окислитель в твердом агрегатном состоянии, причем контейнер с топливом – это одновременно и камера сгорания. Топливо обычно имеет форму стержня с центральным отверстием. В процессе окисления стержень начинает сгорать от центра к периферии, а газы, полученные в результате сгорания, выходят через сопло, образуя тягу. Это самая простая конструкция среди всех ракетных двигателей.
В жидкостных РД топливо и окислитель находятся в жидком агрегатном состоянии в двух раздельных резервуарах. По каналам подачи они попадают в камеру сгорания, где смешиваются и происходит процесс горения. Продукты сгорания выходят через сопло, образуя тягу. В качестве окислителя обычно используется жидкий кислород, а топливо может быть разным: керосин, жидкий водород и т.д.
Плюсы и минусы химических РД, их сфера применения
Достоинствами твердотопливных РД являются:
- простота конструкции;
- сравнительная безопасность в плане экологии;
- невысокая цена;
- надежность.
Недостатки РДТТ:
- ограничение по времени работы: топливо сгорает очень быстро;
- невозможность перезапуска двигателя, его остановки и регулирования тяги;
- небольшой удельный вес в пределах 2000-3000 м/с.
Анализируя плюсы и минусы РДТТ, можно сделать вывод, что их использование оправдано только в тех случаях, когда нужен силовой агрегат средней мощности, достаточно дешевый и простой в исполнении. Сфера их использования – баллистические, метеорологические ракеты, ПЗРК, а также боковые ускорители космических ракет (ими оснащаются американские ракеты, в советских и российских ракетах их не использовали).
Достоинства жидкостных РД:
- высокий показатель удельного импульса (порядка 4500 м/с и выше);
- возможность регулирования тяги, остановки и перезапуска двигателя;
- меньший вес и компактность, что дает возможность выводить на орбиту даже большие многотонные грузы.
Недостатки ЖРД:
- сложная конструкция и пуско-наладочные работы;
- в условиях невесомости жидкости в баках могут хаотично перемещаться. Для их осаждения нужно использовать дополнительные источники энергии.
Сфера применения ЖРД – это в основном космонавтика, так как для военных целей эти двигатели слишком дорогие.
Несмотря на то, что пока химические РД – единственные способные обеспечить вывод ракет в открытый космос, их дальнейшее усовершенствование практически невозможно. Ученые и конструкторы убеждены, что предел их возможностей уже достигнут, а для получения более мощных агрегатов с большим удельным импульсом необходимы другие источники энергии.
Ядерные ракетные двигатели (ЯРД)
Этот тип РД в отличие от химических вырабатывает энергию не при сгорании топлива, а в результате нагревания рабочего тела энергией ядерных реакций. ЯРД бывают изотопными, термоядерными и ядерными.
История создания
Таким образом, действующие модели ядерных ракетных двигателей уже есть, но пока ни один из них так и не был задействован вне лабораторий или научных баз. Потенциал таких двигателей довольно высокий, но и риск, связанный с их использованием, тоже немалый, так что пока они существуют только в проектах.
Устройство и принцип действия
Ядерные ракетные двигатели бывают газо-, жидко- и твердофазными в зависимости от агрегатного состояния ядерного топлива. Топливо в твердофазных ЯРД – это ТВЭЛы, такие же, как в ядерных реакторах. Они находятся в корпусе двигателя и в процессе распада делящегося вещества выделяют тепловую энергию. Рабочее тело – газообразный водород или аммиак – контактируя с ТВЭЛом, поглощает энергию и нагревается, увеличиваясь в объеме и сжимаясь, после чего выходит через сопло 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. Обычно в них используется уран. 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.
Преимущества и недостатки ЯРД
Электрические ракетные двигатели (ЭРД)
Еще один потенциальный конкурент химических РД – электрический РД, работающий за счет электрической энергии. ЭРД может быть электротермическим, электростатическим, электромагнитным или импульсным.
История создания
Первый ЭРД был сконструирован в 30-х годах советским конструктором В.П. Глушко, хотя идея создания такого двигателя появилась еще в начале ХХ века. В 60-х годах ученые СССР и США активно работали над созданием ЭРД, и уже в 70-х годах первые образцы начали использоваться в космических аппаратах в качестве двигателей управления.
Устройство и принцип работы
Электроракетная двигательная установка состоит из самого ЭРД, строение которого зависит от его типа, систем подачи рабочего тела, управления и электропитания. Электротермический РД нагревает поток рабочего тела за счет тепла, выделяемого нагревательным элементом, или в электрической дуге. В качестве рабочего тела используется гелий, аммиак, гидразин, азот и другие инертные газы, реже – водород.
Электростатические РД делятся на коллоидные, ионные и плазменные. В них заряженные частицы рабочего тела ускоряются за счет электрического поля. В коллоидных или ионных РД ионизация газа обеспечивается ионизатором, высокочастотным электрическим полем или газоразрядной камерой. В плазменных РД рабочее тело – инертный газ ксенон – проходит через кольцевой анод и попадает в газоразрядную камеру с катод-компенсатором. При высоком напряжении между анодом и катодом вспыхивает искра, ионизирующая газ, в результате чего получается плазма. Положительно заряженные ионы выходят через сопло с большой скоростью, приобретенной за счет разгона электрическим полем, а электроны выводятся наружу катодом-компенсатором.
Электромагнитные РД имеют свое магнитное поле – внешнее или внутреннее, которое ускоряет заряженные частицы рабочего тела.
Импульсные РД работают за счет испарения твердого топлива под действием электрических разрядов.
Преимущества и недостатки ЭРД, сфера использования
Среди преимуществ ЭРД:
- высокий показатель удельного импульса, верхний предел которого практически не ограничен;
- малый расход топлива (рабочего тела).
Недостатки:
- высокий уровень потребления электроэнергии;
- сложность конструкции;
- небольшая тяга.
На сегодняшний день использование ЭРД ограничено их установкой на космические спутники, а в качестве источников электроэнергии для них применяются солнечные батареи. Вместе с тем именно эти двигатели могут стать теми силовыми установками, которые дадут возможность исследовать космос, поэтому работы по созданию их новых моделей активно ведутся во многих странах. Именно эти силовые установки чаще всего упоминали фантасты в своих произведениях, посвященных покорению космоса, их же можно встретить и в научно-фантастических фильмах. Пока именно ЭРД является надеждой на то, что люди все же смогут путешествовать к звездам.
Читайте также: