Главная > Разное > Механика космического полета в элементарном изложении
<< Предыдущий параграф
Следующий параграф >>
<< Предыдущий параграф Следующий параграф >>
Макеты страниц

§ 4. Термохимические ракетные двигатели

Принцип действия термохимических (или просто химических) двигателей не сложен: в результате химической реакции (как правило, реакции горения) выделяется большое количество тепла и нагретые до высокой температуры продукты реакции, стремительно расширяясь, с большой скоростью истечения выбрасываются из ракеты.

Химические двигатели относятся к более широкому классу тепловых (теплообменных) двигателей, в которых истечение рабочего тела осуществляется в результате его расширения посредством нагревания. Для таких двигателей скорость истечения в основном зависит от температуры расширяющихся газов и от их среднего молекулярного веса: чем больше температура и чем меньше молекулярный вес, тем больше скорость истечения. С точностью до 10% она пропорциональна где абсолютная температура,

М — средний молекулярный вес [1.6]. Все усилия направляются главным образом на то, чтобы температура была по возможности больше, а молекулярный вес меньше.

Требование высокой температуры расширяющихся газов довольно очевидно, что же касается молекулярного веса, то чем он меньше, тем больший объем при данных температуре и давлении стремится занять газ, т. е. тем больше оказывается скорость истечения. Скорость истечения также зависит, хотя и в меньшей степени, от давления газа в тепловой камере, точнее, от отношения этого давления к давлению газа в выходном сечении (на срезе сопла). Чем больше это отношение, тем больше скорость истечения. Давление газа в камере доходит до десятков атмосфер. При полете за пределами атмосферы это давление (для двигателей верхних ступеней) может не быть таким большим.

Рис. 5. Схема жидкостного ракетного двигателя с насосной подачей топлива.

Важной характеристикой рабочего тела является его плотность. Чем она больше, тем меньший объем при той же массе занимает рабочее тело и тем, следовательно, меньшие размеры, а значит, и меньшую массу имеют баки для его хранения. К сожалению, требования малого молекулярного веса и большой плотности обычно противоречат друг Другу.

Жидкостные ракетные двигатели этих двигателях горючее (например, керосин, спирт, гидразин, жидкий водород) и окислитель (например, жидкий кислород, азотная кислота, перекись водорода) помещаются в отдельных баках. Совокупность горючего и окислителя называется ракетным топливом. С помощью специальных насосов или под давлением горючее и окислитель подаются в камеру сгорания. Истечение продуктов сгорания происходит через особой формы раструб, называемый соплом (рис. 5). Иногда двигатель может содержать несколько камер (каждая со своим соплом), объединенных общей системой подачи топлива. Многокамерность позволяет, при той же тяге, уменьшать общую длину двигателя и, в конечном счете, облегчить ракету. Четырехкамерными, например, являются советские двигатели РД-107 и РД-108, которые используются в советских ракетах «Восток» с 1957 г. [1.7].

В камерах сгорания современных ракет развивается температура более 4000 К (иногда достигает почти 5000 К) [1.8]. Стенки камеры Делаются из особо жаропрочных материалов и подвергаются специальному охлаждению: внутри них по трубкам циркулирует

холодное топливо перед поступлением в камеру. Благодаря этому стенки камеры сгорания охлаждаются до 1000 К.

Требование возможно меньшего молекулярного веса продуктов сгорания заставляет химиков искать ракетные топлива, состоящие из химических элементов с небольшим атомным весом (занимающих 10 первых мест в таблице Менделеева, за исключением инертных газов) [1.6]. Теоретические расчеты показывают, что самые выгодные комбинации горючих и окислителей, характеризующиеся сравнительно малым молекулярным весом продуктов сгорания и высокой теплотворностью, при высоких давлениях (до сотен атмосфер) в камере сгорания не смогут дать скорость истечения газов во всяком случае более причем предел уже фактически почти достигнут.

В ЖРД нижних ступеней современных ракет-носителей используются, как правило, углеводородные горючие (керосины и их производные) и жидкий кислород в качестве окислителя; подобные топлива дают скорости истечения порядка и несколько выше (рекорд принадлежит, по-видимому, советскому двигателю в котором топливо на кислороде и несимметричном диметилгидразине дает скорость истечения 3,45 км/с). Сочетание же жидкий водород жидкий кислород обеспечивает скорость истечения до а замена жидкого кислорода жидким фтором позволит достичь скорости истечения

Жидкий фтор чрезвычайно трудно использовать из-за его коррозионного действия, ядовитости и возникающей при его применении пожароопасности и опасности для окружающей среды. Однако ожидается, что в будущем может стать возможным использование жидкого фтора на верхних ступенях космических ракет [1.10] и в орбитальных разгонных блоках. Использование жидкого водорода затрудняется тем обстоятельством, что он имеет весьма малую плотность, вследствие чего оказывается велика масса содержащих его баков. Не малы также трудности содержания жидкого водорода при температуре [1.8]. В настоящее время кислородно-водородное топливо применяется на верхних ступенях ракет-носителей, где потребное количество водорода может быть не слишком велико.

Наряду с кислородно-керосиновыми и кислородно-водородными топливами находят широкое применение высококипящие топлива, компоненты которых являются жидкостями в обычных условиях. Они, например, используются в советских двигателях РД-214 и РД-216, применяющихся в ракетах серии «Космос». Такие топлива дают меньшую скорость истечения, чем кислородно-керосиновые

топлива, но обладают большей плотностью (скорость истечения для РД-216 равна 2,86 км/с) [1.7, 1.10].

Тяги жидкостных двигателей, уже применяющихся на ракетах, достигают многих сотен тонн. Значительный эффект получается объединением нескольких двигателей в связки.

Самым мощным из построенных до сих пор ракетных двигателей является американский Его тяга составляет в вакууме Двигатель имеет массу около максимальный размер (по срезу сопла) составляет

Рис. 6. Ракетный двигатель твердого топлива: а) продольный и б) поперечный разрез.

Ежесекундно расходуется около 1 т горючего (керосин окислителя (жидкий кислород); удельный импульс — 260 с. Этот двигатель использовался в лунной ракете-носителе «Сатурн-5».

В США испытывался кислородно-водородный с такой же тягой. Использовавшийся на верхних ступенях ракеты-носителя «Сатурн-5» кислородно-водородный развивает в вакууме тягу до скорость истечения равна

Мощные ЖРД (одиночные и в связках) способны сообщить реактивное ускорение, в несколько раз превышающее ускорение свободного падения Их действие, однако, продолжается лишь несколько минут. При малом секундном расходе рабочего тела другие ЖРД (например, рулевые), работающие в режиме малой тяги, способны действовать несколько часов и создавать ускорения, в десятки раз меньшие

Ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ). Твердое топливо горит за счет кислорода, содержащегося в нем самом. РДТТ имеет значительно более простую конструкцию, чем ЖРД. Не нужны ни раздельные баки для горючего и окислителя, ни насосы (рис. 6). В РДТТ оказывается более трудно, чем в ЖРД, регулировать горение, но зато хранение твердых топлив значительно проще, чем жидких (особенно в условиях космического пространства). Удельный вес РДТТ меньше удельного веса ЖРД, и в этом их преимущество. Тяги РДТТ достигают сотен тонн. Время действия — менее минуты.

В начале 1967 г. в США был испытан РДТТ диаметром и длиной причем тяга достигла Считается теоретически возможным создание РДТТ диаметром с тягой до [1.8].

Связки огромных РДТТ должны найти широкое применение в качестве первых, стартовых ступеней (бустеров) огромных ракет-носителей. Однако РДТТ никогда не смогут полностью вытеснить ЖРД, так как даже в будущем скорость истечения из них, по-видимому, не сможет превысить 3-3,5 км/с [1.8]. К 1977 г., по опубликованным в США данным, скорость истечения из РДТТ лишь едва достигла 2,7 км/с.

РДТТ небольшой тяги находят применение в качестве тормозных двигателей космических аппаратов. Необычные весьма малой тяги используются в системах ориентации и стабилизации. Их «топливо» не сгорает, а представляет собой легко возгоняющееся (сублимирующееся) под действием электрического импульса твердое вещество (микроракетные сублимационные двигатели) [1.8].

ЖРД на свободных радикалах (рекомбинацион-ные двигатели). Так называются теоретически возможные двигатели химического типа, использующие тепловую энергию, выделяющуюся при рекомбинации (воссоединении) в молекулы атомов или групп атомов, представляющих собой незаряженные части молекул. Примером такой реакции может служить соединение двух отдельных атомов водорода в молекулу водорода При реакции развивается огромная температура — около а молекулярный вес расширяющегося газа минимален. Скорость истечения могла бы теоретически достичь [1.11]. Но чрезмерно высокая температура вынудит разбавлять свободные атомы водорода молекулами что понизит температуру и уменьшит скорость истечения. Таким путем может быть достигнута скорость истечения около [1.12] (при 50% свободных атомов в смеси). К сожалению, получение и хранение (в «замороженном» состоянии) свободных радикалов в широких масштабах представляет практически неразрешимую проблему из-за дороговизны и взрывоопасности [1.8].

Использование воздушно-реактивных двигателей (ВРД). Можно добиться увеличения характеристической скорости ракеты, если в камере сгорания в качестве окислителя будет использоваться кислород атмосферы. Для этого на первой ступени должны быть установлены ВРД (возможно, в сочетании с ЖРД), подобные применяющимся в реактивной авиации. Помимо использования самостоятельных ВРД возможно также подсасывание воздуха из атмосферы в реактивную струю ЖРД или РДТТ [1.8]. Указанные двигательные установки в будущем могут найти применение на орбитальных самолетах.

<< Предыдущий параграф Следующий параграф >>
Оглавление