Ракетный двигатель

Эта статья включает в себя список литературы , связанной литературы или внешних ссылок , но ее источники остаются неясными, поскольку в ней отсутствуют встроенные цитаты . Пожалуйста, помогите улучшить эту статью, добавив более точные цитаты. ( Октябрь 2020 г. ) ( Узнайте, как и когда удалить этот шаблон сообщения )

RS-68 проходит испытания в космическом центре НАСА Стеннис

Ракетный двигатель Викинг 5C используется на Ariane 1 через Ariane 4

А ракетные двигатели используют сохраненный ракетные топлива в качестве реакционной массы для формирования высокоскоростной пропульсивной струи текучей среды, как правило , высокотемпературного газа. Ракетные двигатели - это реактивные двигатели , создающие тягу за счет выброса массы назад в соответствии с третьим законом Ньютона . Большинство ракетных двигателей используют сгорание реактивных химикатов для обеспечения необходимой энергии, но существуют и негорючие формы, такие как двигатели на холодном газе и ядерные тепловые ракеты . Транспортные средства, приводимые в движение ракетными двигателями, обычно называют ракетами . Ракетные машины несут собственный окислительв отличие от большинства двигателей внутреннего сгорания, поэтому ракетные двигатели могут использоваться в вакууме для приведения в движение космических кораблей и баллистических ракет . ^{[ необходима цитата ]}

По сравнению с другими типами реактивных двигателей ракетные двигатели являются наиболее легкими и имеют наибольшую тягу, но наименее эффективны по методу топлива (имеют наименьший удельный импульс ). Идеальный выхлоп - водород , самый легкий из всех элементов, но химические ракеты производят смесь более тяжелых веществ, снижая скорость выхлопа. ^{[ необходима цитата ]}

Ракетные двигатели становятся более эффективными на высоких скоростях из-за эффекта Оберта . ^{[1] [ сомнительно - обсудить ]}

Терминология [ править ]

Здесь «ракета» используется как сокращение от «ракетный двигатель».

В тепловых ракетах используется инертное топливо, нагреваемое электричеством ( электротермическая тяга ) или ядерным реактором ( ядерная тепловая ракета ).

Химические ракеты работают за счет экзотермических окислительно-восстановительных химических реакций топлива:

• Ракеты на твердом топливе (или ракеты на твердом топливе или двигатели ) - это химические ракеты, в которых топливо используется в твердой фазе .
• Ракеты на жидком топливе используют одно или несколько ракетных топлив в жидком состоянии, подаваемых из резервуаров.
• В гибридных ракетах в камере сгорания используется твердое топливо, к которому добавлен второй жидкий или газовый окислитель или топливо, обеспечивающее сгорание.
• Ракеты с монотопливом используют одно топливо, разлагаемое катализатором . Наиболее распространенными монотопливами являются гидразин и перекись водорода .

Принцип работы [ править ]

Ракетные двигатели создают тягу за счет выброса выхлопной жидкости , которая разгоняется до высокой скорости через сопло . Жидкость обычно представляет собой газ, создаваемый при сгорании твердого или жидкого топлива , состоящего из компонентов топлива и окислителя , в камере сгорания под высоким давлением (от 150 до 4350 фунтов на квадратный дюйм (от 10 до 300 бар)) . 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.^{[ необходима цитата ]}

Модель ракетной альтернативой является сжигание ракетной воды , которая использует воду под давлением с помощью сжатого воздуха, двуокиси углерода , азота или любого другого легко доступного инертного газа.

Горючее [ править ]

Ракетное топливо - это масса, которая хранится, обычно в той или иной форме топливного бака или в самой камере сгорания, прежде чем будет выброшена из ракетного двигателя в виде струи жидкости для создания тяги.

Чаще всего используются химические ракетные топлива, которые подвергаются экзотермическим химическим реакциям с образованием горячего газа, который используется ракетой в качестве двигателя. В качестве альтернативы химически инертная реакционная масса может быть нагрета с использованием источника энергии высокой энергии через теплообменник, и тогда камера сгорания не используется.

Твердое ракетное топливо готовится как смесь топлива и окисляющих компонентов, называемая «зерном», и корпус хранения ракетного топлива фактически становится камерой сгорания.

Инъекция [ править ]

Ракеты, работающие на жидком топливе, заставляют отдельные компоненты топлива и окислителя попадать в камеру сгорания, где они смешиваются и сгорают. В гибридных ракетных двигателях используется комбинация твердого и жидкого или газообразного топлива. И жидкие, и гибридные ракеты используют форсунки для подачи топлива в камеру. Часто это ряд простых форсунок - отверстий, через которые под давлением выходит топливо; но иногда могут быть и более сложные форсунки. Когда впрыскиваются два или более пороха, струи обычно сознательно вызывают столкновение порохов, поскольку это разбивает поток на более мелкие капли, которые легче горят.

Камера сгорания [ править ]

Для химических ракет камера сгорания обычно имеет цилиндрическую форму , и держатели пламени , используемые для удержания части горения в более медленно протекающей части камеры сгорания, не нужны. ^{[ необходима цитата ]} Размеры баллона таковы, что топливо способно полностью сгореть; Для того, чтобы это произошло, разное ракетное топливо требует разного размера камеры сгорания.

Это приводит к числу, которое называется : ^{[ необходима цитата ]}${\ Displaystyle L ^ {*}}$

${\ displaystyle L ^ {*} = {\ frac {V_ {c}} {A_ {t}}}}$

где:

• ${\ displaystyle V_ {c}}$ объем камеры
• ${\ displaystyle A_ {t}}$ площадь горловины сопла.

L * обычно находится в диапазоне 25–60 дюймов (0,64–1,52 м).

Комбинация температур и давлений, обычно достигаемых в камере сгорания, обычно экстремальна по любым стандартам. В отличие от реактивных двигателей с воздушным дыханием , атмосферный азот не присутствует для разбавления и охлаждения сгорания, и топливная смесь может достигать истинных стехиометрических соотношений. В сочетании с высоким давлением это означает, что скорость теплопроводности через стены очень высока. ^{[ необходима цитата ]}

Чтобы топливо и окислитель поступали в камеру, давление пороховых жидкостей, поступающих в камеру сгорания, должно превышать давление внутри самой камеры сгорания. Это может быть достигнуто с помощью различных подходов к проектированию, включая турбонасосы, или, в более простых двигателях, за счет давления в баке, достаточного для продвижения потока жидкости. Давление в баллоне может поддерживаться несколькими способами, включая систему наддува гелия под высоким давлением , обычную для многих больших ракетных двигателей, или, в некоторых более новых ракетных системах, отвод газа высокого давления из цикла двигателя для автогенного повышения давления топлива. резервуары ^{[2] [3]} Например, газовая система самонаддуваSpaceX Starship является важной частью стратегии SpaceX по сокращению количества жидкостей для ракеты-носителя с пяти в их устаревшем семействе Falcon 9 до всего двух в Starship, устраняя не только давление в баллоне с гелием, но и все гиперголическое топливо, а также азот для реакции с холодным газом. управляющие подруливающие устройства . ^[4]

Сопло [ править ]

Горячий газ, образующийся в камере сгорания, выходит через отверстие («горловину»), а затем через расширяющуюся секцию расширения. Когда в сопле создается достаточное давление (примерно в 2,5–3 раза превышающее давление окружающей среды), сопло закрывается и образуется сверхзвуковая струя, резко ускоряющая газ, преобразовывая большую часть тепловой энергии в кинетическую энергию. Скорость выхлопа различается в зависимости от степени расширения, на которую рассчитано сопло, но скорость выхлопа, в десять раз превышающая скорость звука в воздухе на уровне моря, не является редкостью. Около половины тяги ракетного двигателя создается за счет неуравновешенного давления внутри камеры сгорания, а остальная часть - за счет давления, действующего внутри сопла (см. Диаграмму). По мере расширения газа (адиабатически ) давление на стенки сопла заставляет ракетный двигатель двигаться в одном направлении, а газ ускоряется в другом.

Наиболее часто используемым соплом является сопло де Лаваля, сопло фиксированной геометрии с высокой степенью расширения. Большое колоколообразное или конусообразное сопло, выходящее за горловину, придает ракетному двигателю характерную форму.

Статическое давление на выходе выхлопной струи зависит от давления в камере и отношения площади выходного отверстия к площади горловины сопла. Поскольку выходное давление отличается от окружающего (атмосферного) давления, засоренное сопло называется

• недорасширенный (давление на выходе выше окружающего),
• идеально расширяется (давление на выходе равно окружающему),
• чрезмерно расширенный (выходное давление ниже окружающего; ударные алмазы образуются вне сопла), или
• сильно расширен ( внутри насадки образуется ударная волна ).

На практике идеальное расширение достижимо только с помощью сопла с регулируемой площадью выходного отверстия (поскольку давление окружающей среды уменьшается с увеличением высоты) и невозможно выше определенной высоты, поскольку давление окружающей среды приближается к нулю. Если форсунка не полностью расширена, происходит потеря эффективности. Избыточно расширенные сопла теряют меньшую эффективность, но могут вызвать механические проблемы с соплом. Сопла с фиксированной площадью становятся все более недорасширенными по мере набора высоты. Почти все сопла де Лаваля на мгновение сильно расширяются во время запуска в атмосфере. ^[5]

Эффективность форсунки зависит от работы в атмосфере, поскольку атмосферное давление изменяется с высотой; но из-за сверхзвуковой скорости газа, выходящего из ракетного двигателя, давление струи может быть ниже или выше окружающего, и равновесие между ними не достигается на всех высотах (см. диаграмму).

Противодавление и оптимальное расширение [ править ]

Для оптимальной производительности давление газа на конце форсунки должно просто равняться давлению окружающей среды: если давление выхлопных газов ниже, чем давление окружающей среды, то автомобиль будет замедляться из-за разницы в давлении между верхней частью двигателя. и выход; с другой стороны, если давление выхлопа выше, то давление выхлопа, которое могло быть преобразовано в тягу, не преобразуется, и энергия тратится впустую.

Чтобы поддерживать этот идеал равенства между выходным давлением выхлопных газов и давлением окружающей среды, диаметр сопла должен увеличиваться с высотой, давая более длинное сопло, на которое оно воздействует (и уменьшая выходное давление и температуру). Это увеличение трудно осуществить легким способом, хотя обычно это делается с другими формами реактивных двигателей. В ракетной технике обычно используется легкое компромиссное сопло, и некоторое снижение атмосферных характеристик происходит при использовании на высоте, отличной от «проектной», или при дросселировании. Чтобы улучшить это, используются различные экзотические конструкции сопел, такие как сопло заглушки , ступенчатые сопла , расширяющееся сопло и аэродинамический наконечник. были предложены, каждый из которых обеспечивает некоторый способ адаптации к изменению давления окружающего воздуха, и каждый из них позволяет газу расширяться дальше относительно сопла, создавая дополнительную тягу на больших высотах.

При выпуске в достаточно низкое окружающее давление (вакуум) возникает несколько проблем. Один из них - это собственный вес форсунки - сверх определенной точки для конкретного транспортного средства дополнительный вес форсунки перевешивает любую полученную производительность. Во-вторых, поскольку выхлопные газы адиабатически расширяются внутри сопла, они охлаждаются, и в конечном итоге некоторые химические вещества могут замерзнуть, образуя «снег» внутри сопла. Это вызывает нестабильность струи, и этого следует избегать.

В сопле де Лаваля отрыв потока выхлопных газов будет происходить в сильно расширенном сопле. Поскольку точка отсоединения не будет равномерной вокруг оси двигателя, на двигатель может быть передана боковая сила. Эта боковая сила может со временем измениться и привести к проблемам управления ракетой-носителем.

Усовершенствованные конструкции с компенсацией высоты , такие как аэродинамическое сопло или пробковое сопло , пытаются минимизировать потери производительности за счет настройки на изменяющуюся степень расширения, вызванную изменением высоты.

Эффективность пороха [ править ]

Для того чтобы ракетный двигатель был эффективным по методу топлива, важно, чтобы максимальное давление создавалось на стенках камеры и сопла за счет определенного количества топлива; так как это источник тяги. Этого можно добиться с помощью всех:

• нагрев топлива до максимально возможной температуры (с использованием высокоэнергетического топлива, содержащего водород и углерод, а иногда и металлы, такие как алюминий , или даже с использованием ядерной энергии)
• с использованием газа с низкой удельной плотностью (как можно более богатого водородом)
• использование пропеллентов, которые являются простыми молекулами или разлагаются на них с несколькими степенями свободы, чтобы максимизировать скорость поступательного движения

Поскольку все это минимизирует массу используемого топлива, и поскольку давление пропорционально массе топлива, которое должно ускоряться, когда оно толкает двигатель, и поскольку из третьего закона Ньютона давление, которое действует на двигатель, также действует взаимно. Что касается пороха, оказывается, что для любого данного двигателя скорость, с которой топливо покидает камеру, не зависит от давления в камере (хотя тяга пропорциональна). Однако на скорость в значительной степени влияют все три из вышеперечисленных факторов, и скорость выхлопа является отличным показателем эффективности топлива двигателя. Это называется скоростью выхлопа , и после учета факторов, которые могут ее уменьшить, эффективная скорость выхлопа является одним из важнейших параметров ракетного двигателя (хотя обычно очень важны вес, стоимость, простота изготовления и т. д.).

По аэродинамическим причинам поток проходит через звук (" дросселирование ") в самой узкой части сопла, в "горловине". Поскольку скорость звука в газах увеличивается пропорционально корню квадратному из температуры, использование горячих выхлопных газов значительно улучшает характеристики. Для сравнения: при комнатной температуре скорость звука в воздухе составляет около 340 м / с, в то время как скорость звука в горячем газе ракетного двигателя может превышать 1700 м / с; Большая часть этих характеристик обусловлена ​​более высокой температурой, но, кроме того, ракетное топливо выбрано с низкой молекулярной массой, и это также дает более высокую скорость по сравнению с воздухом.

Расширение сопла ракеты затем увеличивает скорость, обычно от 1,5 до 2 раз, создавая сильно коллимированную гиперзвуковую выхлопную струю. Увеличение скорости сопла ракеты в основном определяется степенью расширения его площади - отношением площади выхода к площади горловины, но также важны подробные свойства газа. Сопла с большим передаточным числом более массивны, но способны извлекать больше тепла из дымовых газов, увеличивая скорость выхлопа.

Вектор тяги [ править ]

Транспортным средствам обычно требуется общая тяга для изменения направления по длине горения. Для этого использовалось несколько различных способов:

• Весь двигатель установлен на шарнире или кардане, и любое топливо поступает в двигатель через гибкие трубы низкого давления или поворотные муфты.
• Только камера сгорания и форсунка шарнирно закреплены, насосы закреплены, а к двигателю присоединены каналы высокого давления.
• Развертываются несколько двигателей (часто наклоненных под небольшим углом), но дросселируются для получения необходимого общего вектора, что дает лишь очень небольшой штраф.
• Высокотемпературные лопатки выступают в выхлопную трубу и могут наклоняться для отклонения струи.

Общая производительность [ править ]

Ракетные технологии могут сочетать очень высокую тягу ( меганьютоны ), очень высокую скорость выхлопа (примерно в 10 раз превышающую скорость звука в воздухе на уровне моря) и очень высокое соотношение тяги к весу (> 100) одновременно, а также возможность работать за пределами атмосферы, и при этом позволяет использовать резервуары низкого давления и, следовательно, легкие резервуары и конструкцию.

Ракеты могут быть дополнительно оптимизированы для достижения еще более экстремальных характеристик по одной или нескольким из этих осей за счет других.

Удельный импульс [ править ]

Самым важным показателем эффективности ракетного двигателя является количество импульсов на единицу топлива , это называется удельным импульсом (обычно пишется ). Это измеряется либо как скорость ( эффективная скорость выхлопа в метрах в секунду или фут / с), либо как время (секунды). Например, если двигатель, производящий тягу в 100 фунтов, работает в течение 320 секунд и сжигает 100 фунтов топлива, то удельный импульс составляет 320 секунд. Чем выше удельный импульс, тем меньше топлива требуется для получения желаемого импульса.${\ displaystyle I_ {sp}}$ ${\ displaystyle v_ {e}}$

Удельный импульс, который может быть достигнут, в первую очередь зависит от смеси топлива (и, в конечном итоге, ограничивает удельный импульс), но практические ограничения на давление в камере и коэффициенты расширения сопла снижают достижимые характеристики.

Чистая тяга [ править ]

Ниже приводится приблизительное уравнение для расчета чистой тяги ракетного двигателя: ^[7]

${\displaystyle F_{n}={\dot {m}}\;v_{e}={\dot {m}}\;v_{e-opt}+A_{e}(p_{e}-p_{amb})}$

где:
${\displaystyle {\dot {m}}}$	= массовый расход выхлопных газов
${\displaystyle v_{e}}$	= эффективная скорость выхлопа (иногда обозначается в публикациях буквой c )
${\displaystyle v_{e-opt}}$	= эффективная скорость струи при Pamb = Pe
${\displaystyle A_{e}}$	= проходное сечение в выходной плоскости сопла (или плоскости, в которой струя выходит из сопла при отрывном потоке)
${\displaystyle p_{e}}$	= статическое давление в выходной плоскости сопла
${\displaystyle p_{amb}}$	= окружающее (или атмосферное) давление

Поскольку, в отличие от реактивного двигателя, у обычного ракетного двигателя отсутствует воздухозаборник, нет «лобового сопротивления», которое можно было бы вычесть из общей тяги. Следовательно, чистая тяга ракетного двигателя равна полной тяге (не считая статического противодавления).

Член представляет собой импульс тяги, который остается постоянным при заданной дроссельной обстановке, в то время как член представляет собой термин , толкающее давление. На полностью открытой дроссельной заслонке чистая тяга ракетного двигателя немного улучшается с увеличением высоты, потому что по мере того, как атмосферное давление уменьшается с высотой, возрастает сила тяги под давлением. У поверхности Земли напорную тягу можно уменьшить до 30%, в зависимости от конструкции двигателя. Это снижение примерно экспоненциально падает до нуля с увеличением высоты.${\displaystyle {\dot {m}}\;v_{e-opt}\,}$${\displaystyle A_{e}(p_{e}-p_{amb})\,}$

Максимальный КПД ракетного двигателя достигается за счет максимального увеличения импульса, вносимого уравнением, без штрафных санкций из-за чрезмерного расширения выхлопных газов. Это происходит, когда . Поскольку атмосферное давление меняется с высотой, большинство ракетных двигателей очень мало работают с максимальной эффективностью.${\displaystyle p_{e}=p_{amb}}$

Поскольку удельный импульс представляет собой силу, деленную на скорость массового расхода, это уравнение означает, что удельный импульс изменяется с высотой.

Удельный импульс вакуума, I _sp [ править ]

Из-за того, что удельный импульс изменяется в зависимости от давления, полезна величина, которую легко сравнивать и рассчитывать. Поскольку ракеты задыхаются в горловине, а сверхзвуковой выхлоп предотвращает воздействие внешнего давления, распространяющегося вверх по потоку, оказывается, что давление на выходе в идеале точно пропорционально потоку топлива , при условии сохранения соотношений смеси и эффективности сгорания. Таким образом, довольно часто можно немного изменить приведенное выше уравнение: ^[8]${\displaystyle {\dot {m}}}$

${\displaystyle F_{vac}=C_{f}\,{\dot {m}}\,c^{*}}$

Итак, определим вакуум Isp следующим образом:

${\displaystyle v_{evac}=C_{f}\,c^{*}\,}$

где:

${\displaystyle c^{*}}$  = характеристическая скорость камеры сгорания (зависит от топлива и полноты сгорания)

${\displaystyle C_{f}}$  = постоянный коэффициент тяги сопла (в зависимости от геометрии сопла, обычно около 2)

И поэтому:

${\displaystyle F_{n}={\dot {m}}\,v_{evac}-A_{e}\,p_{amb}}$

Дросселирование [ править ]

Ракеты можно дросселировать, контролируя скорость сгорания топлива (обычно измеряемую в кг / с или фунт / с). В жидкостных и гибридных ракетах поток топлива, поступающий в камеру, регулируется с помощью клапанов, в твердотопливных ракетах он регулируется путем изменения площади горящего пороха, и это может быть спроектировано в гранулах пороха (и, следовательно, не может контролироваться в реальных условиях). время).${\displaystyle {\dot {m}}}$

Ракеты обычно можно дросселировать до выходного давления, составляющего примерно одну треть давления окружающей среды ^[9] (часто ограничиваемого разделением потока в соплах), и до максимального предела, определяемого только механической прочностью двигателя.

На практике степень дросселирования ракет сильно варьируется, но большинство ракет можно дросселировать с коэффициентом 2 без особого труда; ^[9] типичным ограничением является стабильность горения, так как, например, форсунки нуждаются в минимальном давлении, чтобы избежать возникновения разрушительных колебаний (пыхтение или нестабильность горения); но форсунки можно оптимизировать и тестировать для более широкого диапазона. Например, некоторые более поздние конструкции жидкостных двигателей, которые были оптимизированы для большей способности дросселирования ( BE-3 , Raptor ), могут дросселироваться до 18–20 процентов от номинальной тяги. ^{[10] [3]} Твердые ракеты можно дросселировать, используя формованные зерна, площадь поверхности которых будет изменяться в процессе горения.^[9]

Энергоэффективность [ править ]

Сопла ракетных двигателей - это удивительно эффективные тепловые двигатели для создания высокоскоростной струи, как следствие высокой температуры сгорания и высокой степени сжатия . Ракетные сопла дают отличное приближение к адиабатическому расширению, которое является обратимым процессом, и, следовательно, они дают эффективность, очень близкую к эффективности цикла Карно . Учитывая достигнутые температуры, с помощью химических ракет можно достичь КПД более 60%.

Для транспортного средства, использующего ракетный двигатель, энергетический КПД очень хорош, если скорость транспортного средства приближается или несколько превышает скорость выхлопа (относительно запуска); но на низких скоростях энергоэффективность достигает 0% при нулевой скорости (как и для всех реактивных двигателей ). См. Подробнее об энергоэффективности ракеты .

Отношение тяги к весу [ править ]

Ракеты, из всех реактивных двигателей, по сути, из всех двигателей, имеют самое высокое соотношение тяги к массе. Особенно это касается жидкостных ракетных двигателей.

Эта высокая производительность обусловлена ​​небольшим объемом сосудов высокого давления , из которых состоит двигатель - насосы, трубы и камеры сгорания. Отсутствие впускного канала и использование плотного жидкого топлива позволяет системе наддува быть небольшой и легкой, в то время как канальные двигатели имеют дело с воздухом, плотность которого примерно на три порядка ниже.

Из используемых жидких ракетных топлив самая низкая плотность у жидкого водорода . Хотя это топливо имеет самый высокий удельный импульс , его очень низкая плотность (примерно одна четырнадцатая от плотности воды) требует более крупных и тяжелых турбонасосов и трубопроводов, что снижает удельную тягу двигателя (например, RS-25) по сравнению с теми чего нет (НК-33).

Охлаждение [ править ]

По соображениям эффективности желательны более высокие температуры, но материалы теряют свою прочность, если температура становится слишком высокой. Ракеты работают с температурой сгорания, которая может достигать 3500 К (3200 ° C; 5800 ° F).

У большинства других реактивных двигателей есть газовые турбины в горячем выхлопе. Из-за их большей площади поверхности их труднее охладить, и, следовательно, необходимо запускать процессы сгорания при гораздо более низких температурах, теряя эффективность. Кроме того, в канальных двигателях в качестве окислителя используется воздух, который на 78% содержит практически нереактивный азот, который разбавляет реакцию и снижает температуру. ^{[9] У} ракет нет ни одного из этих ограничителей температуры сгорания.

Температуры, достигаемые выхлопом ракет, часто значительно превышают температуры плавления материалов сопла и камеры сгорания (около 1200 К для меди). Большинство строительных материалов также воспламеняются при воздействии высокотемпературного окислителя, что приводит к ряду конструктивных проблем. Стенки сопла и камеры сгорания не должны гореть, плавиться или испаряться (иногда это шутливо называют «выхлопом, обогащенным двигателем»).

Ракеты, в которых используются обычные конструкционные материалы, такие как алюминий, сталь, никель или медные сплавы, должны использовать системы охлаждения для ограничения температур, которым подвергаются конструкции двигателя. Регенеративное охлаждение , при котором топливо проходит через трубы вокруг камеры сгорания или сопла, и другие методы, такие как охлаждение завесой или пленочное охлаждение, используются для увеличения срока службы сопла и камеры. Эти методы гарантируют, что газовый термический пограничный слой, касающийся материала, поддерживается ниже температуры, которая может привести к катастрофическому разрушению материала.

Два исключения из материалов, которые могут напрямую поддерживать температуру выхлопных газов ракет, - это графит и вольфрам , хотя оба они подвержены окислению, если не защищены. Технологии материалов в сочетании с конструкцией двигателя являются ограничивающим фактором температуры выхлопа химических ракет.

В ракетах тепловые потоки, которые могут проходить через стену, являются одними из самых высоких в технике; потоки обычно находятся в диапазоне 100–200 МВт / м ² . Самые сильные тепловые потоки находятся в горле, которое часто вдвое больше, чем в соответствующей камере и сопле. Это связано с сочетанием высоких скоростей (что дает очень тонкий пограничный слой) и, хотя и ниже, чем в камере, высоких температур, наблюдаемых там. (См. § Форсунка выше для информации о температурах в форсунке).

В ракетах методы охлаждающей жидкости включают:

1. неохлаждаемый (используется для коротких прогонов, в основном во время тестирования)
2. абляционные стены (стены облицованы материалом, который постоянно испаряется и уносится)
3. радиационное охлаждение (камера становится почти белой и излучает тепло)
4. охлаждение отвала (пропеллент, обычно водород , пропускается по камере и сбрасывается)
5. регенеративное охлаждение ( жидкие ракеты используют топливо или иногда окислитель для охлаждения камеры через охлаждающую рубашку перед впрыском)
6. завесное охлаждение (впрыск топлива устроен таким образом, чтобы температура газов была ниже у стенок)
7. пленочное охлаждение (поверхности смачиваются жидким топливом, которое охлаждается при испарении)

Во всех случаях охлаждающий эффект, который предотвращает разрушение стены, вызван тонким слоем изолирующей жидкости ( пограничным слоем ), который контактирует со стенками, который намного холоднее, чем температура горения. Если этот пограничный слой не поврежден, стена не будет повреждена.

Разрушение пограничного слоя может происходить во время сбоев охлаждения или нестабильности горения, а вскоре после этого обычно происходит разрушение стенки.

При регенеративном охлаждении второй пограничный слой находится в каналах охлаждающей жидкости вокруг камеры. Толщина пограничного слоя должна быть как можно меньше, поскольку пограничный слой действует как изолятор между стенкой и охлаждающей жидкостью. Этого можно достичь, сделав скорость теплоносителя в каналах максимально высокой.

На практике регенеративное охлаждение почти всегда используется вместе с охлаждением завесой и / или пленочным охлаждением.

Двигатели, работающие на жидком топливе, часто работают с высоким содержанием топлива , что снижает температуру сгорания. Это снижает тепловую нагрузку на двигатель и позволяет использовать более дешевые материалы и упрощенную систему охлаждения. Это также может повысить производительность за счет снижения средней молекулярной массы выхлопных газов и повышения эффективности преобразования теплоты сгорания в кинетическую энергию выхлопных газов.

Механические проблемы [ править ]

Камеры сгорания ракет обычно работают при достаточно высоком давлении, обычно 10–200  бар (1–20  МПа, 150–3000  фунтов на квадратный дюйм). При работе в условиях значительного атмосферного давления более высокое давление в камере сгорания дает лучшие характеристики, позволяя устанавливать более крупное и эффективное сопло без чрезмерного его расширения.

Однако из-за этих высоких давлений внешняя часть камеры подвергается очень большим кольцевым напряжениям - ракетные двигатели представляют собой сосуды под давлением .

Хуже того, из-за высоких температур, создаваемых в ракетных двигателях, используемые материалы имеют тенденцию иметь значительно пониженную рабочую прочность на разрыв.

Кроме того, в стенках камеры и сопла возникают значительные температурные градиенты, которые вызывают дифференциальное расширение внутренней облицовки, что создает внутренние напряжения .

Проблемы с акустикой [ править ]

Чрезвычайная вибрация и акустическая среда внутри ракетного двигателя обычно приводят к пиковым напряжениям, значительно превышающим средние значения, особенно при наличии резонансов, подобных трубке органа, и турбулентности газа. ^[24]

Нестабильность горения [ править ]

Горение может проявлять нежелательные нестабильности внезапного или периодического характера. Давление в камере впрыска может увеличиваться до тех пор, пока поток топлива через пластину инжектора не уменьшится; через мгновение давление падает, а поток увеличивается, впрыскивая больше топлива в камеру сгорания, которая сгорает через мгновение, и снова увеличивает давление в камере, повторяя цикл. Это может привести к колебаниям давления с большой амплитудой, часто в ультразвуковом диапазоне, что может привести к повреждению двигателя. Колебания ± 200 фунтов на квадратный дюйм на частоте 25 кГц были причиной отказов ранних версий двигателей второй ступени ракеты Titan II . Другой вид отказа - это переход от горения к детонации ; сверхзвуковая волна давленияобразовавшаяся в камере сгорания может вывести двигатель из строя. ^[25]

Неустойчивость горения также была проблемой во время разработки Атласа . Было установлено, что двигатели Rocketdyne, используемые в семействе Atlas, страдают от этого эффекта в нескольких испытаниях статической стрельбы, и три запуска ракет взорвались на площадке из-за грубого сгорания в ускорительных двигателях. В большинстве случаев это происходило при попытке запустить двигатели методом «сухого пуска», при котором механизм воспламенителя приводился в действие перед впрыском топлива. В процессе подготовки атласа для проекта «Меркурий» первоочередной задачей было решение проблемы нестабильности горения, и на последних двух полетах «Меркурий» была установлена ​​модернизированная силовая установка с заглушенными форсунками и гиперголовый воспламенитель.

Проблема, с которой столкнулись машины Атласа, заключалась в основном в так называемом явлении «гоночной трассы», когда горящее топливо вращалось по кругу с все более высокой скоростью, в конечном итоге создавая достаточно сильную вибрацию, чтобы разорвать двигатель, что привело к полному разрушению ракеты. В конечном итоге проблема была решена путем добавления нескольких перегородок вокруг торцевой стороны инжектора для разрушения закрученного пороха.

Что еще более важно, нестабильность горения была проблемой двигателей Saturn F-1. Некоторые из первых испытанных агрегатов взорвались во время статической стрельбы, что привело к установке перегородок для форсунок.

В советской космической программе нестабильность горения также оказалась проблемой для некоторых ракетных двигателей, включая двигатель РД-107, используемый в семействе Р-7, и РД-216, используемый в семействе Р-14, и произошло несколько отказов этих аппаратов. до того, как проблема была решена. Советские инженерные и производственные процессы так и не смогли удовлетворительно решить проблему нестабильности горения в более крупных двигателях RP-1 / LOX, поэтому в двигателе РД-171, который использовался для питания семейства «Зенит», по-прежнему использовались четыре камеры тяги меньшего размера, питаемые от общего механизма двигателя.

Нестабильность горения может быть спровоцирована остатками чистящих растворителей в двигателе (например, первая попытка запуска Titan II в 1962 году), отраженной ударной волной, начальной нестабильностью после воспламенения, взрывом возле сопла, отражающимся в камеру сгорания, и многим другим. больше факторов. В устойчивых конструкциях двигателя колебания быстро подавляются; в нестабильных конструкциях они сохраняются длительное время. Обычно используются подавители колебаний.

Периодические колебания тяги, вызванные нестабильностью горения или продольными колебаниями конструкций между баками и двигателями, которые модулируют поток топлива, известны как « пого-колебания » или «пого- колебания », названные в честь пого-стика .

Возникают три различных типа нестабильности горения:

Пыхтение [ править ]

Это низкочастотные колебания давления в камере с частотой несколько герц, обычно вызываемые колебаниями давления в линиях подачи из-за изменений ускорения транспортного средства. ^{[26] : 261} Это может вызвать циклическое изменение тяги, а эффекты могут варьироваться от просто раздражающих до фактических повреждений полезной нагрузки или транспортного средства. Вздутие может быть минимизировано за счет использования газонаполненных демпфирующих трубок на линиях подачи топлива с высокой плотностью. ^{[ необходима цитата ]}

Жужжание [ править ]

Это может быть вызвано недостаточным перепадом давления на форсунках. ^{[26] : 261} Обычно это больше раздражает, чем наносит ущерб. Однако в крайних случаях сгорание может в конечном итоге быть принудительно направленным назад через форсунки - это может вызвать взрывы с монотопливом. ^{[ необходима цитата ]}

Визг [ править ]

Это наиболее опасный момент, и его труднее всего контролировать. Это происходит из-за акустики в камере сгорания, которая часто сочетается с химическими процессами горения, которые являются основными движущими силами выделения энергии, и может привести к нестабильному резонансному «визгу», который обычно приводит к катастрофическому отказу из-за утончения изолирующей тепловой границы. слой. Акустические колебания могут быть вызваны тепловыми процессами, такими как поток горячего воздуха по трубе или горение в камере. В частности, стоячие акустические волны внутри камеры могут быть усилены, если горение происходит более интенсивно в областях, где давление акустической волны является максимальным. ^{[27] [28] [29] [26]} Такие эффекты очень трудно предсказать аналитически в процессе проектирования, и обычно их устраняют путем дорогостоящих, длительных и обширных испытаний в сочетании с мерами по исправлению ошибок методом проб и ошибок.

Визг часто устраняется детальными изменениями в форсунках, или изменениями химического состава топлива, или испарением топлива перед впрыском, или использованием демпферов Гельмгольца в камерах сгорания для изменения резонансных режимов камеры. ^{[ необходима цитата ]}

Проверка на возможность визга иногда проводится путем взрыва небольших зарядов взрывчатого вещества вне камеры сгорания с трубкой, установленной по касательной к камере сгорания рядом с форсунками, для определения импульсной характеристики двигателя, а затем оценки временной характеристики давления в камере - быстрое восстановление указывает на стабильную систему.

Выхлопной шум [ править ]

Для всех двигателей, кроме самых маленьких, выхлоп ракеты по сравнению с другими двигателями, как правило, очень шумный. Когда гиперзвуковой выхлоп смешивается с окружающим воздухом, образуются ударные волны . Space Shuttle генерируется более 200 дБ (А) шума вокруг его основания. Чтобы уменьшить это, а также риск повреждения полезной нагрузки или травмы экипажа на вершине штабеля, мобильная пусковая платформа была оснащена системой шумоподавления, которая распыляла 1,1 миллиона литров (290 000 галлонов США) воды вокруг основания ракеты за 41 год. секунд во время запуска. Использование этой системы позволило сохранить уровень шума в отсеке для полезной нагрузки на уровне 142 дБ. ^[30]

Интенсивность звука от ударных волн , генерируемых в зависимости от размера ракеты , и на выпускной скорости. Такие ударные волны, кажется, объясняют характерные трескающие и хлопающие звуки, производимые большими ракетными двигателями, когда их слышат вживую. Эти шумовые пики обычно перегружают микрофоны и звуковую электронику, и поэтому обычно ослабляются или полностью отсутствуют при воспроизведении записанного или транслируемого звука. Для больших ракет на близком расстоянии акустические эффекты могут действительно убить. ^[31]

Что еще более тревожно для космических агентств, такие уровни звука могут также повредить конструкцию запуска или, что еще хуже, отразиться от сравнительно хрупкой ракеты наверху. Вот почему при запусках обычно используется так много воды. Водяные брызги изменяют акустические качества воздуха и уменьшают или отклоняют звуковую энергию от ракеты.

Вообще говоря, шум наиболее интенсивен, когда ракета находится близко к земле, так как шум двигателей исходит от струи вверх, а также отражается от земли. Кроме того, когда транспортное средство движется медленно, небольшая часть химической энергии, поступающей в двигатель, может идти на увеличение кинетической энергии ракеты (поскольку полезная мощность P, передаваемая транспортному средству, предназначена для тяги F и скорости V ). Тогда большая часть энергии рассеивается при взаимодействии выхлопных газов с окружающим воздухом, создавая шум. Этот шум можно несколько уменьшить с помощью пламенных траншей с крышами, нагнетания воды вокруг струи и отклонения струи под углом.${\displaystyle P=F*V}$

Тестирование [ править ]

Перед запуском в производство ракетные двигатели обычно проходят статические испытания на испытательном стенде . Для высотных двигателей необходимо использовать либо более короткое сопло, либо испытать ракету в большой вакуумной камере.

Безопасность [ править ]

Ракетные машины имеют репутацию ненадежных и опасных; особенно катастрофические сбои. Вопреки этой репутации, тщательно разработанные ракеты можно сделать сколь угодно надежными. ^{[ необходима цитата ]} В военном использовании ракеты не являются ненадежными. Однако одно из основных невоенных применений ракет - орбитальный запуск. В этом приложении на первое место обычно ставится минимальный вес, и одновременно трудно достичь высокой надежности и низкого веса. Кроме того, если количество запущенных рейсов невелико, очень высока вероятность того, что конструкторская, эксплуатационная или производственная ошибка приведет к разрушению транспортного средства. ^{[ необходима цитата ]}

Семья Сатурна (1961–1975) [ править ]

Двигатель Rocketdyne H-1 , используемый в группе из восьми ракет-носителей Saturn I и Saturn IB , не имел катастрофических отказов в 152 полетах двигателей. Двигатель Pratt and Whitney RL10 , используемый в группе из шести на второй ступени Сатурна I, не имел катастрофических отказов в 36 полетах двигателей. ^{[примечания 1]} Двигатель Rocketdyne F-1 , использовавшийся в группе из пяти человек на первой ступени Saturn V , не имел отказов в 65 полетах двигателей. J-2 Двигатель, который использовался в группе из пяти на второй ступени Сатурна V и отдельно на второй ступени Сатурна IB и третьей ступени Сатурна V, не имел катастрофических отказов в 86 полетах двигателей. ^{[примечания 2]}

Спейс шаттл (1981–2011) [ править ]

Space Shuttle Solid Rocket Booster , используется в парах, вызвал один заметный катастрофический отказ в 270 машинных рейсов.

В RS-25 , используемые в кластере из трех, летали в 46 отремонтированных агрегатов двигателя. Всего было выполнено 405 полетов двигателей без серьезных отказов в полете. Единственный отказ двигателя RS-25 в полете произошел во время полета STS-51-F космического корабля " Челленджер " . ^[32] Этот сбой не повлиял на цели или продолжительность миссии. ^[33]

Химия [ править ]

Ракетные топлива требуют высокой энергии на единицу массы ( удельной энергии ), которая должна быть сбалансирована с учетом тенденции высокоэнергетических ракетных компонентов к самопроизвольному взрыву. Если предположить, что химическая потенциальная энергия топлива может быть безопасно сохранена, процесс сгорания приводит к выделению большого количества тепла. Значительная часть этого тепла передается кинетической энергии в сопле двигателя, продвигая ракету вперед в сочетании с массой выделяемых продуктов сгорания.

В идеале вся энергия реакции проявляется в виде кинетической энергии выхлопных газов, поскольку скорость выхлопа является самым важным параметром производительности двигателя. Однако настоящие выхлопные газы - это молекулы , которые обычно имеют поступательный, колебательный и вращательный режимы, с помощью которых рассеивается энергия. Из них только трансляция может выполнять полезную работу с транспортным средством, и хотя энергия действительно передается между режимами, этот процесс происходит в масштабе времени, намного превышающем время, необходимое для выхода выхлопных газов из сопла.

Чем больше химических связей имеет молекула выхлопных газов, тем больше у нее будет вращательных и колебательных мод. Следовательно, обычно желательно, чтобы выхлопные частицы были как можно более простыми, а двухатомная молекула, состоящая из легких, обильных атомов, таких как H _2, была идеальной с практической точки зрения. Однако в случае химической ракеты водород является реагентом и восстановителем , а не продуктом. Окислительный агент , как правило , наиболее кислорода или обогащенного кислородом видов, должны быть введены в процесс сгорания, добавляя массу и химические связи с видами выхлопных газов.

Дополнительным преимуществом легких молекул является то, что они могут быть ускорены до высокой скорости при температурах, которые могут быть удержаны доступными в настоящее время материалами - высокие температуры газа в ракетных двигателях создают серьезные проблемы для разработки двигателей, способных выжить.

Жидкий водород (LH2) и кислород (LOX или LO2) являются наиболее эффективными пропеллентами с точки зрения скорости истечения, которые широко используются до сих пор, хотя несколько экзотических комбинаций, включающих бор или жидкий озон, потенциально несколько лучше теоретически, если различные практические проблемы могут быть решены. ^[34]

Важно отметить, что при вычислении удельной энергии реакции данной комбинации ракетного топлива необходимо учитывать всю массу ракетного топлива (как топлива, так и окислителя). Исключение составляют двигатели с воздушным дыханием, которые используют кислород воздуха и, следовательно, должны нести меньшую массу при заданной выходной энергии. Топливо для легковых или турбореактивных двигателей имеет гораздо лучшую эффективную выходную энергию на единицу массы топлива, которое необходимо перевозить, но аналогично на единицу массы топлива.

Доступны компьютерные программы, прогнозирующие характеристики топлива в ракетных двигателях. ^{[35] [36] [37]}

Зажигание [ править ]

Для жидкостных и гибридных ракет очень важно немедленное воспламенение топлива (ракет), когда они впервые попадают в камеру сгорания.

При использовании жидкого топлива (но не газообразного) невозможность воспламенения в течение миллисекунд обычно приводит к тому, что слишком много жидкого топлива оказывается внутри камеры, и если / когда происходит воспламенение, количество образовавшегося горячего газа может превысить максимальное расчетное давление в камере, вызывая катастрофический отказ сосуда высокого давления. Иногда это называют жестким запуском или быстрой внеплановой разборкой (RUD). ^[38]

Воспламенение может быть достигнуто несколькими различными способами; может использоваться пиротехнический заряд, может использоваться плазменная горелка, ^{[ ссылка обязательна ]} или может использоваться электрическое искровое зажигание ^[4] . Некоторые комбинации топлива / окислителя воспламеняются при контакте ( гиперголия ), а негиперголические виды топлива могут быть «химически воспламенены» путем заправки топливопроводов гиперголическим топливом (популярно в российских двигателях).

Газообразное топливо обычно не вызывает резких запусков , у ракет общая площадь форсунки меньше, чем горловина, поэтому давление в камере стремится к окружающему до воспламенения, и высокое давление не может образоваться, даже если при воспламенении вся камера заполнена горючим газом.

Для воспламенения твердого топлива обычно используются одноразовые пиротехнические устройства. ^[9]

После воспламенения камеры ракеты являются самоподдерживающимися, и воспламенители не требуются. Действительно, камеры часто самопроизвольно снова воспламеняются, если они перезапускаются после выключения на несколько секунд. Однако после охлаждения многие ракеты не могут быть перезапущены без хотя бы незначительного обслуживания, такого как замена пиротехнического воспламенителя. ^[9]

Физика реактивных двигателей [ править ]

Ракетные реактивные двигатели различаются в зависимости от ракетного двигателя, проектной высоты, высоты, тяги и других факторов.

Богатые углеродом выхлопные газы из керосинового топлива часто имеют оранжевый цвет из-за черного излучения несгоревших частиц в дополнение к синим полосам Лебедя . Ракеты на основе перекисного окислителя и водородные реактивные двигатели содержат в основном пар и почти невидимы невооруженным глазом, но ярко светят в ультрафиолете и инфракрасном диапазоне . Струи твердотопливных ракет могут быть хорошо видны, поскольку топливо часто содержит металлы, такие как элементарный алюминий, который горит оранжево-белым пламенем и добавляет энергии в процесс горения.

Некоторые выхлопные газы, особенно ракеты, работающие на спирте , могут содержать видимые алмазы от удара . Это происходит из-за циклических изменений давления струи относительно окружающей среды, создающих ударные волны, которые образуют «диски Маха».

Ракетные двигатели, которые сжигают жидкий водород и кислород, будут иметь почти прозрачный выхлоп из-за того, что это в основном перегретый пар (водяной пар) плюс некоторое количество несгоревшего водорода.

Форма струи меняется в зависимости от проектной высоты: на большой высоте все ракеты сильно недорасширяются, и довольно небольшой процент выхлопных газов фактически расширяется вперед.

Типы ракетных двигателей [ править ]

Физическое питание [ править ]

С химическим приводом [ править ]

Электрический [ править ]

Термальный [ править ]

Предварительно нагретый [ править ]

Солнечная энергия [ править ]

Солнечная тепловая ракета будет использовать солнечную энергию , чтобы непосредственно нагревать реакционную массу , и , следовательно , не требует электрического генератора , как это делают большинство других форм солнечных батарей двигателей. Солнечная тепловая ракета должна нести только средства улавливания солнечной энергии, такие как концентраторы и зеркала . Нагретое топливо подается через обычное сопло ракеты для создания тяги. Тяга двигателя напрямую связана с площадью поверхности солнечного коллектора и локальной интенсивностью солнечного излучения и обратно пропорциональна I _sp .

Лучистый термический [ править ]

Ядерная тепловая [ править ]

Ядерная [ править ]

Ядерная двигательная установка включает в себя широкий спектр методов приведения в движение , в которых в качестве основного источника энергии используются те или иные формы ядерной реакции . Для использования в космических аппаратах были предложены и некоторые из них испытаны различные типы ядерных двигателей:

История ракетных двигателей [ править ]

Согласно писаниям римлянина Авла Геллия , самый ранний известный пример реактивного движения был в ок. 400 г. до н.э., когда греческий пифагорейец по имени Архит , водил деревянную птицу по проволоке с помощью пара. ^{[41] [42]} Однако он, похоже, не был достаточно мощным, чтобы взлететь под собственной тягой.

Aeolipile описано в первом веке до н.э. (часто известный как двигатель героя ) по существу состоит из паровой ракеты на подшипник . Он был создан почти за два тысячелетия до промышленной революции, но принципы, лежащие в его основе, не были хорошо поняты, и его полный потенциал не был реализован в течение тысячелетия.

Наличие черного пороха для метания снарядов было предвестником разработки первой твердотопливной ракеты. Китайские даосские алхимики IX века открыли черный порошок в поисках эликсира жизни ; это случайное открытие привело к появлению огненных стрел, которые были первыми ракетными двигателями, которые оторвались от земли.

Утверждается, что «реактивные силы зажигательных веществ, вероятно, не применялись к движению снарядов до 13 века». Поворотным моментом в ракетных технологиях стала короткая рукопись под названием Liber Ignium ad Comburendos Hostes (сокращенно «Книга огней» ). Рукопись состоит из рецептов создания зажигательного оружия с середины восьмого до конца тринадцатого веков, две из которых - ракеты. Первый рецепт предусматривает добавление одной части колофония и серы к шести частям селитры (нитрата калия), растворенной в лавре.масло, затем вставили в полое дерево и зажгли, чтобы «внезапно улететь в любое место, куда вы хотите, и все сжечь». Второй рецепт сочетает в себе один фунт серы, два фунта древесного угля и шесть фунтов селитры - все это мелко измельчено на мраморной плите. Эта порошковая смесь плотно упакована в длинный и узкий футляр. Введение селитры в пиротехнические смеси связало переход от метательного греческого огня к самоходной ракетной технике. . ^[43]

С пятнадцатого по семнадцатый века все чаще появлялись статьи и книги по ракетной технике. В шестнадцатом веке немецкий военный инженер Конрад Хаас (1509–1576) написал рукопись, в которой описывалась конструкция многоступенчатых ракет. ^[44]

Ракетные двигатели также использовались Типпу Султаном , королем Майсура. Эти ракеты могли быть разных размеров, но обычно состояли из трубы из мягкого кованого железа около 8 дюймов (20 см) в длину и 1 ¹ ⁄ ₂  –3 дюйма (3,8–7,6 см) в диаметре, закрытой с одного конца и пристегнутой ремнем. стержень из бамбука длиной около 4 футов (120 см). Железная труба действовала как камера сгорания и содержала хорошо уплотненный дымный порох. Ракета, несущая около одного фунта пороха, могла пролететь почти 1000 ярдов (910 м). Эти «ракеты», оснащенные мечами, должны преодолевать большие расстояния, несколько метров в воздухе, прежде чем упасть с лезвиями мечей, обращенными к врагу. Эти ракеты очень эффективно использовались против Британской империи.

Современная ракетная техника [ править ]

Медленное развитие этой технологии продолжалось до конца 19 века, когда русский Константин Циолковский впервые написал о жидкостных ракетных двигателях . Он был первым, кто разработал уравнение ракеты Циолковского , хотя оно не было широко опубликовано в течение нескольких лет.

Современные двигатели на твердом и жидком топливе стали реальностью в начале 20 века благодаря американскому физику Роберту Годдарду . Годдард первым применил сопло Де Лаваля на твердотопливном (пороховом) ракетном двигателе, удвоив тягу и увеличив эффективность примерно в двадцать пять раз. Так родился современный ракетный двигатель. Он рассчитал из своего независимо выведенного уравнения ракеты, что ракета разумного размера, работающая на твердом топливе, может разместить на Луне полезный груз весом в один фунт.

Эпоха ракетных двигателей на жидком топливе [ править ]

Годдард начал использовать жидкое топливо в 1921 году, а в 1926 году стал первым, кто запустил жидкостную ракету. Годдард первым применил сопло Де Лаваля, легкие топливные баки, небольшие легкие турбонасосы, управление вектором тяги, плавно регулируемый двигатель на жидком топливе, регенеративное охлаждение и охлаждение завесой. ^{[9] : 247–266}

В конце 1930-х годов немецкие ученые, такие как Вернер фон Браун и Хельмут Вальтер , исследовали установку жидкостных ракет на военных самолетах ( Heinkel He 112 , He 111 , He 176 и Messerschmitt Me 163 ). ^[45]

Турбонасос использовался немецкими учеными во время Второй мировой войны. До этого охлаждение сопла было проблематичным, и в баллистической ракете A4 в качестве топлива использовался разбавленный спирт, что значительно снижало температуру сгорания.

Ступенчатое сжигание ( Замкнутая схема ) впервые была предложена Алексеем Исаевым в 1949 году первым поставил двигатель внутреннего сгорания был S1.5400 используется в советской планетарной ракеты, разработанной Мельникова, бывший помощник Исаевым. ^[9] Примерно в то же время (1959 г.) Николай Кузнецов начал работу над двигателем замкнутого цикла НК-9 для орбитальной межконтинентальной баллистической ракеты ГР-1. Позже Кузнецов развил эту конструкцию в двигателях НК-15 и НК-33 для неудачной ракеты Lunar N1 .

На Западе первый лабораторный двигатель с поэтапным сгоранием был построен в Германии в 1963 году Людвигом Бёльковым .

Двигатели, работающие на перекиси водорода / керосине, такие как British Gamma 1950-х годов, использовали процесс замкнутого цикла (возможно, не ступенчатое сжигание , но это в основном вопрос семантики) путем каталитического разложения пероксида для привода турбин перед сгоранием с керосином при сгорании собственно палата. Это дало преимущества по эффективности ступенчатого сжигания, избегая при этом серьезных инженерных проблем.

Двигатели на жидком водороде были впервые успешно разработаны в Америке, двигатель RL-10 впервые взлетел в 1962 году. Двигатели на водороде использовались как часть программы Apollo ; жидкое водородное топливо дает довольно низкую массу ступени и, таким образом, снижает общий размер и стоимость транспортного средства.

Большинство двигателей на одном полете ракеты было установлено НАСА в 2016 году на Black Brant . ^[46]

См. Также [ править ]

• Сравнение орбитальных ракетных двигателей
• Демпфирование струи , эффект выхлопной струи ракеты, которая имеет тенденцию замедлять скорость вращения транспортного средства.
• Классификация ракетных двигателей с буквенными обозначениями двигателей
• NERVA (Ядерная энергия для ракетных приложений), американская ядерная тепловая ракетная программа
• Фотонная ракета
• Проект Prometheus , разработка НАСА ядерной двигательной установки для длительного космического полета, начатая в 2003 году.

Заметки [ править ]

Ссылки [ править ]

Внешние ссылки [ править ]

Викискладе есть медиафайлы по теме ракетных двигателей .

Найдите ракетный двигатель в Викисловаре, бесплатном словаре.

• Расчет на ожидаемый срок службы ракетных двигателей
• Анализ характеристик ракетных двигателей с помощью плюм-спектрометрии
• Техническая статья "Тяговая камера ракетного двигателя"
• Калькулятор полезной тяги ракетного двигателя
• Средство проектирования для термодинамического анализа жидкостных ракетных двигателей
• Ракетно-космические технологии - Ракетный двигатель
• Официальный сайт летчика-испытателя Эриха Варсица (первого в мире пилота реактивного самолета), на котором размещены видеоролики Heinkel He 112, оснащенного ракетными двигателями фон Брауна и Хельмута Вальтера (а также He 111 с установками ATO)