Из Википедии, бесплатной энциклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску

Шаттл был запущен с помощью двух твердотопливных ускорителей , известных как SRBs

Твердый ракетный или твердотопливные ракетный являются ракетами с ракетным двигателем , который использует твердое ракетное топливо ( топливо / окислитель ). Самые ранние ракеты были твердотопливными, работающими на порохе ; они были использованы в войне по китайским , индийцев , монголов и персов , в начале 13 - го века. [1]

Все ракеты использовали ту или иную форму твердого или порошкового топлива до 20-го века, когда жидкостные ракеты предлагали более эффективные и контролируемые альтернативы. Твердотопливные ракеты по-прежнему используются во всем мире, в моделях ракет , твердотопливных ракетных ускорителях и в более крупных приложениях из-за их простоты и надежности.

Поскольку твердотопливные ракеты могут оставаться на хранении в течение длительного времени без значительного ухудшения качества топлива и поскольку они почти всегда запускаются надежно, они часто используются в военных приложениях, таких как ракеты . Более низкие характеристики твердого ракетного топлива (по сравнению с жидким топливом) не способствуют их использованию в качестве основного двигателя в современных ракетах-носителях среднего и большого размера, которые обычно используются для орбиты коммерческих спутников и запуска основных космических зондов. Однако твердые частицы часто используются в качестве навесных ускорителей для увеличения грузоподъемности или в качестве дополнительных верхних ступеней со стабилизированным вращением, когда требуются скорости, превышающие нормальные. Твердотопливные ракеты используются в качестве легких ракет-носителей для полезной нагрузки на низкой околоземной орбите (НОО) до 2 тонн или спасательной нагрузки до 500 кг (1100 фунтов).[2] [3]

Основные понятия [ править ]

Упрощенная схема твердотопливной ракеты.
1. Смесь твердого топлива с окислителем (ракетное топливо) набивается в ракету с цилиндрическим отверстием посередине.
2. Воспламенитель воспламеняет поверхность пороха.
3. Цилиндрическое отверстие в порохе действует как камера сгорания .
4. Горячий выхлоп застревает в горле, что, среди прочего, определяет величину создаваемой тяги.
5. Выхлоп выходит из ракеты.

Простой ракетный твердотопливный двигатель состоит из корпуса, сопла , зерна ( метательного заряда ) и воспламенителя .

Твердая зернистая масса горит предсказуемым образом с образованием выхлопных газов, поток которых описывается потоком Тейлора-Кулика . Эти сопла размеры рассчитаны для поддержания конструкции камеры давления, при производстве тяги от выхлопных газов.

После воспламенения простой твердотопливный ракетный двигатель не может быть отключен, потому что он содержит все ингредиенты, необходимые для сгорания внутри камеры, в которой они сжигаются. Более продвинутые твердотопливные ракетные двигатели можно не только дросселировать, но и гасить [4], а затем повторно зажигать, контролируя геометрию сопла или используя вентиляционные отверстия. Также доступны импульсные ракетные двигатели, которые горят сегментами и которые могут запускаться по команде.

Современные конструкции могут также включать в себя управляемое сопло для наведения, авионику , оборудование для восстановления ( парашюты ), механизмы самоуничтожения , APU , управляемые тактические двигатели, регулируемые двигатели отклонения и ориентации , а также материалы для управления тепловым режимом .

История [ править ]

Китайцы средневековой династии Сун изобрели очень примитивную форму твердотопливной ракеты. [5] Иллюстрации и описания в китайском военном трактате XIV века « Хуолунцзин » военного писателя и философа династии Мин Цзяо Ю подтверждают, что китайцы в 1232 году использовали прото-твердотопливные ракеты, тогда известные как « огненные стрелы », чтобы отбросить монголов во времена монголов. осада Кайфэна . [6] [7] Каждая стрела имела примитивную форму простой трубы твердотопливной ракеты, заполненной порохом. Один открытый конец позволял газу выходить и был прикреплен к длинной палке, которая действовала как система наведения для управления направлением полета.[7] [6]

Первые ракеты с чугунными трубами использовались Королевством Майсур при Хайдере Али и Типу Султане в 1750-х годах. Эти ракеты достигли цели на расстоянии до полутора миль. Они были чрезвычайно эффективны во Второй англо-майсурской войне , закончившейся унизительным поражением Британской империи . Слухи об успехе ракет Майсур против британской имперской власти вызвали исследования в Англии, Франции, Ирландии и других местах. Когда в 1799 году британцы окончательно захватили форт Шрирангапатана , сотни ракет были отправлены в Королевский арсенал.недалеко от Лондона, который будет реконструирован. Это привело к первому промышленному производству военных ракет с ракетой Конгрев в 1804 году [8].

Современные твердотопливные ракетные двигатели из композитных материалов были изобретены американским аэрокосмическим инженером Джеком Парсонсом в Калифорнийском технологическом институте в 1942 году, когда он заменил двухосновное топливо на кровельный асфальт и перхлорат калия . Это сделало возможными тихоходные ракетные двигатели адекватных размеров и с достаточным сроком хранения для применения в системах с реактивным взлетом . Чарльз Бартли , сотрудник JPL (Калифорнийский технологический институт), заменил отверждаемый синтетический каучукдля вязкого асфальта, создавая гибкое, но геометрически стабильное несущее зерно топлива, которое надежно прикрепляется к корпусу двигателя. Это сделало возможным создание гораздо более мощных твердотопливных ракетных двигателей. В 1954 году компания Atlantic Research Corporation значительно увеличила количество композитного топлива I sp , увеличив количество порошкообразного алюминия в топливе до 20%. [9]

Ракетные технологии на твердом топливе получили наибольший импульс в плане технических инноваций, размеров и возможностей благодаря различным правительственным инициативам середины 20-го века по разработке все более мощных военных ракет. После первоначальных проектов военной технологии баллистических ракет, разработанных с использованием жидкостных ракет в 1940-х и 1950-х годах, как Советский Союз, так и Соединенные Штаты приступили к крупным инициативам по разработке твердотопливных местных , региональных и межконтинентальных баллистических ракет, включая твердотопливные. ракеты, которые могут запускаться с воздуха или с моря . Многие другие правительства также разработали эти военные технологии в течение следующих 50 лет.

К концу 1980-х годов и вплоть до 2020 года эти разработанные государством высокопроизводительные твердотопливные ракетные технологии применялись для орбитальных космических полетов в рамках многих правительственных программ , чаще всего в качестве ракет-носителей, чтобы добавить дополнительную тягу во время раннего подъема их, в основном, жидкостных ракет. ракеты-носители . Некоторые конструкции имели также верхние ступени твердотопливных ракет. Примеры полетов в 2010-е годы включают российский Протон , европейский Ariane 5 , американский Atlas V и Space Shuttle , а также японский H-II .

Самыми большими из когда-либо построенных твердотопливных ракетных двигателей были три монолитных твердотопливных двигателя Aerojet длиной 6,60 метра (260 дюймов), отлитые во Флориде. [10] Двигатели 260 SL-1 и SL-2 были 6,63 метра (261 дюйм) в диаметре, 24,59 метра (80 футов 8 дюймов) в длину, весили 842 900 кг (1858 300 фунтов) и имели максимальную тягу 16 МН (3500000 фунтов). фунт-сила). Продолжительность горения составила две минуты. Горловина сопла была достаточно большой, чтобы пройти через нее стоя. Двигатель был способен заменить один к одному на первой ступени жидкостного топлива Saturn I с 8 двигателями, но никогда не использовался как таковой. Двигатель 260 SL-3 был такой же длины и веса, но имел максимальную тягу 24 МН (5 400 000 фунтов силы) и меньшую продолжительность работы.

Дизайн [ править ]

Проектирование начинается с необходимого общего импульса , который определяет массу топлива и окислителя . Затем выбираются геометрия и химический состав зерна, чтобы удовлетворить требуемые характеристики двигателя.

Следующие варианты выбираются или решаются одновременно. В результате получаются точные размеры зерна, геометрии сопла и корпуса:

  • Зерно горит с предсказуемой скоростью, учитывая его площадь поверхности и давление в камере. [ необходима цитата ]
  • Давление в камере определяется диаметром горловины сопла и скоростью горения зерна.
  • Допустимое давление в камере зависит от конструкции корпуса.
  • Продолжительность горения определяется «толщиной полотна» зерна. [ требуется разъяснение ]

Зерно может или не может быть прикреплено к оболочке. Двигатели с кожухом проектировать сложнее, так как деформация корпуса и зерна при полете должны быть совместимы.

Обычные виды отказов твердотопливных ракетных двигателей включают в себя разрушение зерна, нарушение соединения корпуса и воздушные карманы в зерне. Все это вызывает мгновенное увеличение площади поверхности горения и соответствующее увеличение производительности и давления выхлопных газов, что может привести к разрыву кожуха.

Другой вид отказа - выход из строя уплотнения обсадной колонны . Уплотнения требуются в оболочках, которые необходимо открывать для загрузки зерна. Как только уплотнение выходит из строя, горячий газ разрушает путь утечки и приводит к отказу. Это стало причиной катастрофы космического корабля " Челленджер" .

Геометрия зерна [ править ]

Твердое ракетное топливо сгорает с поверхности обнаженного пороха в камере сгорания. Таким образом, геометрия топлива внутри ракетного двигателя играет важную роль в общих характеристиках двигателя. По мере горения поверхности метательного взрывчатого вещества его форма эволюционирует (предмет изучения внутренней баллистики), чаще всего изменяя площадь поверхности метательного взрывчатого вещества, подверженную воздействию дымовых газов. Поскольку объем топлива равен площади поперечного сечения, умноженной на длину топлива, объемный расход топлива равен площади поперечного сечения, умноженной на линейную скорость горения , а мгновенный массовый расход образующихся газов сгорания равен объемной скорости, умноженной на плотность топлива :

Часто используются несколько геометрических конфигураций в зависимости от области применения и желаемой кривой тяги :

  • Моделирование круглого отверстия

  • Моделирование C-слота

  • Моделирование горелки луны

  • 5-точечное моделирование финоцилов

  • Круговой канал ствола: в конфигурации BATES создает прогрессивно-регрессионную кривую тяги.
  • Торцевая горелка: топливо горит от одного осевого конца к другому, образуя устойчивое продолжительное горение, но с тепловыми проблемами, смещением центра тяжести (ЦТ).
  • С-образный паз: метательный заряд с большим клином, вырезанным сбоку (в осевом направлении), создающим довольно длительную регрессивную тягу, но имеет тепловые трудности и асимметричные характеристики ЦТ.
  • Лунная горелка: смещенное от центра круглое отверстие дает прогрессивно-регрессивное продолжительное горение, хотя имеет незначительные асимметричные характеристики ЦТ
  • Финоцил: обычно пяти- или шестиногой звездообразной формы, которая может производить очень ровную тягу с немного более быстрым горением, чем круглое отверстие из-за увеличенной площади поверхности.

Корпус [ править ]

Кожух может быть изготовлен из различных материалов. Картон используется для небольших моделей двигателей с черным порохом , в то время как алюминий используется для более крупных любительских двигателей на композитном топливе. Сталь использовалась для ускорителей космических кораблей . Графитовые эпоксидные кожухи с намотанной нитью используются для высокопроизводительных двигателей.

Корпус должен быть спроектирован так, чтобы выдерживать давление и возникающие в результате нагрузки ракетного двигателя, возможно, при повышенной температуре. По конструкции кожух считается сосудом высокого давления .

Чтобы защитить корпус от агрессивных горячих газов, на внутренней стороне корпуса часто применяется временная термоизоляция, которая удаляется, чтобы продлить срок службы корпуса двигателя.

Сопло [ править ]

Основная статья: Сопло ракетного двигателя

Сужающаяся-расширяющаяся конструкция ускоряет выхлопной газ из сопла, создавая тягу. Сопло должно быть изготовлено из материала, способного выдерживать высокую температуру потока дымовых газов. Часто используются жаропрочные материалы на основе углерода, такие как аморфный графит или углерод-углерод .

Некоторые конструкции включают управление направлением выхлопа. Это может быть достигнуто за счет карданного шарнира сопла, как в SRB Space Shuttle, за счет использования реактивных лопастей в выхлопе, как в ракете V-2 , или за счет управления вектором тяги впрыска жидкости (LITV).

Ранняя первая ступень Minuteman использовала один двигатель с четырьмя карданными соплами для обеспечения управления по тангажу, рысканию и крену.

LITV заключается в впрыскивании жидкости в выхлопной поток после горловины сопла. Затем жидкость испаряется и в большинстве случаев вступает в химическую реакцию, добавляя массовый поток к одной стороне потока выхлопных газов и тем самым обеспечивая управляющий момент. Например, твердые ускорители Titan III C вводили четырехокись азота для LITV; Танки можно увидеть по бокам ракеты между главной ступенью и ускорителями. [11]

Производительность [ править ]

Выхлоп облако поглотит Launch Pad 39A в НАСА Космический центр Кеннеди , как Space Shuttle Endeavor взлетает.

Типичный, хорошо спроектированный двигатель первой ступени из композитного топлива на основе перхлората аммония (APCP) может иметь удельный импульс вакуума (Isp) до 285,6 секунды (2,801 км / с) (Titan IVB SRMU). [12] Для сравнения: 339,3 с (3,327 км / с) для RP1 / LOX (RD-180) [13] и 452,3 с (4,436 км / с) для LH 2 / LOX (Block II RS-25 ) [14] двухкомпонентные двигатели. Удельные импульсы верхней ступени несколько больше: 303,8 с (2,979 км / с) для APCP (Orbus 6E) [15] 359 с (3,52 км / с) для RP1 / LOX (RD-0124) [16] и 465,5 с (4,565 км / с) для LH 2 / LOX (RL10B-2). [17]Доли пороха обычно несколько выше для (несегментированных) первых ступеней твердотопливного топлива, чем для верхних ступеней. Первая ступень Castor 120 весом 53000 кг (117000 фунтов) имеет массовую долю топлива 92,23%, в то время как разгонная ступень Castor 30 массой 14000 кг (31000 фунтов), разработанная для космической станции Taurus II COTS (коммерческое использование) (Международная космическая станция) компании Orbital Science дозаправка) ракета-носитель имеет 91,3% ракетного топлива с 2,9% графитового эпоксидного корпуса двигателя, 2,4% сопла, воспламенителя и привода вектора тяги и 3,4% немоторного оборудования, включая такие вещи, как крепление полезной нагрузки, межкаскадный адаптер, кабельный канал, приборы Castor 120 и Castor 30 имеют диаметр 2,36 и 2,34 метра (93 и 92 дюйма) соответственно и служат ступенями коммерческих ракет-носителей Athena IC и IIC.Четырехступенчатая Athena II, использующая Castor 120 в качестве первой и второй ступеней, стала первой коммерчески разработанной ракетой-носителем для запуска лунного зонда (Lunar Prospector ) в 1998 году.

Твердотопливные ракеты могут обеспечить высокую тягу при относительно низкой стоимости. По этой причине твердые частицы использовались в качестве начальных ступеней в ракетах (например, космических челноках ), в то время как двигатели с высоким удельным импульсом, особенно менее массивные, работающие на водороде, были зарезервированы для более высоких ступеней. Кроме того, твердотопливные ракеты имеют долгую историю в качестве конечной ступени разгона спутников из-за их простоты, надежности, компактности и достаточно высокой массовой доли . [18] Твердотопливный ракетный двигатель со стабилизированным вращением иногда добавляется, когда требуется дополнительная скорость, например, для полета к комете или внешней Солнечной системе, потому что спиннер не требует системы наведения (на недавно добавленной ступени). Обширное семейство Thiokol Star в основном в титановом корпусекосмические двигатели широко используются, особенно на ракетах-носителях Delta и в качестве верхних ступеней с стабилизированным вращением для запуска спутников из грузового отсека космического челнока. В звездообразных двигателях доля топлива достигает 94,6%, но дополнительные конструкции и оборудование снижают долю рабочей массы на 2% и более.

Твердое ракетное топливо с более высокими характеристиками используется в больших стратегических ракетах (в отличие от коммерческих ракет-носителей). HMX , C 4 H 8 N 4 (NO 2 ) 4 , нитрамин с большей энергией, чем перхлорат аммония, использовался в пропелленте МБР Peacekeeper и является основным ингредиентом ракетного топлива NEPE-75, используемого в Trident II D-5. Баллистическая ракета флота. [19] Именно из-за опасности взрыва военное твердое ракетное топливо с более высокой энергией, содержащее октоген, не используется в коммерческих ракетах-носителях, за исключением случаев, когда РН представляет собой адаптированную баллистическую ракету, уже содержащую топливо октогеном (Minotaur IV и V на основе снятых с вооружения МБР Peacekeeper) . [20]Авиационная база ВМС в Чайна-Лейк, Калифорния, разработала новый состав C 6 H 6 N 6 (NO 2 ) 6 , названный просто CL-20 (состав № 20 Китайского озера ). По сравнению с октогеном CL-20 имеет на 14% больше энергии на единицу массы, на 20% больше энергии на единицу объема и более высокое соотношение кислорода к топливу. [21] Одна из причин для развития очень высокой плотности энергиивоенное твердотопливное топливо предназначено для обеспечения возможности экзоатмосферной ПРО на полпути с помощью ракет, достаточно малых, чтобы поместиться в существующие корабельные подпалубные вертикальные пусковые трубы и аэромобильные пусковые трубы, установленные на грузовиках. Топливо CL-20, соответствующее закону Конгресса 2004 г. о нечувствительных боеприпасах (IM), было продемонстрировано и может, по мере снижения его стоимости, быть пригодным для использования в коммерческих ракетах-носителях с очень значительным увеличением характеристик по сравнению с одобренным в настоящее время твердым боеприпасом APCP. пропелленты. С удельным импульсом 309 с, уже продемонстрированным второй ступенью Peacekeeper, использующей топливо HMX, можно ожидать, что более высокая энергия топлива CL-20 увеличит удельный импульс примерно до 320 с в аналогичных применениях межконтинентальной баллистической ракеты или верхней ступени ракеты-носителя без опасности взрыва. октогена. [22]

Привлекательным атрибутом для военного использования является способность твердого ракетного топлива оставаться загруженным в ракету в течение длительного времени, а затем надежно запускаться в любой момент.

Семейства порохов [ править ]

Черный порох (порох) метательное вещество [ править ]

Черный порох (порох) состоит из древесного угля (топливо), нитрата калия (окислитель) и серы (топливо и катализатор). Это одна из старейших пиротехнических композиций, применяемых в ракетной технике. В наше время черный порох находит применение в моделях маломощных ракет (таких как ракеты Estes и Quest) [23] [24], поскольку он дешев и довольно прост в производстве. Топливная крупа обычно представляет собой смесь спрессованного мелкодисперсного порошка (в твердую твердую заготовку) со скоростью горения, которая сильно зависит от точного состава и рабочих условий. Производительность или удельный импульсчерного пороха мало, около 80 секунд. Зерно чувствительно к разрушению и, следовательно, к катастрофическому разрушению. Черный порох обычно не используется в двигателях мощностью более 40 ньютонов (9 фунт-сила).

Цинк-серные (ZS) пропелленты [ править ]

Состоящий из порошкового металлического цинка и порошковой серы (окислитель), ZS или «микрозернистый» является еще одним спрессованным топливом, которое не находит практического применения за пределами специализированных любительских ракетных кругов из-за его плохих характеристик (поскольку большинство ZS горит вне камеры сгорания) и быстрого линейные скорости горения порядка 2 м / с. ZS чаще всего используется в качестве топлива для новинок, поскольку ракета чрезвычайно быстро разгоняется, оставляя за собой впечатляющий большой оранжевый огненный шар.

"Конфеты" пороха [ править ]

В общем, пропелленты ракетных конфет представляют собой окислитель (обычно нитрат калия) и сахарное топливо (обычно декстроза , сорбит или сахароза ), которым придают форму путем осторожного плавления компонентов ракетного топлива вместе и заливки или упаковки аморфного коллоида в форму. Ракеты Candy генерируют низкий-средний удельный импульс длительностью примерно 130 с и, таким образом, используются в первую очередь ракетчиками-любителями и экспериментаторами.

Двухбазовые пороха [ править ]

Пропелленты DB состоят из двух монотопливных компонентов, один из которых обычно действует как высокоэнергетическое (но нестабильное) монотопливо, а другой - как стабилизирующее (и гелеобразующее) монотопливо с более низкой энергией. В типичных обстоятельствах нитроглицерин растворяют в нитроцеллюлозном геле и затвердевают с добавками. Пропелленты DB применяются в приложениях, где требуется минимальное количество дыма, но требуется средне-высокая производительность (I sp примерно 235 с). Добавление металлического топлива (например, алюминия ) может повысить производительность (около 250 с), хотя образование зародышей оксида металла в выхлопе может сделать дым непрозрачным.

Композитное топливо [ править ]

Порошковый окислитель и порошковое металлическое топливо тщательно смешиваются и фиксируются эластичным связующим (которое также действует как топливо). Композитные топлива часто бывают на основе нитрата аммония (ANCP) или перхлората аммония (APCP). Композитный пропеллент из нитрата аммония часто использует магний и / или алюминий в качестве топлива и обеспечивает средние характеристики (I sp около 210 с), тогда как композитный пропеллент на основе перхлората аммония часто использует алюминиевое топливо и обеспечивает высокие характеристики (вакуум I sp до 296 с с одной деталью). сопло или 304 с с телескопическим соплом с большой площадью). [15]Алюминий используется в качестве топлива, потому что он имеет разумную удельную плотность энергии, высокую объемную плотность энергии и его трудно случайно воспламенить. Композитные пропелленты отливаются и сохраняют свою форму после того, как каучуковое связующее, такое как полибутадиен с концевыми гидроксильными группами (HTPB), сшивается (затвердевает) с помощью отверждающей добавки. Благодаря своим высоким характеристикам, умеренной простоте производства и умеренной стоимости APCP находит широкое применение в космических ракетах, военных ракетах, ракетах для хобби и любительских ракет, тогда как более дешевые и менее эффективные ANCP находят применение в любительской ракетной технике и газогенераторах . Динитрамид аммония , NH 4 N (NO 2 ) 2, рассматривается как не содержащий хлора заменитель перхлората аммония в соотношении 1: 1 в композитных топливах. В отличие от нитрата аммония, ADN можно заменить на AP без потери моторных характеристик.

В ракетах Polaris, запущенных с подводных лодок, использовалось твердое топливо из алюминия и APCP на полиуретановой основе . [25] APCP, используемый в твердотопливных ракетных ускорителях космического челнока, состоял из перхлората аммония (окислитель, 69,6% по весу), алюминия (топливо, 16%), оксида железа (катализатор, 0,4%), полимера полибутадиенакрилонитрила (PBAN) ( связующее из неуретанового каучука, которое скрепляло смесь и действовало как вторичное топливо (12,04%), и эпоксидный отвердитель (1,96%). [26] [27] Он развил удельный импульс 242 секунды (2,37 км / с) на уровне моря или 268 секунд (2,63 км / с) в вакууме. Программа Constellation 2005–2009 годов должна была использовать аналогичный APCP, связанный с PBAN. [28]

В 2009 году группе удалось создать пропеллент из воды и наноалюминия ( ALICE ).

Композитное топливо высокой энергии (HEC) [ править ]

Типичные пропелленты HEC начинаются со стандартной композитной топливной смеси (такой как APCP) и добавляют к смеси высокоэнергетическое взрывчатое вещество. Этот дополнительный компонент обычно имеет форму небольших кристаллов гексогена или октогена , оба из которых имеют более высокую энергию, чем перхлорат аммония. Несмотря на небольшое увеличение удельного импульса, реализация ограничена из-за повышенной опасности фугасных добавок.

Композитные модифицированные двухосновные порохы [ править ]

Композитные модифицированные двойные основные пропелленты начинаются с двойного основного пропеллента нитроцеллюлоза / нитроглицерин в качестве связующего и добавляют твердые частицы (обычно перхлорат аммония (AP) и порошкообразный алюминий ), обычно используемые в композитных ракетных топливах. Перхлорат аммония восполняет дефицит кислорода, возникающий при использовании нитроцеллюлозы , улучшая общий удельный импульс. Алюминий улучшает удельный импульс, а также стабильность горения. Высокопроизводительные пропелленты , такие как NEPE-75 , используемые в качестве топлива для Trident II D-5, БРПЛ заменить большинство ТД с полиэтиленгликолем -связанного HMX, дополнительно увеличивая удельный импульс. Смешивание составных компонентов ракетного топлива с двойным основанием стало настолько распространенным, что размывает функциональное определение ракетного топлива с двойным основанием.

Бездымные пороха с минимальной сигнатурой [ править ]

Одним из наиболее активных направлений исследований твердого ракетного топлива является разработка высокоэнергетического ракетного топлива с минимальной сигнатурой с использованием нитроамина C 6 H 6 N 6 (NO 2 ) 6 CL-20 ( China Lake).соединение № 20), у которого на 14% больше энергии на массу и на 20% выше плотность энергии, чем у октогена. Новое топливо успешно разработано и испытано в тактических ракетных двигателях. Пропеллент не загрязняет окружающую среду: не содержит кислоты, твердых частиц и свинца. Он также бездымный и имеет только слабый ромбовидный узор амортизаторов, который виден в прозрачной выхлопной трубе. Без яркого пламени и густого дымового следа, образующегося при сгорании алюминизированных порохов, эти бездымные порохы почти исключают риск выдачи позиций, с которых запускаются ракеты. Новое топливо CL-20 нечувствительно к ударам (класс опасности 1.3), в отличие от нынешних бездымных порохов HMX, которые обладают высокой детонирующей способностью (класс опасности 1.1).CL-20 считается крупным прорывом в технологии твердого ракетного топлива, но еще не получил широкого распространения, поскольку затраты остаются высокими.[21]

Электрическое твердое топливо [ править ]

Электрическое твердое топливо (ЭЦН) представляет собой семейство высокоэффективных пластизольных твердых ракетных топлив, которые могут воспламеняться и подавляться под действием электрического тока. В отличие от топлива обычных ракетных двигателей, которое трудно контролировать и тушить, ЭСН можно надежно зажигать через определенные интервалы и продолжительность. Он не требует движущихся частей, а пропеллент нечувствителен к пламени или искрам. [29]

Хобби и любительская ракетная техника [ править ]

Ракетные двигатели на твердом топливе можно купить для использования в модельной ракетной технике ; Обычно это небольшие цилиндры с черным пороховым топливом со встроенным соплом, а иногда [ когда? ] небольшой заряд, который срабатывает, когда топливо заканчивается после некоторой задержки. Этот заряд можно использовать для запуска камеры или раскрытия парашюта . Без этого заряда и задержки двигатель может зажечь вторую ступень (только черный порох).

В ракетной технике средней и большой мощности широко используются серийные двигатели APCP. Они могут быть одноразовыми или перезаряжаемыми. Эти двигатели доступны в импульсном диапазоне от «A» (1,26–2,50 нс) до «O» (20,48–40,96 кН) от нескольких производителей. Они изготавливаются стандартных диаметров и различной длины в зависимости от требуемого импульса. Стандартные диаметры двигателя - 13, 18, 24, 29, 38, 54, 75, 98 и 150 миллиметров. Доступны различные составы пороха для создания различных профилей тяги, а также «специальных эффектов», таких как цветное пламя, следы дыма или большое количество искр (получаемых при добавлении в смесь титановой губки).

Используйте [ редактировать ]

Звуковые ракеты [ править ]

Почти все зондирующие ракеты используют твердотельные двигатели.

  • Astrobee
  • Черный Брант
  • С-310 , С-520
  • Терьер-Орион , Терьер-Малемют
  • VSB-30

Ракеты [ править ]

Благодаря надежности, простоте хранения и обращения твердотопливные ракеты используются на ракетах и ​​межконтинентальных баллистических ракетах.

  • Ракеты класса "воздух-воздух": AIM-9 Sidewinder
  • Баллистические ракеты: Иерихон , Седжил
  • МБР: LGM-30 Minuteman , UGM-133 Trident II , LGM-118 Peacekeeper , RT-2PM Topol , DF-41 , БРПЛ M51

Орбитальные ракеты [ править ]

Твердотопливные ракеты подходят для запуска небольших грузов с орбитальными скоростями, особенно если используются три или более ступени. Многие из них основаны на перепрофилированных межконтинентальных баллистических ракетах.

  • Разведчик
  • Афина
  • Му
  • Пегас
  • Телец
  • Минотавр
  • Старт-1
  • PSLV - чередование твердой и жидкой стадий
  • Шавит
  • Вега
  • 11 марта
  • Омега

В более крупных орбитальных ракетах на жидком топливе часто используются твердотопливные ракетные ускорители, чтобы получить достаточную начальную тягу для запуска полностью заправленной ракетой.

Основная статья: Твердотопливный ракетный ускоритель
  • Дельта II
  • Титан IV
  • Космический шатл
  • Ариана 5
  • Атлас II
  • Атлас V (опционально 1-5 бустеров)
  • Delta IV (опционально 2 или 4 бустера)
  • H-IIA , H-IIB
  • PSLV - дополнительные твердотельные ускорители для подъема более тяжелых грузов
  • GSLV Mk III

Твердое топливо также используется для некоторых верхних ступеней, в частности Star 37 (иногда называемой верхней ступенью "Burner") и Star 48 (иногда называемой " Вспомогательный модуль полезной нагрузки " или PAM), оба из которых первоначально производились Thiokol , а сегодня - Orbital ATK . Они используются для поднятия больших грузов на заданные орбиты (например, спутников Глобальной системы позиционирования ) или небольших грузов на межпланетные или даже межзвездные траектории. Другая твердое топливо верхняя ступень, используемый Space Shuttle и Titan IV , была Боинг -manufactured инерциальной верхней ступени (IUS).

  • Pioneer 10 и Pioneer 11 были отправлены из Солнечной системы на верхних ступенях Star 37E сракет Атлас-Кентавр .
  • «Вояджер-1» и « Вояджер-2» были отправлены из Солнечной системы на верхних ступенях Star 37E сракет Titan IIIE .
  • Магеллан был отправлен на Венеру на ВМС после того, как был отправлен с космического корабля « Атлантис» на STS-30 .
  • Галилей был отправлен к Юпитеру на ВМС после того, как был отправлен с космического корабля " Атлантис" на STS-34 .
  • "Улисс" был отправлен к Юпитеру на IUS и Star 48 PAM после того, как его отправили с космического корабля " Дискавери" на STS-41 . Затем он был переведен на полярную орбиту вокруг Солнца после гравитационного воздействия вокруг Юпитера.
  • New Horizons был отправлен из Солнечной системы на Star 48 PAM сракеты Atlas V.

Некоторые ракеты, такие как Antares (производства Orbital ATK), имеют обязательные твердотопливные верхние ступени. Ракета Antares использует Orbital ATK -manufactured Castor 30 в качестве верхней ступени.

Расширенное исследование [ править ]

  • Экологически чувствительные составы топлива, такие как пропеллент ALICE
  • ПВРД с твердым топливом
  • Конструкции с регулируемым усилием на основе изменяемой геометрии сопла
  • Гибридные ракеты , использующие твердое топливо и дросселирующий жидкий или газообразный окислитель

См. Также [ править ]

  • Сравнение твердотопливных орбитальных систем запуска
  • Сравнение орбитальных систем запуска
  • Сравнение семейств орбитальных пусковых установок
  • Перечень конструкций космических пусковых систем
  • Список ракет
  • Список орбитальных стартовых систем
  • Список зондирующих ракет
  • Список военных ракет
  • Фейерверк
  • Пиротехнический состав
  • Межконтинентальная баллистическая ракета
  • Двигатель Jetex
  • Ракетный ускоритель космического челнока
  • Crawford Burner
  • Нанотермит
  • Skyrocket

Ссылки [ править ]

  1. ^ главы 1–2, Прокладывая путь: ранняя история космических кораблей и ракетной техники , Майк Грунтман , AIAA, 2004, ISBN  1-56347-705-X .
  2. ^ Culler, Джессика (2015-06-16). "LADEE - исследователь лунной атмосферной пыли и окружающей среды" . НАСА . Проверено 2 июня 2020 .
  3. ^ «LockMart и ракеты-носители ATK Athena, выбранные в качестве поставщика услуг запуска НАСА» . www.space-travel.com .
  4. ^ «Твердотопливный ракетный двигатель с самозатухающим топливным зерном и системы на его основе» .
  5. ↑ Ху, Вэнь-Жуй (1997). Космическая наука в Китае (опубликовано 20 августа 1997 г.). п. 15. ISBN 978-9056990237.
  6. ^ a b Грейтрикс, Дэвид Р. (2012). Полет с приводом: разработка аэрокосмических двигателей . Springer. п. 1. ISBN 978-1447124849.
  7. ^ a b Нильсен, Леона (1997). Взрыв !: Ракетная техника для учеников начальной и средней школы Стр . Библиотеки без ограничений. С. 2–4. ISBN 978-1563084386.
  8. ^ Ван Рипер, Bowdoin (2004). Ракеты и ракеты: история жизни технологии . Издательство Университета Джона Хопкинса. С. 14–15. ISBN 978-0801887925.
  9. Перейти ↑ MD Black (2012). Эволюция ракетных технологий . Родной плантатор, SLC. п. 39.payloadz.com в электронной книге / истории [ мертвая ссылка ]
  10. ^ «260 - Самый большой твердотопливный ракетный двигатель из когда-либо испытанных» (PDF) . nasa.gov . Июнь 1999 . Проверено 24 июля 2014 года .
  11. ^ Саттон, Джордж П. (2000). Элементы силовой установки ракеты (7-е изд.). Wiley-Interscience. ISBN 0-471-32642-9.
  12. ^ "Каталог продуктов космического движения ATK, стр.30" (PDF) . Alliant Techsystems (АТК). Май 2008. Архивировано из оригинального (PDF) 30 июля 2018 года . Дата обращения 8 декабря 2015 .
  13. ^ http://www.pw.utc.com/Products/Pratt+%26+Whitney+Rocketdyne/Propulsion+Solutions/Space [ постоянная мертвая ссылка ]
  14. ^ "Архивная копия" . Архивировано из оригинала 2011-04-26 . Проверено 7 января 2014 .CS1 maint: archived copy as title (link)
  15. ^ a b «Архивная копия» . Архивировано из оригинала на 2013-07-19 . Проверено 9 февраля 2014 .CS1 maint: archived copy as title (link)
  16. ^ http://www.russianspaceweb.com/engines/rd0124.htm
  17. ^ "Брошюра RL10B-2" (PDF) . Пратт и Уитни Рокетдайн. 2009. Архивировано из оригинального (PDF) 26 марта 2012 года . Проверено 25 августа 2018 .
  18. ↑ Solid, заархивировано 5 января 2002 г., на Wayback Machine.
  19. ^ Пайк, Джон. «Баллистические ракеты FBM / SLBM флота Trident II D-5 - США» . www.globalsecurity.org .
  20. ^ Руководство Minotaur IV пользователя, Release 1.0 , Orbital Sciences Corp., январь 2005, стр. 4
  21. ^ a b http://www.navair.navy.mil/techTrans/index.cfm?map=local.ccms.view.aB&doc=crada.13 [ мертвая ссылка ]
  22. ↑ MD Black, The Evolution of ROCKET TECHNOLOGY , стр. 92-94, Native Planter, SLC, 2012, payloadz.com в разделе ebook / History
  23. ^ "Модельные ресурсы и компоненты ракетной техники" . Дата обращения 16 августа 2017 .
  24. ^ "Квестовая модель ракетных двигателей на черном порохе" . Архивировано из оригинального 16 августа 2017 года . Дата обращения 16 августа 2017 .
  25. ^ https://fas.org/nuke/guide/usa/slbm/a-1.htm
  26. ^ "Ракетные ускорители Shuttle" . НАСА.
  27. ^ "Твердотопливные ракетные ускорители" . НАСА.
  28. Рианна Чанг, Кеннет (30 августа 2010 г.). «НАСА испытывает двигатель с неопределенным будущим» . Нью-Йорк Таймс . Проверено 31 августа 2010 .
  29. ^ Савка, Уэйн Н .; Макферсон, Майкл (12 июля 2013 г.). «Электрическое твердое топливо: безопасная технология движения от микро до макро» . 49-я Конференция по совместным двигательным установкам AIAA / ASME / SAE / ASEE . Американский институт аэронавтики и астронавтики. DOI : 10.2514 / 6.2013-4168 . ISBN 978-1-62410-222-6.

Дальнейшее чтение [ править ]

  • А. Давенас, изд. (1992). Твердотопливная двигательная установка . Пергамон. ISBN 978-0080409993.

Внешние ссылки [ править ]

  • Страница Роберта А. Браунига с ракетными двигателями
  • Композитное твердое топливо Astronautix
  • Ариан 5 СРБ
  • Ассоциация любителей ракет большой мощности
  • Nakka-Rocketry (проектные расчеты и составы ракетного топлива)
  • Сахарная ракета за 5 центов
  • Практическая ракетная техника
  • Практическая ракетная техника НАСА