Химический ракетный двигатель

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
(перенаправлено с «Химические ракетные двигатели»)
Перейти к: навигация, поиск

Хими́ческий раке́тный дви́гатель (ХРД) — ракетный двигатель, работающий на химическом топливе.

В камере сгорания ХРД потенциальная (химическая) энергия топлива преобразуется в тепловую энергию в результате экзотермической реакции. Топливо, как правило, состоит из компонентов — горючего и окислителя. Существуют и однокомпонентные и многокомпонентные топлива. Компоненты топлива подбираются так, чтобы:

  1. продукты реакции были газообразными;
  2. продукты реакции были низкомолекулярными, так как чем ниже молекулярный вес газа, тем больше скорость теплового движения молекул при равных температурах с более высокомолекулярным газом, и тем больше достижимая скорость истечения реактивной струи.

Из камеры сгорания (КС) продукты реакции направляются в профилированный канал — реактивное сопло. В сопле ХРД газ адиабатически расширяется. Давление и температура газа падают с нарастанием объёма по адиабатическому закону. В результате расширения газ приобретает высокую скорость истечения из сопла. Таким образом, ХРД преобразует часть химической энергии топлива в кинетическую энергию газовой струи.

Импульс газовой струи направлен по направлению истечения газов. Согласно закону сохранения импульса, при истечении газовой струи, струя и ракета имеют одинаковые по модулю, но противоположенные по направлению импульсы (векторная сумма импульсов газа и ракеты равна нулю). Фактически это проявляется как возникновение реактивной тяги, воздействующей на ракету.

Классификация ХРД[править | править вики-текст]

По агрегатному состоянию топлива[править | править вики-текст]

Жидкостный ракетный двигатель[править | править вики-текст]

Жидкостный ракетный двигатель РД-170
Распространенная аббревиатура: ЖРД
Особенности: Компоненты топлива хранятся в баках, вне камеры сгорания ХРД, находятся в жидком агрегатном состоянии. Они подаются в камеру сгорания через форсунки под давлением. Давление жидких компонентов создаётся либо с помощью турбонасосного агрегата, либо за счёт вытеснительной подачи, за счёт повышенного давления в баках. Как правило, компоненты топлива самовоспламеняются при смешивании в КС. Иногда первые ступени ракет-носителей требуют принудительного воспламенения.
Пример: РД-170.
Описание: Этот тип получил широкое распространение на баллистических ракетах, ракетах-носителей для вывода космических аппаратов в космос. Жидкостные ракетные двигатели допускают регулирование тяги в широких пределах и многократное включение и выключение. Время для приведения ракеты из состояния хранения в предпусковое состояние значительно (может достигать десятков часов).
Удельный импульс ЖРД (в вакууме): достигает 3308 м/c (РД-170).
Удельная тяга (весовая): до 337,2 с (РД-170).
Диапазон тяг:
  • От нескольких десятков ньютонов. Пример: двигатель ориентации С5.79 тягой 122,6 Н, входящий в состав Объединённой двигательной установки (ОДУ). ОДУ впервые была разработана для орбитальной станции Мир, дальнейшее распространение получила на МКС[1].
  • До нескольких меганьютонов. Пример: самый мощный в мире (на момент написания статьи — апрель 2017 г.) РД-170 обладает тягой на уровне моря около 7,26 МН.

Твердотопливный ракетный двигатель[править | править вики-текст]

Старт МТКК «Спейс шаттл» с твердотопливными боковыми ускорителями
Распространенная аббревиатура: РДТТ (ракетный двигатель твердого топлива).
Особенности: Компоненты топлива хранятся в КС.
Пример: Р-30.
Описание: Этот тип двигателей обладает такими важными достоинствами, как простота и надёжность. РДТТ обладает малым временем для перевода из состояния хранения в предпусковое состояние. Как правило, компоненты топлива представляют собой спрессованную смесь топлива и окислителя. Для запуска двигателя требуется внешний источник пламени. После запуска такой двигатель работает до полной выработки топлива, многократный запуск невозможен. Конструктивная простота и дешевизна обусловила широкое применение РДТТ в ракетомоделизме. Обладает ограниченными возможностями по регулированию величины тяги. Управление направлением вектора тяги может осуществляется газовыми рулями или поворотным реактивным соплом.
Характерное время работы:
Удельная тяга (весовая): до 269 с для бокового ускорителя МТКК «Спейс шаттл» (в вакууме)[3]
Диапазон тяг:

Гибридный ракетный двигатель[править | править вики-текст]

Челнок для суборбитальных полетов «SpaceShipOne» с гибридным ракетным двигателем
Описание: Один из компонентов находится в твёрдом состоянии и хранится в КС, оставшиеся компоненты подаются аналогично жидкостному двигателю. Позволяет совместить конструктивную простоту РДТТ с полезными свойствами ЖРД (управление величиной тяги, многократный запуск). Этот тип не получил широкого распространения.
Пример: Суборбитальный самолет «SpaceShipOne» использует гибридный двигатель на полибутадиене и диоксиде азота.

По количеству компонентов[править | править вики-текст]

Однокомпонентные (монотопливные)[править | править вики-текст]

К ХРД не могут быть отнесены однокомпонентные газовые двигатели (например, двигатели ориентации лунного модуля системы Аполлон, создающие тягу за счёт истечения струи сжатого азота). Но существуют многочисленные технические реализации однокомпонентных двигателей, где химическая энергия высвобождается за счёт экзотермической реакции его каталитического разложения в камере сгорания (например, перекись водорода, либо гидразин). Пример: двигатели ориентации спутника связи «Skynet-2»[5].

Двухкомпонентные[править | править вики-текст]

Большинство технических реализаций ХРД относится именно к этому типу. Топливо состоит из горючего и окислителя.

Трёх- и более компонентные[править | править вики-текст]

По сути, этот тип является модификацией предыдущего. К топливу добавляется дополнительный компонент (компоненты), служащие:

Для РДТТ в состав смеси часто вносят какое-либо связующее вещество, обычно полимерное, для получения твёрдой топливной шашки, пригодной к длительному хранению и не разрушающейся механически при горении.

История[править | править вики-текст]

Ранние китайские ракеты

Первые пороховые ракеты были изобретены в Китае. Точная дата их изобретения неизвестна (первое письменное упоминание относится к XIII веку). Эти ракеты были твердотопливными (химическими).

В средние века ракеты применялись в основном для развлечений, для устройства фейерверков. Интерес к ракетам начал расти в 1920—1930-е годы, поскольку стало ясно, что ракетный принцип движения является единственным для осуществления самостоятельного, управляемого полёта в безвоздушном пространстве.

Обладая сравнительно невысоким удельным импульсом (в сравнении с электрическими, ионными, плазменными ракетными двигателями), химические ракетные двигатели развивают бо́льшую тягу, но кратковременно, что важно при создании средств выведения полезной нагрузки на космическую орбиту или для осуществления не слишком дальних межпланетных полётов за относительно короткое время.

По состоянию на середину 2010-х годов все создающие основную тягу ракетные двигатели, применяемые в ракетах военного назначения и ракетах-носителях космических аппаратов, являются химическими. Исключение составляют различные корректирующие двигатели и двигатели ориентации. При этом в химических двигателях уже достигнут принципиальный предел энергетических возможностей топлива. Даже теоретически нет возможности существенного увеличения их удельного импульса, что связано с принципиальным ограничением температуры продуктов горения в экзотермических химических реакциях, что ограничивает максимальную скорость истечения газов. Это накладывает ограничения на возможности ракетной техники с использованием химических двигателей уже освоенными двумя направлениями:

  • космические полёты в околоземном пространстве (как пилотируемые, так и беспилотные);
  • исследование космоса в пределах Солнечной системы с помощью автоматических аппаратов (например, космические аппараты серий «Венера» и «Марс», Voyager, Galileo, Cassini-Huygens, Ulysses).

Если кратковременная пилотируемая экспедиция к Марсу или Венере с использованием химических двигателей ещё представляется технически реализуемой, то для пилотируемых полётов путешествия к более далёким объектам Солнечной системы размеры необходимой для этого ракеты и длительность полёта трудно осуществимы с точки зрения современной науки и техники.

Примечания[править | править вики-текст]

  1. Продолжаются рекордные по длительности ресурсные испытания наземного аналога объединенной двигательной установки международной космической станции. НИЦ РКП (4 октября 2012). — «…без замечаний проведен очередной 40-й сеанс функционирования наземного аналога объединенной двигательной установки (ОДУ) орбитальной станции.». Проверено 11 мая 2017. Архивировано 11 мая 2017 года.
  2. Лукашевич, Вадим ТвердоТопливные Ускорители (ТТУ). Энциклопедия крылатого космоса. Проверено 11 мая 2017. Архивировано 11 мая 2017 года.
  3. Американский шаттл. Space Shuttle. Sponli — космос онлайн (28 марта 2014). Проверено 11 мая 2017. Архивировано 11 мая 2017 года.
  4. Dumoulin, Jim NSTS Shuttle Reference Manual (англ.). NASA (31 August 2000). Проверено 11 мая 2017. Архивировано 11 мая 2017 года.
  5. ЖРД на однокомпонентном топливе. I-Space. Проверено 11 мая 2017. Архивировано 11 мая 2017 года.

См. также[править | править вики-текст]

Литература[править | править вики-текст]