Ракетные двигатели
ествуют и испытываются в лабораториях и на экспериментальных стендах.
Советский ученый Ф.А. Цандер еще в тридцатые годы в своих трудах предложил
использовать в межпланетных полетах в качестве горючего легкие металлы, из
которых будет изготовлен космический корабль – литий, бериллий, алюминий и
др. В особенности как добавку к обычному топливу, например водородно-
кислородному. Подобные «тройные композиции» способны обеспечить наибольшую
из возможных для химических топлив скорость истечения – до 5 км/с. Но это
уже практически предел ресурсов химии. Большего она практически сделать не
может.
Хотя в предлагаемом описании пока преобладают жидкостные ракетные
двигатели, нужно сказать, что первым в истории человечества был создан
термохимический ракетный двигатель на твердом топливе – РДТТ.
Топливо – например специальный порох – находится непосредственно в камере
сгорания. Камера сгорания с реактивным соплом, заполненная твердым топливом
– вот и вся конструкция. Режим сгорания твердого топлива зависит от
предназначения РДТТ (стартовый, маршевый или комбинированный). Для
твердотопливных ракет применяемых в военном деле характерно наличие
стартового и маршевого двигателей. Стартовый РДТТ развивает большую тягу на
очень короткое время, что необходимо для схода ракеты с пусковой установки
и её первоначального разгона. Маршевый РДТТ предназначен для поддержания
постоянной скорости полета ракеты на основном (маршевом) участке траектории
полета. Различия между ними заключаются в основном в конструкции камеры
сгорания и профиле поверхности горения топливного заряда, которые
определяют скорость горения топлива от которой зависит время работы и тяга
двигателя. В отличие от таких ракет космические ракеты-носители для
запуска спутников Земли, орбитальных станций и космических кораблей, а
также межпланетных станций работают только в стартовом режиме со старта
ракеты до вывода объекта на орбиту вокруг Земли или на межпланетную
траекторию.
В целом твердотопливные ракетные двигатели на имеют много преимуществ перед
двигателями на жидком топливе: они просты в изготовлении, длительное время
могут храниться, всегда готовы к действию, относительно взрывобезопасны. Но
по удельной тяге твердотопливные двигатели на 10-30% уступают жидкостным.
Ядерные ракетные двигатели
Один из основных недостатков ракетных двигателей, работающих на жидком
топливе, связан с ограниченной скоростью истечения газов. В ядерных
ракетных двигателях представляется возможным использовать колоссальную
энергию, выводящуюся при разложении ядерного «горючего», для нагревания
рабочего вещества.
Принцип действия ядерных ракетных двигателей почти не отличается от
принципа действия термохимических двигателей. Разница заключается в том,
что рабочее тело нагревается не за счет своей собственной химической
энергии, а за счет «посторонней» энергии, выделяющейся при внутриядерной
реакции. Рабочее тело пропускается через ядерный реактор, в котором
происходит реакция деления атомных ядер (например, урана), и при этом
нагревается.
У ядерных ракетных двигателей отпадает необходимость в окислителе и поэтому
может быть использована только одна жидкость.
В качестве рабочего тела целесообразно применять вещества, позволяющие
двигателю развивать большую силу тяги. Этому условию наиболее полно
удовлетворяет водород, затем следует аммиак, гидразин и вода.
Процессы, при которых выделяется ядерная энергия, подразделяют на
радиоактивные превращения, реакции деления тяжелых ядер, реакцию синтеза
легких ядер.
Радиоизотопные превращения реализуются в так называемых изотопных
источниках энергии. Удельная массовая энергия (энергия, которую может
выделить вещество массой 1кг) искусственных радиоактивных изотопов
значительно выше, чем химических топлив. Так, для 210Ро она равна 5*108
КДж/кг, в то время как для наиболее энергопроизводительного химического
топлива (бериллий с кислородом) это значение не превышает 3*104 КДж/кг.
К сожалению, подобные двигатели применять на космических ракетах-носителях
пока не рационально. Причина этого – высокая стоимость изотопного вещества
и трудности эксплуатации. Ведь изотоп выделяет энергию постоянно, даже при
его транспортировке в специальном контейнере и при стоянке ракеты на
старте.
В ядерных реакторах используется более энергопроизводительное топливо. Так,
удельная массовая энергия 235U (делящегося изотопа урана) равна 6,75*109
КДж/кг, то есть примерно на порядок выше, чем у изотопа 210Ро. Эти
двигатели можно «включать» и «выключать», ядерное горючее (233U, 235U,
238U, 239Pu) значительно дешевле изотопного. У таких двигателей в качестве
рабочего тела может применяться не только вода, но и более эффективные
рабочие вещества – спирт, аммиак, жидкий водород. Удельная тяга двигателя с
жидким водородом равна 900 с.
В простейшей схеме ядерного ракетного двигателя с реактором, работающим на
твердом ядерном горючем рабочее тело размещено в баке. Насос подает его в
камеру двигателя. Распыляясь с помощью форсунок, рабочее тело вступает в
контакт с тепловыделяющим ядерным горючим, нагревается, расширяется и с
большой скоростью выбрасывается через сопло наружу.
Ядерное горючее по запасу энергии превосходит любой другой вид топлива.
Тогда возникает закономерный вопрос – почему же установки на этом горючем
имеют все-таки сравнительно небольшую удельную тягу и большую массу? Дело в
том, что удельная тяга твердофазного ядерного ракетного двигателя
ограничена температурой делящегося вещества, а энергетическая установка при
работе испускает сильное ионизирующее излучение, оказывающее вредное
действие на живые организмы. Биологическая защита от таких излучений имеет
большой вес не применима на космических летательных аппаратах.
Практические разработки ядерных ракетных двигателей, использующих твердое
ядерное горючее, были начаты в середине 50-х годов 20-го столетия в
Советском Союзе и США, почти одновременно со строительством первых ядерных
электростанций. Работы проводились в обстановке повышенной секретности, но
известно, что реального применения в космонавтике такие ракетные двигатели
до сих пор не получили. Все пока ограничилось использованием изотопных
источников электроэнергии относительно небольшой мощности на беспилотных
искусственных спутниках Земли, межпланетных космических аппаратах и
всемирно известном советском «луноходе».
другие виды ракетных двигателей
Существуют и более экзотические проекты ядерных ракетных двигателей, в
которых делящееся вещество находится в жидком, газообразном или даже
плазменном состоянии, однако реализация подобных конструкций на современном
уровне техники и технологий нереальна.
Существуют, пока на стадии теоретической или лабораторной следующие
проекты ракетных двигателей:
o импульсные ядерные ракетные двигатели использующие энергию взрывов
небольших ядерных зарядов;
o термоядерные ракетные двигатели, в которых в качестве топлива может
использоваться изотоп водорода. Энергопроизводительность водорода в
такой реакции составляет 6,8*1011 КДж/кг, то есть примерно на два
порядка выше производительности ядерных реакций деления;
o солнечно-парусные двигатели – в которых используется давление
солнечного света (солнечный ветер), существование которого опытным
путем доказал русский физик П.Н. Лебедев еще в 1899 году. Расчетным
путем ученые установили, что аппарат массой в 1 т, снабженный парусом
диаметром 500 м, может долететь от Земли до Марса примерно за 300
суток. Однако эффективность солнечного паруса быстро уменьшается с
удалением от Солнца.
o
Электрические ракетные двигатели
Почти все рассмотренные выше ракетные двигатели, развивают огромную силу
тяги и предназначены для вывода космических аппаратов на орбиту вокруг
Земли и разгона их до космических скоростей для межпланетных полетов.
Совсем другое дело – двигательные установки для уже выведенных на орбиту
или на межпланетную траекторию космических аппаратов. Здесь, как правило,
нужны двигатели малой мощности (несколько киловатт или даже ватт) способные
работать сотни и тысячи часов и многократно включаться и выключаться. Они
позволяют поддерживать полет на орбите или по заданной траектории,
компенсируя сопротивление полету создаваемое верхними слоями атмосферы и
солнечным ветром.
В электрических ракетных двигателях разгон рабочего тела до определенной
скорости производится нагреванием его электрической энергией.
Электроэнергия поступает от солнечных батарей или атомной электростанции.
Способы нагревания рабочего тела различны, но реально применяется в
основном электродуговой. Он показал себя очень надежным и выдерживает
большое количество включений. В качестве рабочего тела в электродуговых
двигателя применяют водород. С помощью электрической дуги водород
нагревается до очень высокой температуры и он превращается в плазму -
электрически нейтральную смесь положительных ионов и электронов. Скорость
истечения плазмы из двигателя достигает 20 км/с. Когда ученые решат
проблему магнитной изоляции плазмы от стенок камеры двигателя, тогда можно
будет значите
| |  скачать работу |
Ракетные двигатели |
