Старенький_Ху все записи автора
Набрел тут на неплохой ликбез:)
http://astro-space.ru/kosmonavtika/24-rdtt-zhrd-ili-gpvrd.html
Мощную космическую ракету движет та же сила, что и праздничный увеселительный фейерверк в парке культуры и отдыха, — сила реакции газов, вытекающих из сопла. Вырываясь огненным столбом из ракетного двигателя, они толкают сам двигатель и все, что с ним конструктивно связано, в противоположном направлении.
Главное принципиальное отличие любого реактивного двигателя (ракетные двигатели—могучая ветвь обширного семейства реактивных двигателей, двигателей прямой реакции) состоит в том, что он непосредственно вырабатывает движение, сам приводит в движение связанный с ним транспортный аппарат без участия промежуточных агрегатов, называемых движителями. У самолета с поршневыми или турбовинтовыми двигателями мотор заставляет вращаться воздушный винт, который, врезаясь в воздух, отбрасывает массу воздуха назад и заставляет самолет лететь вперед. В этом случае движителем служит воздушный винт. Аналогично работает гребной винт корабля: он отбрасывает массу воды. У автомобиля или поезда движителем служит колесо. И только реактивный двигатель не нуждается в опоре в окружающей среде, в массе, от которой бы отталкивался аппарат. Масса, которую реактивный двигатель отбрасывает назад и получает благодаря этому движение вперед, находится в нем самом. Она называется рабочим телом, или рабочим веществом двигателя.
Обычно раскаленные газы, работающие в двигателе, образуются при сгорании топлива, т. е. при химической реакции бурного окисления горючего вещества. Химическая энергия сгорающих веществ преобразуется при этом в тепловую энергию продуктов сгорания. А тепловая энергия горячих газов, полученных в камере сгорания, превращается при их расширении в сопле в механическую энергию поступательного движения ракеты или реактивного самолета.
Энергия, используемая в этих двигателях, является результатом химической реакции. Поэтому такие двигатели и называются химическими ракетными двигателями.
Это не единственно возможный случай. В ядерных ракетных двигателях рабочее вещество должно получать энергию за счет тепла, выделяемого при реакции ядерного распада или синтеза. В некоторых типах электроракетных Двигателей рабочее вещество разгоняется и вовсе без участия тепла благодаря взаимодействию электрических и магнитных сил. В наши дни, однако, основа ракетной техники — химические, или, как их еще называют, термохимические ракетные двигатели.
Не все реактивные двигатели пригодны для космических полетов. Большой класс этих машин, так называемые воздушно-реактивные двигатели, используют для окисления горючего воздух окружающей среды. Естественно, они могут Работать только в пределах земной атмосферы.
Для работы в космосе используют два типа ракетных термохимических двигателей: ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) и жидкостные ракетные двигатели (ЖРД). В этих двигателях топливо содержит в себе все, что нужно для горения, т. е. и горючее, и окислитель. Только агрегатное состояние этого топлива различное. В РДТТ—это твердая смесь необходимых веществ. В ЖРД горючее и окислитель хранятся в жидком виде, обычно в отдельных баках, а воспламенение происходит в камере сгорания, где горючее смешивается с окислителем.
Движение ракеты возникает при отбрасывании рабочего вещества. Далеко не безразлично, с какой скоростью истекает из сопла реактивного двигателя рабочее тело. Физический закон сохранения количества движения говорит о том, что количество движения ракеты (произведение ее массы на скорость, с которой она летит) будет равно количеству движения рабочего тела. Значит, чем больше масса выбрасываемых из сопла газов и скорость их истечения, тем больше тяга двигателя, тем большую скорость можно придать ракете, тем больше может быть ее масса и полезная нагрузка.
В большом ракетном двигателе за несколько минут работы перерабатывается и с большой скоростью выбрасывается из сопла огромное количество топлива — рабочего тела. Чтобы увеличить скорость и массу ракеты, кроме разделения ее на ступени есть только один способ—увеличение тяги двигателей. А повысить тягу, не увеличивая расхода топлива, можно только наращивая скорость истечения газов из сопла.
Существует в ракетной технике понятие удельной тяги ракетного двигателя. Удельная тяга — это тяга, получаемая в двигателе при расходе одного килограмма топлива за одну секунду.
Удельной тяге идентичен удельный импульс — импульс, развиваемый ракетным двигателем на каждый килограмм расходуемого топлива (рабочего тела). Удельный импульс определяется отношением тяги двигателя к массе топлива, расходуемого за одну секунду. Удельный импульс — наиболее важная характеристика ракетного двигателя.
Удельный импульс двигателя пропорционален скорости истечения газов из сопла. Увеличение скорости истечения позволяет снизить расход топлива на один килограмм тяги, развиваемой двигателем. Чем больше удельная тяга, чем больше скорость истечения рабочего тела, тем экономичнее двигатель, тем меньше топлива нужно ракете для совершения одного и того же полета.
А скорость истечения непосредственно зависит от кинетической энергии движения молекул газа, от его температуры и, следовательно, от калорийности (теплотворной способности) топлива. Естественно, чем выше калорийность, энергопроизводительность топлива, тем меньше его нужно для совершения одной и той же работы.
Но скорость истечения зависит не только от температуры, она возрастает с уменьшением молекулярного веса рабочего вещества. Кинетическая энергия молекул при одной и той же температуре обратно пропорциональна их молекулярному весу. Чем меньше молекулярный вес топлива, тем больше объем газов, образующихся при его сгорании. Чем больше объем газов, образующихся при сгорании топлива, тем больше скорость их истечения. Поэтому водород в качестве компонента ракетного топлива выгоден вдвойне—из-за высокой теплотворной способности и малого молекулярного веса.
Весьма важной характеристикой ракетного двигателя является его удельная масса, т. е. масса двигателя, приходящаяся на единицу его тяги. Ракетный двигатель должен развивать большую тягу и в то же время быть очень легким. Ведь подъем каждого килограмма нагрузки в космос дается дорогой ценой, и если двигатель будет тяжелым, то он будет поднимать главным образом только себя. Большинство реактивных двигателей вообще имеет относительно небольшую удельную массу, но особенно хорош этот показатель у ЖРД и РДТТ. Это связано с простотой их устройства.
РДТТ и ЖРД
Ракетные двигатели твердого топлива предельно просты по устройству. У них, по существу, две основные части: камера сгорания и реактивное сопло. Топливным баком служит сама камера сгорания. Правда, в этом не только достоинство, но и весьма существенный недостаток. Двигатель трудно выключить, пока не выгорит все топливо. Его работу чрезвычайно сложно регулировать. Топливо должно гореть медленно, с более или менее постоянной скоростью, независимо от изменения давления и температуры. Регулировать величину тяги РДТТ можно лишь в определенных, заранее заданных пределах, подбирая твердотопливные заряды соответствующей геометрии и структуры. В РДТТ трудно регулировать не только силу тяги, но и ее направление. Для этого надо изменять положение тяговой камеры, а она очень велика, ведь в ней находится весь запас топлива. Появились твердотопливные ракеты с поворотными соплами, конструктивно они довольно сложны, но это позволяет решить проблему управления направлением тяги.
Однако ракетные двигатели твердого топлива имеют и ряд серьезных достоинств: постоянная готовность к действию, надежность и простота эксплуатации. РДТТ нашли широкое применение в военном деле.
Важнейшим элементом в РДТТ является заряд твердого топлива. Характеристики двигателя зависят и от элементов топлива, и от структуры и устройства заряда. Различают два основных типа твердых ракетных топлив: двухосновные, или коллоидные, и смесевые. Коллоидные топлива представляют собой твердый однородный раствор органических веществ, молекулы которых содержат окислительные и горючие элементы. Наиболее широко используется твердый раствор нитроцеллюлозы и нитроглицерина.
Смесевые топлива представляют собой механические смеси горючего и окислителя. В качестве окислителя в этих топливах обычно применяют неорганические кристаллические вещества—перхлорат аммония, перхлорат калия и др. Обычно такое топливо состоит из трех компонентов: кроме окислителя в него входят полимерное горючее, служащее связующим элементом, и второе горючее в виде порошкообразных металлических добавок, которые существенно улучшают энергетические характеристики топлива. Горючим-связующим могут быть полиэфирные и эпоксидные смолы, полиуретановый и полибутадиеновый каучук и др. Вторым горючим чаще всего служит порошкообразный алюминий, иногда бериллий или магний. Смесевые топлива обычно имеют больший удельный импульс, чем коллоидные, большую плотность, большую стабильность, лучше хранятся, более технологичны.
Заряды твердого топлива бывают скрепленные с корпусом камеры двигателя (их изготавливают заливкой топлива непосредственно в корпус) и вкладные, которые изготавливают отдельно и вставляют в корпус в виде одной или нескольких шашек.
Очень важна геометрическая форма заряда. Изменяя ее и используя бронирующие покрытия поверхностей заряда, которые не должны гореть, добиваются нужного изменения площади горения и соответственно давления газов в камере и тяги двигателя.
Есть заряды, обеспечивающие нейтральное горение. У них площадь горения остается неизменной. Так получается, если, например, шашка твердого топлива горит с торца или же одновременно с наружной и внутренней поверхности (для этого внутри заряда делается полость). При регрессивном горении поверхность горения уменьшается. Тек получается, если цилиндрическая шашка горит с наружной поверхности. И, наконец, для прогрессивного горения, которое обеспечивает увеличение давления в камере сгорания, нужно нарастание площади горения. Наиболее простым примером такого заряда служит шашка, горящая по внутренней цилиндрической поверхности.
Наиболее существенными преимуществами обладают скрепленные заряды с внутренним горением. В них горячие продукты сгорания не соприкасаются со стенками корпуса, что позволяет обходиться без специального наружного охлаждения. В космонавтике в настоящее время ракетные двигатели твердого топлива применяются ограниченно. Мощные РДТТ используются на некоторых американских ракетах-носителях, например, на ракете «Титан».
Большие современные РДТТ развивают тягу в сотни тонн, разрабатываются еще более мощные двигатели тягой в тысячи тонн, совершенствуются твердые топлива, конструируются системы управления тягой. И все же в космонавтике безусловно доминируют ЖРД. Главная причина этого — более низкая эффективность твердого ракетного топлива. Лучшие РДТТ имеют скорость истечения газов из сопла 2500 метров в секунду. У ЖРД удельная тяга выше и скорость истечения составляет (у лучших современных двигателей) 3500 метров в секунду, а используя топливо с очень высокой теплотворной способностью (например, жидкий водород в качестве горючего и жидкий кислород в качестве окислителя), можно получить скорость истечения четыре с половиной километра в секунду.
Для устройства и работы ЖРД огромное значение имеет топливо, на котором работает двигатель.
Известны топлива, которые выделяют энергию при реакции разложения, например, перекись водорода, гидразин. Они, естественно, состоят из одного компонента, одной жидкости. Однако наиболее широко применяются в ракетной технике химические топлива, выделяющие энергию при реакции горения. Они состоят из окислителя и горючего. Такие топлива могут быть тоже однокомпонентными, т. е. представлять собой одну жидкость. Это может быть вещество, в молекулу которого входят как окислительные, так и горючие элементы, например, нитрометан, или смесь окислителя и горючего, или раствор горючего в окислителе. Однако такие топлива обычно склонны к взрыву и малоупотребительны. Подавляющее большинство жидкостных ракетных двигателей работает на двухкомпонентном топливе. Окислитель и горючее хранятся в отдельных баках, и их смешение происходит в камере двигателя. Окислитель обычно составляет большую часть массы топлива — его расходуется в два — четыре раза больше, чем горючего. В качестве окислителя чаще всего применяются жидкий кислород, четырехокись азота, азотная кислота, перекись водорода. Как горючее используются керосин, спирт, гидразин, аммиак, жидкий водород и др.
На топливе, состоящем из жидкого кислорода и керосина, работала советская ракета-носитель «Восток», обеспечивавшая запуск многих наших космических кораблей с космонавтами на борту. На этом же топливе работали двигатели американских ракет «Атлас», «Титан», первой ступени ракеты «Сатурн-5», с помощью которой запускались на Луну космические корабли «Аполлон». Топливо, состоящее из жидкого кислорода и керосина, хорошо освоено в производстве и эксплуатации, надежно и дешево. Оно широко применяется в ЖРД.
В качестве горючего нашел применение несимметричный диметилгидразин. Это горючее в паре с окислителем — жидким кислородом — используется в двигателе РД-119, широко применяемом при запуске спутников «Космос». В этом двигателе достигнут наибольший удельный импульс для ЖРД, работающих на кислороде и высококипящих горючих.
Наиболее эффективное из широко применяемых в настоящее время ракетных топлив — жидкий кислород плюс жидкий водород. Оно применяется, например, в двигателях второй и третьей ступени ракеты «Сатурн-5».
Поиски новых, все более эффективных ракетных топлив продолжаются постоянно. Много работают ученые и конструкторы, чтобы использовать в ЖРД фтор, который обладает более сильным окислительным действием, чем кислород. Образуемые с применением фтора топлива позволяют получить наибольший удельный импульс для ЖРД и имеют высокую плотность. Однако использование его в ЖРД затруднено высокой химической агрессивностью и токсичностью жидкого фтора, высокой температурой сгорания (более 4500° С) и дороговизной.
Тем не менее в ряде стран ведутся разработки и стендовые испытания ЖРД на фторе. Впервые предложил использовать жидкий фтор для ЖРД еще Ф. А. Цандер в 1932 году, а в 1933 году В. П. Глушжо предложил в качестве окислителя смесь жидкого фтора и жидкого кислорода.
Многие топлива на основе фтора самовоспламеняются при смешении окислителя и горючего. Самовоспламеняются и некоторые топливные пары, не содержащие фтора. Самовоспламенение — большое достоинство топлива. Оно позволяет упростить конструкцию ЖРД и повысить его надежность. Некоторые топлива становятся самовоспламеняющимися при добавлении катализатора. Так, если к окислителю—жидкому кислороду— добавить сотую долю процента фтористого озона, то сочетание этого окислителя с керосином становится самовоспламеняющимся.
Самовоспламенение топлива (если оно не самовоспламеняющееся, то применяется пиротехническое или электрическое зажигание, или впрыскивание порции пускового самовоспламеняющегося топлива) происходит в камере двигателя. Камера — основной агрегат ЖРД, Именно в камере смешиваются компоненты топлива, происходит его сгорание, и в результате образуется газ с очень высокой температурой (2000—4500° С) и под высоким давлением (десятки и сотни атмосфер). Вытекая из камеры, этот газ и создает реактивную силу, тягу двигателя. Камера ЖРД состоит из камеры сгорания со смесительной головкой и сопла. Смешение компонентов топлива происходит в смесительной головке, горение — в камере сгорания, а вытекают газы через сопло. Обычно все агрегаты камеры выполняются как одно целое, Чаще всего камеры сгорания имеют цилиндрическую форму, но бывают они и коническими или шарообразными (грушевидными).
Смесительная головка — очень важная часть камеры сгорания и всего ЖРД. В ней происходит так называемое смесеобразование—впрыск, распыливание и смешение компонентов топлива. Компоненты топлива — окислитель и горючее — поступают в смесительную головку камеры раздельно. Через форсунки головки они вводятся в камеру благодаря разности давлений в системе подачи топлива и головке камеры. Чтобы реакция в камере сгорания протекала как можно быстрее и была как можно более полной — а это очень важное условие эффективности и экономичности двигателя, — необходимо обеспечить наиболее быстрое и полное образование топливной смеси, сгорающей в камере, добиться, чтобы каждая частица окислителя встретилась с частицей горючего.
Образование подготовленной к сгоранию топливной смеси состоит из трех процессов, переходящих один в другой — распыливания жидких компонентов, их испарения и смешения. При распыливании — дроблении жидкости на капли — значительно увеличивается ее поверхность и ускоряется процесс испарения. Очень важна -тонкость и однородность распыливания. Тонкость этого процесса характеризуется диаметром получаемых капель: чем меньше каждая капелька, тем лучше. Следующий после распыления этап подготовки топлива к сгоранию— его испарение. Необходимо обеспечить наиболее полное испарение окислителя и горючего за кратчайшее время. Процесс испарения образовавшихся при распыливании капель в камере ЖРД занимает всего от двух до восьми тысячных секунды.
В результате распыливания и испарения компонентов топлива образуются пары окислителя и горючего, из которых и получается горящая в камере двигателя смесь. Смешение компонентов начинается, по-существу, сразу же после поступления компонентов в камеру и заканчивается только по мере сгорания топлива. При самовоспламеняющихся топливах процесс горения начинается еще в жидкой фазе, во время распыливания топлива. При несамовоспламеняющихся топливах горение начинается в газовой фазе при подводе тепла от внешнего источника.
Жидкие компоненты топлива в камеру подают через расположенные в головке форсунки. Чаще всего применяются форсунки двух типов: струйные или центробежные. Но вот топливо распылено, перемешано, воспламенилось. При горении его в камере сгорания выделяется большое количество тепловой энергии. Дальнейшее преобразование энергии происходит в сопле. Удачная конструкция смесительной головки в первую очередь определяет совершенство двигателя — обеспечивает полноту сгорания топлива, устойчивость горения и т. д.
Сопло — часть камеры сгорания, в которой тепловая энергия сжатого рабочего тела (смеси газов) преобразуется в кинетическую энергию газового потока, т. е. происходит его разгон до скорости истечения из двигателя. Сопло обычно состоит из сужающейся и расширяющейся частей, которые соединены в критическом (минимальном) сечении.
Весьма сложная задача — обеспечить охлаждение камеры ЖРД. Обычно камера состоит из двух оболочек—внутренней огневой стенки и наружной рубашки. По пространству между оболочками протекает жидкость, охлаждающая внутреннюю стенку камеры ЖРД. Обычно для этого используется один из компонентов топлива. Нагретое горючее или окислитель отводится и поступает в головку камеры для использования, так сказать, по прямому назначению. В этом случае тепловая энергия, отобранная от стенок камеры, не теряется, а возвращается в камеру. Такое охлаждение (регенеративное) впервые было предложено еще К. Э. Циолковским и широко применяется в ракетной технике.
В большинстве современных ЖРД для подачи топлива используются специальные турбонасосные агрегаты. Чтобы привести в действие такой мощный насос, в особом газогенераторе сжигают топливо — обычно то же горючее и тот же окислитель, что и в камере сгорания двигателя. Иногда турбина насоса приводится во вращение паром, который образуется при охлаждении камеры сгорания двигателя. Есть и другие системы привода насоса.
Создание современных жидкостных ракетных двигателей требует высокого уровня развития науки и техники, совершенства конструкторской мысли, передовой технологии. Дело в том, что в ЖРД достигаются очень высокие температуры, развивается огромное давление, продукты сгорания, а порой и само топливо весьма агрессивны, расход топлива необычайно высок (до нескольких тонн в секунду!). При всем этом ЖРД должен иметь, особенно при запусках космических аппаратов с космонавтами на борту, очень высокую степень надежности. Именно высокая надежность и многие другие достоинства отличают жидкостные ракетные двигатели прославленной советской космической ракеты «Восток»—РД-107 (двигатель первой ступени) и РД-108 (двигатель второй ступени), разработанные в 1954— 1957 годах под руководством главного конструктора ракетных двигателей В. П. Глушко. Это первые в мире серийные двигатели, работающие на высококалорийном топливе; жидком кислороде и керосине. Они обладают высокой удельной тягой, что позволило получить огромные мощности при относительно умеренном расходе топлива. В пустоте тяга одного двигателя РД-107 составляет 102 тонны. (На первой ступени ракеты-носителя «Восток» установлено четыре таких двигателя.) Давление в камере сгорания — 60 атмосфер.
Двигатель РД-107 имеет турбонасосный агрегат с двумя основными центробежными насосами; один подает горючее, другой—окислитель. И горючее, и окислитель через большое количество форсунок подаются в четыре основные и две рулевые камеры сгорания. До попадания в камеры сгорания горючее обтекает их снаружи, т. е. используется для охлаждения. Надежное охлаждение позволяет поддерживать внутри камер сгорания высокую температуру. Качающиеся рулевые камеры сгорания, сходные по конструкции с основными, впервые применены в этом двигателе для управления направлением тяги.
Двигатель второй ступени ракеты «Восток» РД-108 имеет схожую конструкцию. Правда, у него четыре рулевые камеры и некоторые другие отличия. Его тяга в пустоте составляет 96 тонн. Интересно, что он запускается на Земле одновременно с двигателями первой ступени. Двигатели РД-107 и РД-108 различных модификаций уже много лет используются для запусков космических кораблей, искусственных спутников Земли, космических аппаратов к Луне, Венере и Марсу.
На второй ступени двухступенчатой ракеты-носителя «Космос» устанавливается разработанный в 1958—1962 годах (также в ГДЛ—ОКБ) жидкостной ракетный двигатель РД-119, имеющий тягу 11 тонн; Горючее этого двигателя—несимметричный диметилгидразин, окислитель — жидкий кислород. В его конструкции широко использован титан и другие современные конструкционные материалы. Наряду с высокой надежностью отличительная особенность этого двигателя — очень высокая экономичность, В 1965 году в нашей стране были созданы мощные малогабаритные двигатели с очень высокими энергетическими характеристиками для ракетно-космической системы «Протон». Суммарная полезная мощность двигательных установок ракеты «Протон» в три раза больше мощности двигателей ракеты «Восток» и составляет 60 миллионов лошадиных сил. В этих двигателях обеспечена высокая полнота сгорания, значительное давление в системе, равномерное и равновесное истечение продуктов сгорания из сопел.
В настоящее время ЖРД достигли высокой степени совершенства и их развитие продолжается, Созданы ЖРД самых различных классов — от микроракетных двигателей для систем ориентации и стабилизации летательных аппаратов с совсем небольшой тягой (в несколько килограммов и меньше) до огромных мощных ракетных двигателей, имеющих тягу сотни тонн (например, американский ЖРД Г-1 для первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-5» имеет тягу 690 тонн. На ракете установлено пять таких двигателей).
Разрабатываются ЖРД на высокоэффективных топливах — смеси жидкого водорода (горючее) и жидкого кислорода или жидкого фтора в качестве окислителей. Созданы двигатели на долгохранимом топливе, которые могут работать при длительных космических полетах.
Существуют проекты комбинированных ракетных двигателей — турборакетных и ракетно-прямоточных, которые должны быть органическим сочетанием жидкостных ракетных двигателей с воздушно-реактивными. Создание таких двигателей позволяет использовать на начальном и завершающем этапах космического полета кислород воздуха в качестве окислителя и тем самым снизить запас топлива на борту ракеты. Ведутся также работы над созданием первых ступеней многократного использования. Такие ступени, оснащенные воздушно-реактивными двигателями и способные взлетать, а после отделения последующих ступеней совершать посадку подобно самолетам, позволят снизить стоимость запуска космических аппаратов.
ЯДЕРНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Учеными и конструкторами созданы термохимические двигатели высокой степени совершенства и, нет сомнения, будут созданы еще более совершенные образцы. Однако возможности термохимических ракет ограничены самой природой горючего, окислителя, продуктов реакции. При ограниченной энергопроизводительности ракетных топлив, не позволяющей получить очень большую скорость истечения рабочего тела из сопла, требуется огромный запас топлива, чтобы разогнать ракету до необходимой скорости. Химические ракеты необычайно прожорливы. Это вопрос не только экономии, но порой и самой возможное! и космического полета.
Даже для решения сравнительно более простой задачи из области космических полетов — запуска искусственных спутников Земли стартовая масса химической ракеты из-за огромного количества топлива должна во много десятков раз превышать массу груза, выведенного на орбиту. Для достижения второй космической скорости это соотношение еще больше. А ведь человечество начинает обживать космос, люди собираются строить научные станции на Луне, стремятся на Марс и Венеру, подумывают о полетах к далеким окраинам Солнечной системы. Ракетам завтрашнего дня предстоит перевозить в космосе многие тонны научного снаряжения и грузов.
Для межпланетных полетов нужно еще топливо, чтобы корректировать орбиту полета, тормозить космический корабль перед посадкой на планету-цель, взлетать для возвращения на Землю и т. д. Стартовая масса термохимических ракет для таких перелетов становится невероятно большой—несколько миллионов тонн!
Ученые и инженеры уже давно задумываются над тем, какими же должны быть ракетные двигатели будущего? Взоры ученых, естественно, обратились к ядерной энергии. В крохотном количестве ядерного горючего содержится очень большой запас энергии. При реакции деления ядер на единицу массы выделяется в миллионы раз больше энергии, чем при сжигании лучших химических топлив. Так, например, 1 килограмм урана при реакции деления может выделить столько же энергии, сколько 1700 тонн бензина при сжигании. Реакция ядерного синтеза дает энергии еще в несколько раз больше.
Использование ядерной энергии позволяет резко снизить запас топлива на борту ракеты, но остается потребность в рабочем веществе, которое будет нагреваться в реакторе и выбрасываться из сопла двигателя. При ближайшем рассмотрении оказывается, что разделение топлива и рабочего вещества в ядерной ракете таит в себе определенные преимущества.
Выбор рабочего вещества для химической ракеты весьма ограничен. Ведь оно служит и топливом. Вот тут-то и сказывается преимущество разделения топлива и рабочего вещества. Появляется возможность применить рабочее вещество с наименьшим молекулярным весом—водород.
В химической ракете тоже используется сочетание относительно высокой энергопроизводительности водорода с малым молекулярным весом. Но там рабочим веществом является продукт сгорания водорода с молекулярным весом 18. А молекулярный вес чистого водорода, который может служить рабочим телом ядерного ракетного двигателя, — 2. Уменьшение же молекулярного веса рабочего вещества в 9 раз при неизменной температуре позволяет увеличить скорость истечения в 3 раза. Вот оно, ощутимое преимущество, атомного ракетного двигателя!
Речь идет об атомных ракетных двигателях, использующих энергию деления ядер тяжелых элементов. Реакция ядерного синтеза искусственно пока осуществлена только в водородной бомбе, а управляемая термоядерная реакция синтеза все еще остается мечтой, несмотря на интенсивную работу многих ученых мира.
Итак, в атомном ракетном двигателе можно получить значительное увеличение скорости истечения газов благодаря применению рабочего вещества с минимальным молекулярным весом. Теоретически можно получить и очень большую температуру рабочего вещества. Но на практике она ограничивается температурой плавления тепловыделяющих элементов реактора.
В большинстве предложенных схем атомных ракетных двигателей рабочее тело нагревается, омывая тепловыделяющие элементы реактора, затем расширяется в сопле и выбрасывается из двигателя. Температура примерно та же, что и в химических ЖРД. Правда, сам двигатель получается гораздо более сложным и тяжелым. Особенно если учесть необходимость экрана для защиты космонавтов от радиации на пилотируемых космических кораблях. И все же атомная ракета сулит немалый выигрыш.
В США по так называемой программе «Ровер» ведутся усиленные работы по созданию атомного ракетного двигателя. Возникли и проекты ядерных ракетных двигателей, в которых активная зона находится в пылеобразной, жидкой или даже газообразной фазе. Это делает возможным получение более высокой температуры рабочего вещества. Использование таких реакторов (их называют полостными), вероятно, позволило бы намного увеличить скорость истечения рабочего тела. Но создание таких реакторов — дело чрезвычайно сложное: ядерное горючее здесь перемешано с рабочим веществом, и надо как-то отделить его перед выбросом рабочего тела из сопла двигателя. Иначе возникнут непрерывные потери ядерного топлива, за ракетой протянется смертельный шлейф высокой радиации. Да и критическая масса ядерного горючего, необходимая для поддержания реакций, при газообразном состоянии будет занимать очень большой объем, не приемлемый для ракеты.
(Л. А. Гильберг: Покорение неба)
ГПВРД
«Буран», как и его заокеанский собрат — ракетная система многоразового пользования «Шаттл», по своим характеристикам оставляет желать лучшего.
Они оказались не настолько уж многоразовыми Стартовые ускорители выдерживают всею 3 4 полета, а сам крылатый аппарат обгорает и требует весьма дорогостоящего ремонта. Но главное — КПД их не велик.
А тут такой соблазн — создать пилотируемый крылатый аппарат, способный самостоятельно стартовать с Земли, выходить в космическое пространство и возвращаться обратно. Правда, нерешенной пока остается главная проблема — двигатель. Воздушно-реактивные двигатели (ВРД) известных типов способны работать только до скорости 4—5 М (М – скорость звука), а первая космическая скорость, как известно, 24 М. Но и тут, кажется, уже наметились первые шаги к успеху.
На выставке «Авиадвигателе-строение-92», проходившей в Москве, среди всевозможных экспонатов — от древних паровых машин для дирижаблей до гигантских турбин суперсовременных транспортных самолетов — на стенде скромно стоял небольшой бочонок — первая и единственная в мире модель гиперзвукового (Гиперзвук – от 6М и выше) воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД). Создали его в Центральном институте авиационного моторостроения (ЦИАМ). Разумеется, это результат работы большого коллектива. Прежде всего главного конструктора Д. А. Огородникова, его соратников А. С. Рудакова, В. А. Виноградова... Право, не следует забывать и тех, кого уже нет в живых — это доктор технических наук Р. И. Курзинер и профессор Е. С. Щетинков. Последний еще несколько десятилетий назад предложил основной принцип, лежащий в основе всех современных ГПВРД Разработанный им двигатель уже в то время был способен работать на гиперзвуковых (выше 5—6 М) скоростях. Эти люди и создали чудо техники, которое, быть может, в ближайшем будущем совершит революцию в космическом двигателестроении.
Но давайте не спешить «прилаживать» новый двигатель к космическому самолету, будь то «Буран» или «Спираль», обратимся к теории. Дело в том, что каждый двигатель может работать лишь в определенном, слишком узком для космических задач диапазоне скорое гей, и заставить его освоить гиперзвук далеко не просто. Разберемся почему.
В любом ВРД для успешной работы должны быть соблюдены три важнейших условия. Прежде всего необходимо сжать воздух как можно сильнее. Затем в камере сгорания сжечь без потерь топливо. И, наконец, с помощью сопла продукты сгорания должны расшириться до атмосферного давления. Только тогда КПД будет достаточно высок.
Посмотрите на рисунок. Перед вами схема первого в мире гиперзвукового прямоточного реактивного двигателя (ГПВРД). Свою первую задачу — сжатие воздуха — он решает весьма оригинально — по принципу... колуна. Представьте себе: колун врезается в мягкое плотное полено, слои дерева впереди него остаются без изменений, а по бокам уплотняются. Границу между нормальными и более плотными слоями ученые называют «скачком уплотнения». Так происходит и в двигателе. Вдоль его оси расположено заостренно центральное тело. Врезаясь в воздух, оно и создает такой «скачок» — зону повышенного давления. Происходит «отражение» воздуха от центрального тела к стенкам корпуса. При этом он многократно дополнительно сжимается. Скорость воздуха снижается, а температура растет, кинетическая энергия превращается во внутреннюю, тепловую.
Теперь, чтобы впрыснутое в поток топливо полностью сгорело, желательно получить скорость как можно меньше. Но тогда температура воздуха может достичь 3—5 тыс. градусов. Казалось бы, хорошо — топливо вспыхнет как порох. Но окажись тут даже настоящий порох, вспышки не получится. Все дело в том, что при столь высоких температурах наряду с процессом окисления происходит и распад молекул на отдельные атомы. Если в первом энергия выделяется, то во втором — поглощается. И парадокс — с ростом температуры может наступить такой момент, когда поглощаться станет больше, чем выделяться. Иными словами — топка превратится в... холодильник.
Оригинальный выход из положения еще в 1956 году подсказал профессор Щетинков. Он предложил сжимать воздух лишь до тех пор, пока его сверхзвуковая скорость не станет примерно такой, как у... пули. Как теперь признано во всем мире, только при этих условиях возможна работа ГПВРД.
Но и тут свои трудности: даже смесь водорода с воздухом, известная нам по курсу химии под названием «гремучий газ», в таких условиях едва успеет загореться. И хоть топливом для двигателя выбрали жидкий водород, пришлось прибегнуть к хитростям. Вначале водород охлаждает стенки. Сам нагреваясь от —256° С до +700° С, он спасает металл от расплавления. Часть топлива впрыскивается через форсунки прямо в поток воздуха. А другая часть попадает на форсунки, расположенные в специальных прямоугольных нишах. Здесь горят мощные водородные факелы, способные мгновенно прожечь лист стали. Они-то и поджигают водородо-воздушную смесь. Ту самую, которая в обычных условиях взрывается от искры, оброненной с нейлоновой рубашки.
А вот, пожалуй, главная задача, на которую мы и американцы потратили около 30 лет. Как получить полное сгорание, имея камеру приемлемой длины — в 3—5 м? Известно, что теория без проверочного эксперимента стоит немного. А чтобы проверить работу такого двигателя, его надо поместить в гиперзвуковой поток. Самолетов таких нет, правда, имеются аэродинамические трубы, но стоят они очень и очень дорого. Для окончательной проверки ГПВРД конструкторы установили свое устройство в носовой части ракеты и разогнали до нужной скорости.
Уточним, что речь здесь шла не о создании ракеты нового типа, а лишь о проверке качества сгорания водорода в двигателе. Она увенчалась полным успехом. Теперь, как признают американцы, наши ученые владеют секретом создания надежных камер сгорания.
Ну а теперь давайте подумаем, что получится, если мы захотим эту маленькую выставочную модель увеличить, сделав пригодной для подъема в воздух самолета. По всей видимости, она обретет черты тяжеленной тридцатиметровой трубы с громадным диффузором и соплом и весьма скромной камерой сгорания. А кому такой двигатель нужен? Тупик? Нет, выход есть и давно известен. Многие функции в его работе можно возложить на... фюзеляж и крыло самолета!
Прототип такого воздушно-космического самолета (ВКС) показан на рисунке. «Вклиниваясь» своею носовой частью в воздух, он создает серию скачков уплотнения, и все они прямехонько попадают на вход камеры сгорания. Выходящие из нее раскаленные газы, расширяясь до атмосферного давления, скользят по поверхности кормовой части самолета, создавая тягу, как в хорошем сопле. На гиперзвуковых скоростях и такое возможно! Удивительно, но теоретически можно обойтись даже без камеры, а «просто» впрыскивать топливо вблизи выступа на брюхе ВКС! Получится двигатель, которого вроде бы и нет. Он называется ГПВРД «внешнего горения». Правда, его «простота» в исследовательской работе стоит настолько дорого, что пока никто им серьезно не занимался.
А потому вернемся к воздушно-космическому самолету с ГПВРД классического типа. Его старт и разгон до б М должен происходить при помощи обычных турбореактивных двигателей. На рисунке вы видите агрегат, состоящий из традиционного турбореактивного двигателя и расположенного рядом ГПВРД. На «малых» скоростях ГПВРД отделяется обтекаемой перегородкой и не мешает полету.
А на больших — перегородка перекрывает поток воздуха, идущий в ТРД, и включается ГПВРД.
Вначале все пойдет хорошо, но затем, по мере роста скорости, тяга двигателя начнет падать, а аппетиты — расход топлива — расти. В этот момент его ненасытное чрево надо подкармливать жидким кислородом. Хочешь, не хочешь, а брать его с собой все же придется. Правда, в количествах много меньших, чем на обычной ракете. Где-то километрах в 60 от Земли ГПВРД заглохнет от недостатка воздуха. И тут вступит в действие небольшой жидкостный ракетный двигатель. Скорость уже высок, и топлива с окислителем о «съест» до выхода на орбит совсем немного. При равном ракетой стартовом весе воздушно-космический самолет выведен на орбиту в 5—10 раз больший полезный груз. А стоимость вывода каждого килограмма окажется в десятки раз ниже, чем ракет. Это как раз то, чего добиваются ученые и конструкторы сегодня.
(с)