В качестве горючего в паре с кислородом чаще всего используются тяжелые углеводороды или жидкий водород. Теплота сгорания углеводородного горючего на единицу объема, например, очищенного керосина или спирта, выше, чем водорода. Углеводородное топливо горит ярким оранжевым пламенем. Основными продуктами сгорания смеси кислород / углеводород являются углекислый газ и пары воды. Удельный импульс такого топлива может достигать 350 с.
Жидкий водород требует более глубокого охлаждения, чем жидкий кислород, однако его теплота сгорания на единицу массы выше, чем у углеводородных горючих. Водород горит почти невидимым голубым пламенем. Основным продуктом сгорания кислородо-водородной смеси является перегретый водяной пар. Удельный импульс двигателей на этом топливе может достигать от 450 до 480 с в зависимости от конструкции двигателя. (Двигатели, использующие жидкий водород, обычно работают в режиме избытка горючего, что позволяет уменьшить массовый расход топлива и повысить экономичность.)
За прошедшие годы были испытаны многие другие комбинации горючего и окислителя, однако от большинства из них пришлось отказаться из-за их токсичности. Например, фтор является более эффективным окислителем, чем кислород, однако он чрезвычайно токсичен и агрессивен как в исходном состоянии, так и в продуктах сгорания. Различные смеси азотной кислоты с окислами азота раньше использовались в качестве окислителя, однако их достоинства перевешивались опасностью хранения и эксплуатации таких двигателей и ракет.
Обычно для первых ступеней ракет используют жидкое углеводородное (или смесевое твердое) топливо для прохождения плотных слоев атмосферы на первых минутах полета. Конечно, жидкий водород - очень эффективное горючее, однако из-за его малой плотности для первой ступени потребовались бы большие топливные баки, что привело бы к увеличению веса конструкции и лобового сопротивления ракеты. На больших высотах и в космосе чаще применяются водородные двигатели, где их преимущества проявляются в полной мере.
Такой подход осуществлен на ракете-носителе «Сатурн-5», где керосин используется в качестве горючего на первой ступени, жидкий водород - на второй и третьей ступенях, а жидкий кислород в качестве окислителя на всех трех ступенях.
Трехкомпонентные ЖРД. С начала 1970-х годов в СССР и США изучалась концепция трехкомпонентных двигателей, которые сочетали бы в себе достоинства минимального объема и минимальной массы в одном двигателе. При запуске такой двигатель работал бы на кислороде и керосине, а на больших высотах переключался на использование жидких кислорода и водорода. Такой подход, возможно, позволил бы создать одноступенчатую ракету, однако конструкция двигателя при этом значительно усложняется.
Типичными топливами для двигателей типа ЖРД являются:
· керосин - жидкий кислород
· анилин - азотная кислота
· керосин - перекись водорода
· несимметричный диметилгидразин (НДМГ) - азотный тетраксид (АТ).
Обычно применяемая схема жидкостного ракетного двигателя работает следующим образом. Сжатый газ создает необходимый напор в баках с криогенным горючим, для предотвращения возникновения газовых пузырей в трубопроводах. Насосы подают топливо в ракетные двигатели. Топливо впрыскивается в камеру сгорания через большое количество форсунок. Также через форсунки в камеру сгорания впрыскивают и окислитель.
Двигательная установка. За большую мощность, регулируемость и высокий удельный импульс жидкостных ракетных двигателей приходится расплачиваться сложностью конструкции. Специальные системы должны обеспечивать подачу горючего и окислителя в строго определенных количествах из топливных баков в камеру сгорания. Подача компонентов топлива осуществляется с помощью насосов или путем вытеснения их давлением газа. В вытеснительных системах, обычно используемых в небольших двигательных установках, топливо подается за счет наддува баков; при этом давление в баке должно быть больше, чем в камере сгорания.
Производство. Производство ЖРД более сложно и требует большей точности, чем производство твердотопливных двигателей, поскольку они содержат вращающиеся с большой скоростью детали (до 38 000 об/мин в основных ТНА маршевого двигателя «Шаттла»). Малейшая неточность в изготовлении вращающихся деталей может привести к возникновению вибраций и разрушению.
Даже когда лопатки, колеса и валы турбин и насосов двигателя должным образом сбалансированы, могут возникнуть другие проблемы. Опыт эксплуатации кислородо-водородного двигателя J-2, использовавшегося на второй и третьей ступенях ракеты «Сатурн-5», показал, что в таких двигателях часто возникает проблема высокочастотной неустойчивости. Даже если двигатель правильно сбалансирован, взаимодействие ТНА с процессом горения может вызвать вибрацию с частотой, близкой к частоте вращения водородного насоса. Вибрации двигателя происходят в определенных направлениях, а не случайным образом. При такой неустойчивости уровень вибраций может стать настолько большим, что это потребует отключения двигателя, чтобы избежать его поломки. Камеры сгорания обычно представляют собой сварную или штампованную тонкостенную металлическую конструкцию с охлаждающим трактом и смесительной головкой для подачи топлива.
Испытания. Необходимым этапом разработки ЖРД и его агрегатов являются испытания их на гидравлических и огневых стендах. В процессе огневых испытаний двигатель работает при давлениях и скоростях вращения ТНА, которые превышают нормальные рабочие значения, чтобы можно было оценить допустимые предельные нагрузки на отдельные агрегаты и конструкцию в целом. Летные образцы двигателей должны пройти приемо-сдаточные испытания, которые включают кратковременные и контрольно-выборочные огневые испытания, имитирующие основные этапы полета. Суммарное время испытаний и работы двигателя в полете не должно превышать его общий ресурс.
Выключение, повторный запуск и регулирование тяги. Основным преимуществом ЖРД является возможность выключения, повторного запуска и регулирования тяги. Маршевый двигатель «Шаттла», например, может устойчиво работать в диапазоне от 65 до 104% номинальной тяги. Экипаж лунного модуля космического корабля «Аполлон», маневрируя при посадке, мог регулировать тягу двигателей до 10% от номинала. Напротив, тяга двигателей, обеспечивающих старт модуля с Луны, не регулировалась, что позволило повысить их эффективность и надежность.
Возможность повторного запуска ЖРД в космосе представляет проблему, поскольку топливо, как и любые предметы в невесомости, хаотически располагается внутри баков и не будет поступать в систему питания двигателя при отсутствии ускорения. Самый простой способ решения проблемы состоит в использовании специальных двигателей малой тяги, которые создают небольшое ускорение, достаточное для того, чтобы топливо стало поступать в трубопроводы. Запуск этих двигателей обеспечивается либо за счет небольших эластичных мешков с топливом, прикрепленных к трубопроводам, либо с помощью специальных сеток, на которых за счет сил поверхностного натяжения удерживается достаточно топлива для запуска двигателя. Эластичные топливные емкости и устройства сбора жидкости используются и для непосредственного запуска космических ЖРД.
4. Ракетные двигатели на твёрдом топливе РДТТ.
Топливо находится непосредственно в камере сгорания. Камера сгорания с реактивным соплом, заполняется твердым топливом. Ракетные двигательные установки классифицируются по предназначению:
маршевые и стартовые;
вспомогательные, которые делятся на:
· рулевые
· двигатели ориентации
· стабилизации
· коррекции положения ракеты
· тормозные
Стартовый РДТТ развивает большую тягу за очень короткое время. Маршевый РДТТ предназначен для поддержания постоянной скорости полета ракеты. При испытаниях ракетных двигателей наиболее важными физическими величинами, которые нужно измерять, являются: тяга, давления, расходы и температуры.
Твердотопливные ракетные ступени
В современных твердотопливных ракетных двигателях (РДТТ) горючее и окислитель смешиваются в мелкодисперсную однородную топливную смесь, в которой (в идеале) молекулы горючего и окислителя расположены рядом, так что горение, в теории, получается равномерным и полным. Проблемы более ранних пороховых ракет связаны с неоднородностью порохового состава. Основой современного твердотопливного двигателестроения является строгий контроль процесса производства топлива с тем, чтобы его компоненты были равномерно перемешаны, что обеспечивает повторяющуюся и предсказуемую работу каждой ракетной ступени.
Геометрия твердотопливного заряда. Горение в РДТТ происходит только на открытой поверхности заряда, поэтому процесс горения происходит не быстро, как при взрыве, а медленно, подобно тому, как горят дрова в печке, когда проходит фронт пламени и газифицирует дерево. Форма заряда топлива определяет характер изменения тяги в процессе горения.
Геометрия заряда может быть нейтральной, прогрессивной или регрессивной в зависимости от того, как должна изменяться тяга двигателя. Заряд нейтральной геометрии представляет собой сплошной литой цилиндрический стержень, который горит с одного конца (заряд торцевого горения). Специальные защитные покрытия препятствуют горению топлива с краев. Заряд прогрессивной геометрии обычно отливается в виде трубки; горение происходит на внутренней стороне (заряд канального горения). По мере выгорания такого заряда увеличиваются поверхность горения и, соответственно, тяга. Придавая каналу звездообразную форму, можно добиться того, чтобы скорость выгорания и тяга со временем уменьшались; конический канал позволяет плавно регулировать тягу.
Придавая заряду специальную форму или комбинируя несколько простых форм, можно получить нужный закон изменения тяги ракеты в полете. Для снаряда воздух - воздух, например, может использоваться заряд прогрессивной геометрии для получения больших ускорений, необходимых для осуществления перехвата цели. В ракетах-носителях для космических полетов, с другой стороны, полезнее сочетание прогрессивной и регрессивной геометрий заряда, чтобы получить большую тягу на старте, когда ракета имеет максимальную массу и велико сопротивление атмосферы, и меньшую тягу в верхних слоях атмосферы, когда масса ракеты мала, а ускорения велики.
Состав и технология производства. Твердотопливная смесь, наиболее часто используемая в США, - перхлорат аммония в качестве окислителя и алюминиевый порошок в качестве горючего с полимерным связующим, бутадиен-нитрильным каучуком (российское обозначение СКН - синтетический каучук нитрильный). Порошок оксида железа добавляется для регулирования скорости горения. Смеси этих компонентов в различных пропорциях используются для космических носителей, баллистических и тактических ракет. Эти топлива имеют удельный импульс от 280 до 300 с в зависимости от состава смеси. Продукты сгорания таких РДТТ содержат хлористый водород и частицы оксида алюминия.
Описанное выше топливо получают путем измельчения отдельных компонентов в мелкодисперсный порошок и последующего их смешения с эластичным СКН в специальных смесителях, по конструкции похожих на обычные промышленные тестомешалки. После того как смесь достаточно перемешана, она заливается в корпус двигателя. В двигатель вставляется специальная форма для получения нужной конфигурации заряда (этот процесс напоминает приготовление бисквитного торта). Затем заряд подвергается полимеризации при тщательно контролируемой температуре. После окончания процесса полимеризации вставка удаляется, и к корпусу крепятся сопло, устройство воспламенения и другие элементы, необходимые для запуска двигателя и полета ракеты. Изготовление даже простейшего твердотопливного двигателя весьма опасно и требует тщательного контроля, в частности, защиты от статического электричества, использования неискрящих материалов и хорошей вентиляции паров и пыли для обеспечения безопасности рабочих. Производственные помещения для снаряжения РДТТ обычно разделены толстыми стенами и имеют слабые крыши, чтобы взрывная волна в случае аварии уходила вверх и не наносила большого ущерба.
Корпус твердотопливного двигателя обычно изготавливается путем сварки из высококачественных металлических сплавов или композиционных материалов, наматываемых вокруг оправки, повторяющей внешние обводы заряда топлива. Корпус должен иметь очень высокую прочность, чтобы противостоять внутреннему давлению при горении, особенно в конце полета. Когда корпус готов, он очищается и снабжается изоляцией для предотвращения прогара. Для лучшего контакта изоляции и заряда часто применяется связующее.
Одним из последних этапов изготовления твердотопливного двигателя является его проверка на наличие дефектов и инородных включений. Трещины в заряде служат дополнительными поверхностями горения, что может привести к увеличению тяги и изменению траектории полета. В худшем случае давление в камере сгорания может стать настолько большим, что двигатель разрушится. Процесс снаряжения двигателя завершается установкой пускового воспламенителя на его переднем днище и сопла на заднем. Пусковой воспламенитель обычно представляет собой небольшой ракетный двигатель, содержащий быстро сгорающее топливо, который выбрасывает факел пламени и поджигает заряд топлива.