Газы продуктов сгорания поступают в сопло через горловину.
Выхлоп выходит из ракеты.
Ракета на жидком топливе или жидкостная ракета использует ракетный двигатель, сжигающий жидкое топливо . (Альтернативные подходы используют газообразное или твердое топливо .) Жидкости являются желательными топливами, поскольку они имеют достаточно высокую плотность, а продукты их сгорания имеют высокий удельный импульс ( I sp ) . Это позволяет сделать объем топливных баков относительно небольшим.
Большинство конструкций жидкостных ракетных двигателей имеют дросселирование для работы с переменной тягой. Некоторые позволяют контролировать соотношение смеси топлива (соотношение, в котором смешиваются окислитель и топливо). Некоторые из них можно остановить и перезапустить с помощью подходящей системы зажигания или самовоспламеняющегося топлива.
Гибридные ракеты используют жидкий или газообразный окислитель для твердого топлива. [1] : 354–356
Жидкостные системы обеспечивают более высокий удельный импульс , чем твердотопливные и гибридные ракетные двигатели, и могут обеспечить очень высокую эффективность резервуара.
Жидкостный ракетный двигатель также обычно можно повторно использовать для нескольких полетов, как, например, в ракетах серий «Спейс Шаттл» и «Фалкон 9» , хотя повторное использование твердотопливных ракетных двигателей также было эффективно продемонстрировано во время программы «Шаттл».
Жидкостные ракетные двигатели могут поворачиваться во время полета. Поворот позволяет направлять ракетный двигатель в разные стороны, что позволяет более точно контролировать траекторию ракеты. [3]
Поток топлива в камеру сгорания может дросселироваться, что позволяет контролировать величину тяги на протяжении всего полета. Это позволяет исправлять ошибки в режиме реального времени во время полета, а также повышает эффективность. [3]
Возможности выключения и перезапуска позволяют выполнять несколько циклов горения в течение полета. [4]
В случае возникновения чрезвычайной ситуации ракеты с жидкостным двигателем могут быть остановлены контролируемым образом, что обеспечивает дополнительный уровень безопасности и возможность прерывания миссии. [4]
Двухкомпонентные жидкостные ракеты просты по своей концепции, но из-за высоких температур и высокоскоростных движущихся частей очень сложны на практике.
Использование жидкого топлива также может быть связано с рядом проблем:
Поскольку топливо составляет очень большую часть массы транспортного средства, центр масс значительно смещается назад по мере использования топлива; Обычно человек теряет контроль над транспортным средством, если его центр массы оказывается слишком близко к центру сопротивления / давления.
Жидкое топливо может разбрызгиваться , что часто приводило к потере контроля над автомобилем. Это можно контролировать с помощью перегородок в баках, а также разумных законов управления в системе наведения .
Они могут страдать от продольных колебаний , когда ракета испытывает неконтролируемые циклы ускорения.
Для жидкого топлива часто требуются двигатели с незаполненным объемом в условиях невесомости или во время ступенчатого запуска, чтобы избежать всасывания газа в двигатели при запуске. Они также подвержены завихрению внутри бака, особенно ближе к концу горения, что также может привести к всасыванию газа в двигатель или насос.
Жидкое топливо может вытекать, особенно водород , что может привести к образованию взрывоопасной смеси.
Турбонасосы для перекачки жидкого топлива сложны в конструкции и могут иметь серьезные неисправности, такие как превышение скорости, если они работают всухую, или выбрасывание фрагментов на высокой скорости, если в насос попадают металлические частицы из производственного процесса.
Криогенное топливо , такое как жидкий кислород, замораживает атмосферный водяной пар в лед. Это может привести к повреждению или блокировке уплотнений и клапанов, а также стать причиной утечек и других неисправностей. Чтобы избежать этой проблемы, часто требуются длительные процедуры охлаждения , направленные на удаление как можно большего количества пара из системы. Лед также может образоваться снаружи бака, а затем упасть и повредить автомобиль. Внешняя изоляция пенопластом может вызвать проблемы, как показала катастрофа космического корабля «Колумбия» . Некриогенные топлива не вызывают таких проблем.
Нескладируемые жидкостные ракеты требуют серьезной подготовки непосредственно перед запуском. Это делает их менее практичными, чем твердотопливные ракеты , для большинства систем вооружения.
Жидкостные ракетные двигатели имеют резервуар и трубы для хранения и подачи топлива, систему инжекторов и одну или несколько камер сгорания с соответствующими соплами .
Типичное жидкое топливо имеет плотность примерно такую же, как у воды, примерно 0,7–1,4 г/см. 3 . Исключением является жидкий водород , который имеет гораздо меньшую плотность и требует лишь относительно небольшого давления для предотвращения испарения . Плотность и низкое давление жидкого топлива позволяют использовать легкие резервуары: примерно 1% содержимого для плотного топлива и около 10% для жидкого водорода. Увеличенная масса бака обусловлена низкой плотностью жидкого водорода и массой необходимой изоляции.
Для впрыска в камеру сгорания давление топлива на форсунках должно быть больше давления в камере сгорания. Часто это достигается с помощью насоса. Подходящие насосы обычно используют центробежные турбонасосы из-за их высокой мощности и легкого веса, хотя поршневые насосы в прошлом использовались . Турбонасосы обычно легкие и могут обеспечить отличную производительность; с земной массой значительно ниже 1% тяги. Действительно, общее соотношение тяги к весу, включая турбонасос, достигает 155:1 у ракетного двигателя SpaceX Merlin 1D и до 180:1 у вакуумной версии. [5] Вместо насоса в некоторых конструкциях используется резервуар с инертным газом под высоким давлением, например гелием, для создания давления в топливе. Эти ракеты часто имеют меньшую дельта-v, потому что масса нагнетательного бака снижает производительность. В некоторых конструкциях для использования на большой высоте или в вакууме масса резервуара может быть приемлемой.
Жидкое топливо часто закачивается в камеру сгорания с помощью легкого центробежного турбонасоса . В последнее время некоторые аэрокосмические компании используют для этого электрические насосы с аккумуляторами. В более простых небольших двигателях вместо насосов для подачи топлива в камеру сгорания иногда используется инертный газ, хранящийся в баке под высоким давлением. Эти двигатели могут иметь более высокую относительную массу, но обычно более надежны и поэтому широко используются в спутниках для поддержания орбиты. [1]
Одна из наиболее эффективных смесей, кислорода и водорода , страдает от чрезвычайно низких температур, необходимых для хранения жидкого водорода (около 20 К или -253,2 °C или -423,7 °F) и очень низкой плотности топлива (70 кг/м2). 3 или 4,4 фунта/куб футов по сравнению с РП-1 при 820 кг/м. 3 или 51 фунт/куб фут), что требует больших резервуаров, которые также должны быть легкими и изолирующими. Легкая изоляция из пенопласта на внешнем баке космического корабля "Колумбия" привела к космического корабля "Колумбия " разрушению , поскольку часть оторвалась, повредила его крыло и привело к его разрушению при входе в атмосферу .
Жидкий метан/СПГ имеет ряд преимуществ перед LH 2 . Его производительность (макс. удельный импульс ) ниже, чем у LH 2 , но выше, чем у РП1 (керосин) и твердого топлива, а более высокая плотность, как и у других углеводородных топлив, обеспечивает более высокую тяговооруженность, чем у LH 2 , хотя его плотность не такая высокая, как у RP1. [7] Это делает его особенно привлекательным для многоразовых пусковых систем , поскольку более высокая плотность позволяет использовать двигатели, топливные баки и связанные с ними системы меньшего размера. [6] СПГ также горит с меньшим количеством сажи или без нее (меньше или без коксования), чем RP1, что облегчает возможность повторного использования по сравнению с ним, а СПГ и RP1 горят холоднее, чем LH 2 , поэтому СПГ и RP1 не так сильно деформируют внутренние конструкции двигателя. Это означает, что двигатели, работающие на СПГ, могут быть повторно использованы чаще, чем двигатели, работающие на RP1 или LH2 . В отличие от двигателей, сжигающих LH 2 , двигатели RP1 и LNG могут быть сконструированы с общим валом с одной турбиной и двумя турбонасосами, по одному для LOX и LNG/RP1. [7] В космосе СПГ не нуждается в нагревателях для поддержания жидкого состояния, в отличие от RP1. [8] СПГ дешевле, поскольку доступен в больших количествах. Его можно хранить в течение более длительных периодов времени, и он менее взрывоопасен, чем LH 2 . [6]
Жидкий кислород (LOX) и окись углерода (CO) – предложены для марсианского корабля -хоппера (с удельным импульсом около 250 с), главным образом потому, что окись углерода и кислород могут быть напрямую получены электролизом циркония из марсианской атмосферы, не требуя использования любой из марсианских водных ресурсов для получения водорода. [9]
Ингибированная красная дымящая азотная кислота (I RFNA , HNO 3 + N 2 O 4 ) и несимметричный диметилгидразин ( НДМГ , (CH 3 ) 2 N 2 H 2 ) – советский Скад -С, он же SS-1 -c,-d, -е
Применение форсунки в жидкостных ракетах определяет процент теоретической эффективности сопла , которого можно достичь. Плохая работа форсунки приводит к тому, что несгоревшее топливо покидает двигатель, что приводит к снижению эффективности.
Кроме того, форсунки обычно играют ключевую роль в снижении термической нагрузки на форсунку; за счет увеличения доли топлива по краю камеры это дает гораздо более низкие температуры на стенках сопла.
Инжекторы могут представлять собой несколько отверстий небольшого диаметра, расположенных по тщательно продуманной схеме, через которые проходят топливо и окислитель. Скорость потока определяется квадратным корнем из перепада давления на форсунках, формой отверстия и другими деталями, такими как плотность топлива.
Первые форсунки, использованные на Фау-2, создавали параллельные струи топлива и окислителя, которые затем сгорали в камере. Это дало весьма низкую эффективность.
Сегодняшние форсунки классически состоят из ряда небольших отверстий, которые направляют струи топлива и окислителя так, что они сталкиваются в точке пространства на небольшом расстоянии от пластины форсунки. Это помогает разбить поток на мелкие капли, которые легче горят.
В двигателе RS-25 , разработанном для космического корабля "Шаттл", используется система рифленых стоек, в которых используется нагретый водород из предварительной камеры сгорания для испарения жидкого кислорода, проходящего через центр стоек. [10] а это повышает скорость и стабильность процесса горения; предыдущие двигатели, такие как F-1, использовавшиеся в программе «Аполлон», имели серьезные проблемы с колебаниями, которые приводили к разрушению двигателей, но в RS-25 это не было проблемой из-за этой детали конструкции.
Валентин Глушко изобрел центростремительную форсунку в начале 1930-х годов, и она почти повсеместно использовалась в российских двигателях. К жидкости прикладывается вращательное движение (иногда оба топлива смешиваются), затем она выбрасывается через небольшое отверстие, где образует конусообразный лист, который быстро распыляется. В первом жидкостном двигателе Годдарда использовалась единственная ударная форсунка. Немецкие ученые во время Второй мировой войны экспериментировали с ударными форсунками на плоских пластинах, которые успешно использовались в ракете Вассерфаль .
Чтобы избежать нестабильности, такой как пыхтение, которое представляет собой колебание на относительно низкой скорости, двигатель должен быть спроектирован с достаточным перепадом давления на форсунках, чтобы поток был в значительной степени независимым от давления в камере. Такое падение давления обычно достигается за счет использования не менее 20% давления в камере на форсунках.
Тем не менее, особенно в более крупных двигателях, легко возникают высокоскоростные колебания сгорания, и это еще не совсем понятно. Эти высокоскоростные колебания имеют тенденцию разрушать пограничный слой двигателя со стороны газа, что может привести к быстрому выходу из строя системы охлаждения и выходу двигателя из строя. Подобные колебания гораздо чаще встречаются в больших двигателях и мешали разработке Saturn V , но в конце концов были преодолены.
В некоторых камерах сгорания, например, в двигателе RS-25 , в качестве механизмов демпфирования используются резонаторы Гельмгольца , предотвращающие рост определенных резонансных частот.
Чтобы предотвратить эти проблемы, в конструкции форсунки RS-25 были приложены большие усилия по испарению топлива перед впрыском в камеру сгорания. Хотя для предотвращения возникновения нестабильности использовались многие другие функции, более поздние исследования показали, что эти другие функции были ненужными, и горение в газовой фазе работало надежно.
Проверка устойчивости часто включает использование небольших взрывчатых веществ. Они детонируют внутри камеры во время работы и вызывают импульсивное возбуждение. Исследуя след давления в камере, чтобы определить, насколько быстро затухают эффекты возмущения, можно оценить устойчивость и при необходимости перепроектировать камеру.
Для жидкостных ракет обычно используются четыре различных способа впрыска топлива в камеру. [11]
Топливо и окислитель должны закачиваться в камеру сгорания против давления горящих газов, а мощность двигателя ограничивается скоростью, с которой топливо может закачиваться в камеру сгорания. Для использования в атмосфере или в пусковой установке желательно использовать циклы двигателя высокого давления и, следовательно, высокой мощности, чтобы минимизировать сопротивление силы тяжести . Для орбитального использования обычно подходят более низкие энергетические циклы.
Топливо подается из герметичных (относительно тяжелых) баков. Тяжелые баки означают, что относительно низкое давление является оптимальным, что ограничивает мощность двигателя, но все топливо сгорает, обеспечивая высокую эффективность. В качестве давления часто используется гелий из-за его недостаточной реакционной способности и низкой плотности. Примеры: AJ-10 , используемый в космических кораблях OMS , Apollo SPS и второй ступени Delta II .
Электродвигатель , , обычно бесщеточный электродвигатель постоянного тока приводит в движение насосы . Электродвигатель питается от аккумуляторной батареи. Он сравнительно прост в реализации и снижает сложность конструкции турбомашины , но за счет дополнительной сухой массы аккумуляторной батареи. Примером двигателя является двигатель Rutherford, разработанный и используемый Rocket Lab .
Небольшой процент топлива сжигается в предварительной камере сгорания для питания турбонасоса, а затем выбрасывается через отдельное сопло или через основное сопло. Это приводит к снижению эффективности, поскольку выхлопные газы практически не создают тяги, но турбины насосов могут быть очень большими, что позволяет использовать двигатели большой мощности. Примеры: Сатурна V , F-1 и J-2 RS Дельты IV -68 , 5 Арианы HM7B , Фалькона 9 Мерлин .
Забирает горячие газы из основной камеры сгорания ракетного двигателя и направляет их через турбины турбонасоса двигателя для перекачки топлива, а затем выбрасывает. Поскольку не все топливо проходит через основную камеру сгорания, отводной цикл считается двигателем с открытым циклом. Примеры включают J-2S и BE-3 .
Криогенное топливо (водород или метан) используется для охлаждения стенок камеры сгорания и сопла. Поглощенное тепло испаряет и расширяет топливо, которое затем используется для привода турбонасосов, прежде чем оно попадает в камеру сгорания, что обеспечивает высокую эффективность, или выбрасывается за борт, что позволяет использовать турбонасосы большей мощности. Ограниченное количество тепла, доступного для испарения топлива, ограничивает мощность двигателя. Примеры: RL10 для вторых ступеней Atlas V и Delta IV (замкнутый цикл), H-II ( LE-5 цикл прокачки).
Смесь, богатая топливом или окислителем, сжигается в предварительной камере сгорания, а затем приводит в действие турбонасосы, и этот выхлоп под высоким давлением подается непосредственно в главную камеру, где сгорает остальная часть топлива или окислителя, что обеспечивает очень высокое давление и эффективность. Примеры: ССМЭ , РД-191 , ЛЭ-7 .
Смеси, богатые топливом и окислителем, сжигаются в отдельных камерах предварительного сгорания и приводят в действие турбонасосы, затем оба выхлопных газа высокого давления, один богатый кислородом, а другой богатый топливом, подаются непосредственно в главную камеру, где они объединяются и сгорают, обеспечивая очень высокое давление. и высокая эффективность. Пример: SpaceX Raptor .
Выбор цикла двигателя — один из первых шагов в проектировании ракетного двигателя. Этот выбор приводит к ряду компромиссов, некоторые из которых включают в себя:
Сравнение компромиссов между популярными циклами двигателей
Тип цикла
Газовый генератор
Экспандерный цикл
Поэтапное сжигание
Подача под давлением
Преимущества
Простой; низкая сухая масса; позволяет использовать турбонасосы большой мощности для большой тяги
Высокий удельный импульс; довольно низкая сложность
Высокий удельный импульс; высокое давление в камере сгорания, обеспечивающее высокую тягу
Простой; нет турбонасосов; низкая сухая масса; высокий удельный импульс
Недостатки
Меньший удельный импульс
Необходимо использовать криогенное топливо; передача тепла топливу ограничивает доступную мощность турбины и, следовательно, тягу двигателя.
Сильно возросла сложность и, следовательно, масса (особенно для полнопоточных)
Давление в баке ограничивает давление и тягу в камере сгорания; тяжелые танки и связанное с ними оборудование для герметизации
Форсунки обычно располагаются так, что на стенке камеры сгорания создается слой, богатый топливом. Это снижает температуру там, а также после горловины и даже в сопле, а также позволяет камере сгорания работать при более высоком давлении, что позволяет использовать сопло с более высокой степенью расширения, что обеспечивает более высокий I SP и лучшую производительность системы. [12] Жидкостный ракетный двигатель часто использует регенеративное охлаждение , при котором для охлаждения камеры и сопла используется топливо или, реже, окислитель.
Зажигание может осуществляться разными способами, но, возможно, в большей степени для жидкого топлива, чем для других ракет, требуется постоянный и значительный источник воспламенения; задержка воспламенения (в некоторых случаях всего лишь несколько десятков миллисекунд) может вызвать избыточное давление в камере из-за избытка пороха. Резкий запуск может даже привести к взрыву двигателя.
Обычно системы зажигания пытаются подать пламя по поверхности форсунки с массовым расходом примерно 1% от полного массового расхода камеры.
Иногда используются предохранительные блокировки, чтобы гарантировать наличие источника возгорания до открытия главных клапанов; однако надежность блокировок в некоторых случаях может быть ниже, чем системы зажигания. Таким образом, это зависит от того, должна ли система быть отказоустойчивой или же более важен общий успех миссии. Блокировки редко используются на верхних, беспилотных ступенях, где выход из строя блокировки может привести к потере миссии, но они присутствуют в двигателе RS-25 для остановки двигателей перед взлетом космического корабля "Шаттл". Кроме того, обнаружить успешное зажигание воспламенителя на удивление сложно, в некоторых системах используются тонкие провода, которые перерезаются пламенем, датчики давления также нашли применение.
Способы воспламенения включают пиротехнический , электрический (искровой или горячей проволокой) и химический. Преимущество гиперголического топлива состоит в том, что оно самовоспламеняется, надежно и с меньшей вероятностью жесткого запуска. В 1940-х годах русские начали запускать двигатели с гиперголами, чтобы затем после воспламенения переходить на первичные топлива. Он также использовался в американском ракетном двигателе F-1 по программе «Аполлон» .
Воспламенение пирофорным агентом: Триэтилалюминий воспламеняется при контакте с воздухом и воспламеняется и/или разлагается при контакте с водой и любым другим окислителем — это одно из немногих веществ, достаточно пирофорных, чтобы воспламениться при контакте с криогенным жидким кислородом . Энтальпия сгорания Δc H ° составляет -5105,70 ± 2,90 кДж/моль (-1220,29 ± 0,69 ккал/моль). Легкое воспламенение делает его особенно желательным в качестве ракетного двигателя воспламенителя . Может использоваться в сочетании с триэтилбораном для создания триэтилалюминий-триэтилборана, более известного как TEA-TEB.
Ракета 09 (слева) и 10 (ГИРД-09 и ГИРД-Х). Музей космонавтики и ракетной техники; Санкт-Петербург.
Идея ракеты на жидком топливе в современном понимании впервые появилась в 1903 году в книге « Исследование Вселенной с помощью ракетных двигателей». [13] российский ученый-ракетчик Константин Циолковский . Масштабы его вклада в космонавтику поразительны, включая уравнение ракеты Циолковского , многоступенчатые ракеты и использование жидкого кислорода и жидкого водорода в ракетах на жидком топливе. [14] Циолковский оказал влияние на более поздних ученых-ракетчиков по всей Европе, таких как Вернер фон Браун . Советские поисковые группы в Пенемюнде обнаружили немецкий перевод книги Циолковского, в которой «почти каждая страница... была украшена комментариями и примечаниями фон Брауна». [15] Ведущий советский ракетодвигатель Валентин Глушко и ракетоконструктор Сергей Королев в юности изучали произведения Циолковского. [16] и оба стремились воплотить теории Циолковского в реальность. [17]
С 1929 по 1930 годы в Ленинграде Глушко занимался ракетными исследованиями в Лаборатории газодинамики (ГДЛ), где был создан новый научный отдел по изучению жидкостных и электрических ракетных двигателей . В результате были созданы двигатели ОРМ (от «Экспериментальный ракетный двигатель») — двигатели от ОРМ-1 [ ru ] до ОРМ-52 [ ru ] . [18] Всего было проведено 100 стендовых испытаний жидкостных ракет на различных видах топлива, как низкокипящих, так и высококипящих, достигнута тяга до 300 кг. [19] [18]
В этот период в Москве . Фридрих Цандер – учёный и изобретатель – проектировал и создавал жидкостные ракетные двигатели, работавшие на сжатом воздухе и бензине Цандер исследовал высокоэнергетическое топливо, в том числе порошкообразные металлы, смешанные с бензином. В сентябре 1931 года Цандер сформировал в Москве « Группу по изучению реактивного движения ». [20] более известный под русской аббревиатурой «ГИРД». [21] В мае 1932 года Сергей Королев сменил Цандера на посту руководителя ГИРД. 17 августа 1933 года Михаил Тихонравов запустил первую советскую жидкостную ракету (ГИРД-9), работавшую на жидком кислороде и загущенном бензине. Он достиг высоты 400 метров (1300 футов). [22] В январе 1933 года Цандер приступил к разработке ракеты ГИРД-Х. Эта конструкция сжигала жидкий кислород и бензин и была одним из первых двигателей с регенеративным охлаждением жидким кислородом, который обтекал внутреннюю стенку камеры сгорания перед попаданием в нее. Проблемы с прогоранием во время испытаний побудили перейти с бензина на менее энергичный алкоголь. Последняя ракета длиной 2,2 метра (7,2 фута) и диаметром 140 миллиметров (5,5 дюйма) имела массу 30 кг (66 фунтов), и предполагалось, что она сможет нести полезную нагрузку массой 2 кг (4,4 фунта) на высота 5,5 км (3,4 мили). [23] Ракета GIRD X была запущена 25 ноября 1933 года и поднялась на высоту 80 метров. [24]
В 1933 году ВКЛ и ГИРД объединились и образовали Реактивный научно-исследовательский институт (РНИИ). В РНИИ Гушко продолжились разработки жидкостных ракетных двигателей от ОРМ-53 до ОРМ-102, причем 65 ОРМ - был установлен на самолетах с ракетными двигателями РП-318 . [18] В 1938 году Леонид Душкин сменил Глушко и продолжил разработку двигателей ОРМ, в том числе двигателя для ракетного перехватчика Березняка-Исаева БИ-1 . [25] В РНИИ Тихонравов занимался разработкой кислородно-спиртовых жидкостных ракетных двигателей. [26] В конечном итоге в конце 1930-х годов в РНИИ жидкостным ракетным двигателям не уделялось особого внимания, однако исследования были продуктивными и очень важными для последующих достижений советской ракетной программы. [27]
Перуанец Педро Паулет , который экспериментировал с ракетами на протяжении всей своей жизни в Перу , написал письмо в El Comercio в Лиме в 1927 году, утверждая, что экспериментировал с жидкостным ракетным двигателем, будучи студентом в Париже, тремя десятилетиями ранее. [28] [29] Историки ранних экспериментов в области ракетной техники, в том числе Макс Валье , Вилли Лей и Джон Д. Кларк , по-разному доверяли отчету Полета. Валье аплодировал конструкции ракеты с жидкостным двигателем Поле в публикации Die Rakete , изданной в журнале Verein für Raumschiffahrt , заявив, что двигатель обладает «удивительной мощностью» и что его планы необходимы для будущей разработки ракеты. [30] Герман Оберт назвал Паулета пионером ракетной техники в 1965 году. [31] Вернер фон Браун также назвал Паулета «пионером жидкотопливного двигательного аппарата» и заявил, что «Паулет помог человеку достичь Луны ». [28] [32] [33] [34] [35] Позже к Паулету обратилась нацистская Германия , пригласив его присоединиться к Astronomische Gesellschaft , чтобы помочь в разработке ракетных технологий, хотя он отказался помочь после того, как обнаружил, что проект предназначен для создания оружия, и никогда не поделился формулой своего топлива. [36] [37] По словам кинорежиссера и исследователя Альваро Мехиа, Фредерик И. Ордуэй III позже попытается дискредитировать открытия Паулета в контексте Холодной войны и в попытке отвлечь общественный имидж фон Брауна от его истории с нацистской Германией. [38]
Роберт Х. Годдард , укутанный в холодную погоду Новой Англии 16 марта 1926 года, держит стартовую раму своего самого выдающегося изобретения — первой жидкостной ракеты.
Первый полет жидкостной ракеты состоялся 16 марта 1926 года в Оберне, штат Массачусетс , когда американский профессор доктор Роберт Х. Годдард запустил ракету, использующую жидкий кислород и бензин в качестве топлива. [39] Ракета, получившая название «Нелл», поднялась всего на 41 фут во время 2,5-секундного полета, который закончился на капустном поле, но это была важная демонстрация того, что ракеты, использующие жидкостное движение, возможны. Годдард предложил жидкое топливо примерно пятнадцатью годами ранее и начал серьезно экспериментировать с ним в 1921 году. Герман Оберт из Германии и Румынии опубликовал в 1922 году книгу, в которой предлагалось использовать жидкое топливо.
В Германии инженеры и ученые увлеклись жидкостными двигателями, создавая и испытывая их в конце 1920-х годов в рамках Opel RAK , первой в мире ракетной программы, в Рюссельсхайме. По словам Макса Валье , [40] Конструктор ракеты Opel RAK Фридрих Вильгельм Зандер запустил две ракеты на жидком топливе на канатной дороге Opel Rennbahn в Рюссельсхайме 10 и 12 апреля 1929 года. Эти ракеты Opel RAK были первыми европейскими, а после Годдарда вторыми в мире ракетами на жидком топливе. история. В своей книге «Ракетенфарт» Валье описывает размеры ракеты: диаметром 21 см, длиной 74 см, весом 7 кг пустого и 16 кг с топливом. Максимальная тяга составляла от 45 до 50 л.с., общее время горения — 132 секунды. Эти свойства указывают на накачку газа под давлением. Основной целью этих испытаний была разработка жидкостной ракетной двигательной установки для самолета Gebrüder-Müller-Griessheim. [41] строится для планового перелета через Ла-Манш. Историк космических полетов Фрэнк Х. Винтер , куратор Национального музея авиации и космонавтики в Вашингтоне, округ Колумбия, подтверждает, что группа Opel работала над созданием твердотопливных ракет, используемых для установления рекордов наземной скорости, и первых в мире пилотируемых полетов на ракетных самолетах. с Opel RAK.1 , на жидкотопливных ракетах. [42] К маю 1929 года двигатель создавал тягу 200 кг (440 фунтов) «в течение более пятнадцати минут, а в июле 1929 года сотрудники Opel RAK смогли достичь фаз мощности более тридцати минут для тяги 300 кг (660 фунтов). -фунтов) на заводе Opel в Рюссельсхайме», опять же согласно рассказу Макса Валье. Великая депрессия положила конец деятельности Opel RAK. После работы в немецкой армии в начале 1930-х годов Сандер был арестован гестапо в 1935 году, когда в Германии было запрещено частное ракетостроение. Его приговорили за государственную измену к 5 годам тюремного заключения и заставили продать свою компанию; он умер в 1938 году. [43] Работы Макса Вальера (через Артура Рудольфа и Хейландта), погибшего во время экспериментов в 1930 году, и работы Фридриха Зандера по ракетам на жидком топливе были конфискованы немецкими военными, Heereswaffenamt , и интегрированы в деятельность генерала Вальтера Дорнбергера в начале и середине 1930-х годов. 1930-е годы в поле под Берлином. [44] Макс Валье был соучредителем любительской исследовательской группы VfR , работавшей над жидкостными ракетами в начале 1930-х годов, и многие из членов которой в конечном итоге стали важными пионерами ракетной технологии, включая Вернера фон Брауна . Фон Браун возглавлял армейскую исследовательскую станцию, которая разрабатывала ракетное оружие Фау-2 для нацистов.
Чертеж прототипа ракетного самолета He 176 V1.
К концу 1930-х годов начали серьезно экспериментировать с использованием ракетных двигателей для пилотируемых полетов, поскольку немецкий самолет Heinkel He 176 совершил первый пилотируемый полет с ракетным двигателем с использованием жидкостного ракетного двигателя, разработанного немецким авиационным инженером Хельмутом Вальтером 20 июня 1939 года. . [45] Единственный серийный боевой самолет с ракетным двигателем, когда-либо поступавший на военную службу, Me 163 Komet в 1944-45 годах также использовал разработанный Уолтером жидкостный ракетный двигатель Walter HWK 109-509 , который развивал тягу до 1700 кгс (16,7 кН). тяга на полную мощность.
После Второй мировой войны американское правительство и военные наконец всерьез рассматривали жидкостные ракеты как оружие и начали финансировать работы над ними. Советский Союз сделал то же самое, и таким образом началась космическая гонка .
^ Перейти обратно: а б с Глушко, Валентин (1 января 1973 г.). Развитие ракетной и космической техники в СССР . Новости Пресс-паб. Дом. стр. 12–14, 19. OCLC 699561269 .
^ Фицджеральд, Майкл (2018). Секретное оружие массового поражения Гитлера: нацистский план окончательной победы . стр. Глава 3. Паулет явно был пионером в области ракетной техники, и неудивительно, что нацисты стремились завербовать его для помощи в своих усилиях. Немецкое астронавтическое общество пригласило его в Германию, чтобы стать частью группы исследователей ракетных двигателей, и поначалу он был заинтересован, но когда он обнаружил, что намерением было создать оружие, которое будет использоваться в военных целях, он отклонил приглашение. Еще в 1965 году Оберт назвал его одним из истинных пионеров ракетостроения.
^ Фон Браун, Вернер; Ордуэй III, Фредерик И. (1968). История мира астронавтики . Париж: Ларус/Париж-Матч. стр. 51–52.
^ Фицджеральд, Майкл (2018). Секретное оружие массового поражения Гитлера: нацистский план окончательной победы . стр. Глава 3. Даже Вернер фон Браун описал Паулета как «одного из отцов воздухоплавания» и «пионера жидкотопливного маршевого двигателя». Он заявил, что «своими усилиями Полет помог человеку достичь Луны».
^ Хардинг, Роберт С. (2012). Космическая политика в развивающихся странах: поиск безопасности и развития на последнем рубеже . Рутледж . п. 156. ИСБН 9781136257902 . Перу занимает особое место среди EMSA Латинской Америки, поскольку в этой стране жил Педро Паулет, который изобрел первый в мире жидкостный ракетный двигатель в 1895 году и первую современную ракетную двигательную установку в 1900 году. ... По словам Вернера фон Брауна, « Паулета следует считать пионером жидкотопливного двигателя... своими усилиями Паулет помог человеку достичь Луны». Полет основал Перуанскую национальную лигу поддержки авиации, предшественника перуанских ВВС.
^ Фицджеральд, Майкл (2018). Секретное оружие массового поражения Гитлера: нацистский план окончательной победы . стр. Глава 3. Паулет явно был пионером в области ракетной техники, и неудивительно, что нацисты стремились завербовать его для помощи в своих усилиях. Немецкое астронавтическое общество пригласило его в Германию, чтобы стать частью группы исследователей ракетных двигателей, и поначалу он был заинтересован, но когда он обнаружил, что намерением было создать оружие, которое будет использоваться в военных целях, он отклонил приглашение. Еще в 1965 году Оберт назвал его одним из истинных пионеров ракетостроения.
^ Макс, Валье, Rocket Ride: Техническая возможность в твердом переплете - крупный шрифт, 1 января 1930 г., De Gruyter Oldenbourg, Reprint 2019 ( ISBN 978-3-486-76182-5 )
Черток, Борис (2005). Ракеты и люди Тома 1-4 . Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства . Проверено 21 июля 2022 г.
Arc.Ask3.Ru Номер скриншота №: 1222f5658af82ab8405b720b76c4d9ad__1721406840 URL1:https://arc.ask3.ru/arc/aa/12/ad/1222f5658af82ab8405b720b76c4d9ad.html Заголовок, (Title) документа по адресу, URL1: Liquid-propellant rocket - Wikipedia
Данный printscreen веб страницы (снимок веб страницы, скриншот веб страницы), визуально-программная копия документа расположенного по адресу URL1 и сохраненная в файл, имеет: квалифицированную, усовершенствованную (подтверждены: метки времени, валидность сертификата), открепленную ЭЦП (приложена к данному файлу), что может быть использовано для подтверждения содержания и факта существования документа в этот момент времени. Права на данный скриншот принадлежат администрации Ask3.ru, использование в качестве доказательства только с письменного разрешения правообладателя скриншота. Администрация Ask3.ru не несет ответственности за информацию размещенную на данном скриншоте. Права на прочие зарегистрированные элементы любого права, изображенные на снимках принадлежат их владельцам. Качество перевода предоставляется как есть. Любые претензии, иски не могут быть предъявлены. Если вы не согласны с любым пунктом перечисленным выше, вы не можете использовать данный сайт и информация размещенную на нем (сайте/странице), немедленно покиньте данный сайт. В случае нарушения любого пункта перечисленного выше, штраф 55! (Пятьдесят пять факториал, Денежную единицу (имеющую самостоятельную стоимость) можете выбрать самостоятельно, выплаичвается товарами в течение 7 дней с момента нарушения.)
