Ракетный двигатель

Ракетный двигатель использует хранимые ракетные пропелленты в качестве реакционной массы для формирования высокоскоростной двигательной струи жидкости, обычно высокотемпературного газа. Ракетные двигатели представляют собой реакционные двигатели , производящие тягу путем выброса массовой задней части, в соответствии с третьим законом Ньютона . Большинство ракетных двигателей используют сжигание реактивных химических веществ для обеспечения необходимой энергии, но также существуют некоммбинирующие формы, такие как движители холодного газа и ядерные тепловые ракеты . Транспортные средства, движимые ракетными двигателями, обычно используются баллистическими ракетами (они обычно используют твердое топливо ) и ракеты . Ракетные транспортные средства несут свой собственный окислитель , в отличие от большинства двигателей сгорания, поэтому ракетные двигатели можно использовать в вакууме для продвижения космических кораблей и баллистических ракет .

По сравнению с другими типами реактивного двигателя, ракетные двигатели являются самыми легкими и имеют самую высокую тягу, но являются наименее эффективными для пропеллента (они имеют самый низкий специфический импульс ). Идеальный выхлоп - это водород , самый легкий из всех элементов, но химические ракеты производят смесь более тяжелых видов, уменьшая скорость выхлопа.

Ракетные двигатели становятся более эффективными на высоких скоростях из -за эффекта Оберта . ^{[ 1 ]}

Терминология

Здесь «ракета» используется в качестве аббревиатуры для «ракетного двигателя».

Тепловые ракеты используют инертный топливный пропеллент, нагретый электричеством ( электротермическая движущая сила ) или ядерный реактор ( ядерная термальная ракета ).

Химические ракеты питаются экзотермическим восстановлением окисления химических реакций топлива:

Сплошные ракеты (или твердые ракеты или двигатели -это химические ракеты, которые используют топливо в твердом состоянии .
Жидко-пропеллельные ракеты используют один или несколько пропеллентов в жидком состоянии, питаемом из резервуаров.
Гибридные ракеты используют твердый пропеллент в камере сгорания, в которую второй окислитель жидкости, газа или пропеллент для сжигания. добавляют
Монопропелляционные ракеты используют один пропеллент, разлагаемый катализатором . Наиболее распространенными монопропеллантами являются гидразин и перекись водорода .

Принцип работы

Ракетные двигатели производят тягу путем изгнания выхлопной жидкости , которая была ускорена до высокой скорости через форсунок . Жидкость обычно представляет собой газ, созданный при высоком давлении (от 150 до 4,350 фунта на квадратный дюйм (от 10 до 300 бар)) сжигания твердых или жидких пропеллентов , состоящих из компонентов топлива и окислителя , в камере сжигания . По мере того, как газы расширяются через сопло, они ускоряются до очень высокой ( сверхзвуковой ) скорости, и реакция на это толкает двигатель в противоположном направлении. Сгорание чаще всего используется для практических ракет, поскольку законы термодинамики ( в частности, теорема Карно ) диктуют, что высокие температуры и давление желательны для наилучшей тепловой эффективности . Ядерные тепловые ракеты способны к более высокой эффективности, но в настоящее время имеют экологические проблемы , которые исключают их обычное использование в атмосфере Земли и пространстве цислунара .

Для модельного ракета доступной альтернативой сжиганию является ракета для воды, подчеркиваемая сжатым воздухом, углекислым газом , азотом или любым другим легко доступным инертным газом.

Пропеллент

Ракетный пропеллент - это масса, которая хранится, обычно в той или иной форме резервуара или в самой камере сгорания, до того, как его выбросили из ракетного двигателя в виде жидкости для получения тяги.

Химические ракетные пропелленты наиболее часто используются. Они подвергаются экзотермическим химическим реакциям, производящей струйку с горячим газом для движения. В качестве альтернативы, химически инертная реакционная масса может быть нагрета высоким источником энергии через теплообменник вместо камеры сгорания.

Сплошные ракетные пропеллеты готовится в смеси топливных и окислительных компонентов, называемых зерном , а корпус для хранения топлива эффективно становится камерой сгорания.

Инъекция

Жидкостированные ракеты заставляют отдельные компоненты топлива и окисления в камеру сгорания, где они смешивают и сжигают. Гибридные ракетные двигатели используют комбинацию твердых и жидких или газообразных топливов. Как жидкие, так и гибридные ракеты используют инжекторы , чтобы ввести топливо в камере. Это часто множество простых самолетов - отверстия, через которые пропеллант сбегает под давлением; Но иногда могут быть более сложные сопела с брызги. Когда вводится два или более пропеллента, струи обычно преднамеренно заставляют пропелленты столкнуться, когда это разбивает поток на более мелкие капли, которые горит легче.

Камера сгорания

Для химических ракетов камера сгорания обычно является цилиндрической, а обладатели огня , используемая для удержания части сгорания в медленной части камеры сгорания, не нужны. Размеры цилиндра таковы, что пропеллент способен тщательно сжигать; Различные ракетные пропеллеты требуют разных размеров камеры сгорания для этого.

Это приводит к номеру, вызванному $L^{*}$ , характерная длина :

L^{*}={\frac {V_{c}}{A_{t}}}

где:

$V_{c}$ объем камеры
$A_{t}$ это область горла сопла.

L* обычно находится в диапазоне 64–152 сантиметров (25–60 дюймов).

Температура и давление, обычно достигаемые в камере сжигания ракета для достижения практической тепловой эффективности, являются чрезвычайными по сравнению с неамериканским реактивным двигателем . Атмосферный азот не присутствует для разбавления и охлаждения сгорания, поэтому смесь топлива может достигать истинных стехиометрических соотношений. Это в сочетании с высоким давлением означает, что скорость теплопроводности через стены очень высока.

Для того, чтобы топливо и окислятор проходили в камеру, давление пропеллетов, входящих в камеру сгорания, должно превышать давление внутри самой камеры сгорания. Это может быть достигнуто с помощью различных дизайнерских подходов, включая турбомина или, в более простых двигателях, посредством достаточного давления в резервуаре для продвижения потока жидкости. Давление резервуара может сохраняться несколькими средствами, в том числе системой давления гелия высокого давления , общей для многих крупных ракетных двигателей, или, в некоторых новых ракетных системах, путем кровоточащего газа высокого давления из цикла двигателя, чтобы автоматически поддерживать топливо бак ^{[ 2 ]}^{[ 3 ]} Например, газовая система самооценка SpaceX Starship является важной частью стратегии SpaceX по снижению жидкостей-ракурсов от пяти в их Legacy Falcon 9 Family, до двух в Starship, что устраняет не только гелиальный датчик, но и все гиперголические Пропелленты , а также азот холодного газа для двигателей реакционного контроля . ^{[ 4 ]}

Сопло

Горячему газу, полученному в камере сгорания, разрешено убежать через отверстие («горло»), а затем через расходящуюся секцию расширения. Когда достаточное давление оказывается на форсунку (примерно в 2,5–3 раза давление окружающей среды), формируется сопло и образуется сверхзвуковая струя, что значительно ускоряет газ, превращая большую часть тепловой энергии в кинетическую энергию. Скорость выхлопных газов варьируется в зависимости от коэффициента расширения, для которого предназначена форсунка, но скорость выхлопных газов в десять раз превышает скорость звука в воздухе на уровне моря, не редкость. Около половины тяги ракетного двигателя исходит от несбалансированного давления внутри камеры сгорания, а остальное происходит от давления, действующих на внутреннюю часть сопла (см. Диаграмму). Когда газ расширяет ( адиабатически ) давление на стены сопла заставляет ракетный двигатель в одном направлении, ускоряя газ в другом.

Наиболее часто используемым сопло- сопло De Laval , фиксированная геометрия сопла с высоким уровнем расширения. Большое разгибание сопла в форме колокольчика или конуса за горлом придает ракетному двигателю характерную форму.

выхода Статическое давление выхлопной струи зависит от давления камеры и соотношения выхода к области горла сопла. Поскольку давление выхода варьируется от давления окружающей среды (атмосферное), говорят, что задохнутая насадка

недостаточно (давление выхода, превышающее окружающую среду),
Идеально расширен (давление выхода равна окружающей среде),
чрезмерный (давление выхода меньше, чем амортизаторы; амортизирующие алмазы образуются за пределами сопла), или
Тяжелая чрезмерная расширенная ( амортная волна образуется внутри разгибания сопла).

На практике совершенное расширение достижимо только с сопла с переменной формой (поскольку давление окружающей среды уменьшается при увеличении высоты) и невозможно выше определенной высоты, поскольку давление окружающего средства приближается к нулю. Если насадка не идеально расширена, то происходит потеря эффективности. Тяжело чрезмерно расширенные сопла теряют меньшую эффективность, но могут вызвать механические проблемы с сопло. Сопла с фиксированной площадкой постепенно становятся все более недостаточными, поскольку они получают высоту. Почти все форсунки De Laval будут на мгновение чрезвычайно расширены во время запуска в атмосфере. ^{[ 5 ]}

Эффективность сопла влияет на работу в атмосфере, потому что атмосферное давление с высотой; Но из -за сверхзвуковых скоростей газа, выходящего из ракетного двигателя, давление струи может быть либо ниже, либо выше окружающей среды, а равновесие между ними не достигается на всех высотах (см. Диаграмму).

Обратное давление и оптимальное расширение

Для оптимальной производительности давление газа в конце форсунки должно просто равняться давлению окружающей среды: если давление выхлопа ниже, чем давление окружающей среды, то транспортное средство будет замедлено из -за разницы в давлении между верхней частью двигателя и выход; С другой стороны, если давление выхлопа выше, то давление выхлопных газов, которое могло быть преобразовано в тягу, не преобразуется, а энергия потрачена впустую.

Чтобы поддерживать этот идеал равенства между давлением выхлопного выхлопа и давлением окружающей среды, диаметр сопла должен был увеличиваться с высотой, что дает давление более длинное сопло для действия (и снижение давления и температуры выхода). Это увеличение сложно организовать легким способом, хотя обычно делается с другими формами реактивных двигателей. В ракетоте легкий компромиссный сопло обычно используется, и некоторое снижение атмосферных характеристик происходит при использовании в отличие от «высоты дизайна» или при зазорах. Чтобы улучшить это, были предложены различные экзотические конструкции форсунок, такие как сопло с заглушкой , ступеньки , расширяющиеся сопла и аэрокосмик , каждый из которых обеспечивает некоторый способ адаптироваться к изменению давления окружающего воздуха, и каждое позволяет газ дальше от форсунки , давая дополнительную тягу на более высоких высотах.

При истощении в достаточно низком давлении окружающей среды (вакуум) возникает несколько вопросов. Одним из них является огромный вес сопла - при этом определенный момент, для конкретного транспортного средства, дополнительный вес сопла перевешивает любые результаты, полученные. Во -вторых, по мере того, как выхлопные газы адиабатически расширяются в сопло, они охлаждают, и в конечном итоге некоторые химические вещества могут заморозить, производя «снег» внутри самолета. Это вызывает нестабильность в самолете и следует избегать.

На форсунке De Laval отрезка потока выхлопных газов будет происходить в чрезвычайно расширенной форсунке. Поскольку точка отступления не будет равномерной вокруг оси двигателя, двигатель может быть придается побочная сила. Эта побочная сила может измениться со временем и привести к проблемам с контролем с исходным носителем.

Усовершенствованные проекты, компенсирующие высоту , такие как аэрокосмик или подключаемое сопло , пытаются минимизировать потери производительности, приспосабливаясь к различному соотношению расширения, вызванным изменением высоты.

Эффективность топлива

Чтобы ракетный двигатель был эффективным, важно, чтобы максимальное давление было создано на стенах камеры и сопла определенным количеством топлива; как это источник тяги. Это может быть достигнуто всеми:

Нагрев пропеллента до максимально высокой температуры (с использованием высокого энергетического топлива, содержащего водород и углерод, а иногда и металлы, такие как алюминий , или даже использование ядерной энергии)
Использование низкого удельного газа плотности (как можно более богатым водородом)
Использование пропеллетов, которые или разлагаются на простые молекулы с небольшим количеством свободы для максимизации трансляционной скорости

Поскольку все эти вещи минимизируют массу используемого топлива, и, поскольку давление пропорционально массе присутствующего топлива для ускорения, когда он нажимает на двигатель, и, поскольку из третьего закона Ньютона давление, которое действует на двигатель, также взаимно действует. На пропеллете оказывается, что для любого данного двигателя скорость, которую пропеллент покидает камеру, не зависит от давления камеры (хотя тяга пропорциональна). Тем не менее, на скорость значительно влияет все три из вышеперечисленных факторов, а скорость выхлопа является отличной мерой эффективности топлива двигателя. Это называется скоростью выхлопа , и после того, как пособие производится для факторов, которые могут его уменьшить, эффективная скорость выхлопа является одним из наиболее важных параметров ракетного двигателя (хотя вес, стоимость, простота производства и т. Д. Обычно также очень важны) Полем

По аэродинамическим причинам поток становится звуковым (« задушительным ») в самой узкой части сопла, «горло». Поскольку скорость звука в газах увеличивается с квадратным корнем температуры, использование горячего выхлопного газа значительно повышает производительность. Для сравнения, при комнатной температуре скорость звука в воздухе составляет около 340 м/с, в то время как скорость звука в горячем газе ракетного двигателя может составлять более 1700 м/с; Большая часть этой производительности обусловлена более высокой температурой, но дополнительно ракетные пропелленты выбираются, чтобы иметь низкую молекулярную массу, и это также дает более высокую скорость по сравнению с воздухом.

Расширение в ракетном сопло затем еще больше умножает скорость, как правило, между 1,5 и 2 раза, что дает высоко коллимированную гиперзвуковую выхлопную струю. Увеличение скорости ракетного сопла в основном определяется коэффициентом расширения площади - соотношение площади выхода к области горла, но также важны подробные свойства газа. Сопла с большим соотношением более массивны, но способны извлекать больше тепла из газов сгорания, увеличивая скорость выхлопных газов.

Векторинг тяги

Транспортные средства обычно требуют, чтобы общая тяга изменила направление по длине ожога. Ряд разных способов достижения этого были выполнены:

Весь двигатель монтируется на шарнире или в каркасе , а любые пропеллетские подачи достигают двигателя с помощью гибких труб низкого давления или вращающихся муфт.
Только камера сгорания и сопло раскрыты, насосы фиксируются, а подачи высокого давления прикрепляются к двигателю.
Развертываются несколько двигателей (часто наклоненные под небольшим углами), но дросселируются, чтобы дать общий вектор, который требуется, давая лишь очень маленький штраф.
Высокотемпературные лопатки выступают в выхлоп и могут быть наклонены, чтобы отклонить самолет.

Общая производительность

Ракетная технология может сочетать очень высокую тягу ( Meganewtons ), очень высокие скорости выхлопных газов (примерно в 10 раз превышает скорость звука в воздухе на уровне моря) и очень высокие соотношения тяги/веса (> 100) одновременно , а также способность работать вне атмосфера, и, позволяя использовать низкое давление и, следовательно, легкие резервуары и структуры.

Ракеты могут быть дополнительно оптимизированы, чтобы еще более экстремальные производительность вдоль одной или нескольких из этих осей за счет других.

Конкретный импульс

Я _{в вакууме} различных ракет
Ракета	Пропелленты	Я _sp , вакуум (ы)
Космический челнок жидкие двигатели	Lox / lh ₂	453 ^{[ 6 ]}
Космический челнок твердые двигатели	APCP	268 ^{[ 6 ]}
Космический челнок Ом	Основной / ммх	313 ^{[ 6 ]}
Saturn V этап 1	Lox / rp-1	304 ^{[ 6 ]}

Наиболее важной метрикой для эффективности ракетного двигателя является импульс на единицу топлива , это называется конкретным импульсом (обычно написано $I_{sp}$ ) Это либо измеряется как скорость ( эффективная скорость выхлопа $v_{e}$ в метрах/второй или фут/с) или как время (секунды). Например, если двигатель, производящий 100 фунтов тяги в течение 320 секунд, и сжигает 100 фунтов топлива, то конкретный импульс составляет 320 секунд. Чем выше удельный импульс, тем меньше топлива необходимо для обеспечения желаемого импульса.

Конкретный импульс, который может быть достигнут, в первую очередь является функцией смеси топлива (и в конечном итоге ограничит конкретный импульс), но практические ограничения на давление в камере и коэффициенты расширения сопла снижают производительность, которые могут быть достигнуты.

Чистая тяга

Ниже приведено приблизительное уравнение для расчета чистой тяги ракетного двигателя: ^{[ 7 ]}

F_{n}={\dot {m}}\;v_{e}={\dot {m}}\;v_{e-opt}+A_{e}(p_{e}-p_{amb})

где:
${\dot {m}}$	= Массовый поток выхлопного газа
$v_{e}$	= Эффективная скорость выхлопа (иногда иначе обозначается как C в публикациях)
$v_{e-opt}$	= Эффективная скорость струй
$A_{e}$	= Площадь течения в плоскости выхода из вола (или плоскость, где струя покидает насадку, при разделенном потоке)
$p_{e}$	= Статическое давление на плоскости выхода сопла
$p_{amb}$	= окружающее (или атмосферное) давление

Поскольку, в отличие от реактивного двигателя, обычный ракетный мотор не хватает воздухозаборника, нет «перетаскивания оперативной памяти», чтобы вычесть из грубой тяги. Следовательно, чистая тяга ракетного двигателя равен грубой тяге (кроме статического обратного давления).

А ${\dot {m}}\;v_{e-opt}\,$ термин представляет импульс, которая остается постоянной при заданной настройке дроссельной заслонки, тогда как $A_{e}(p_{e}-p_{amb})\,$ Термин представляет термин давления. При полном дросселе чистая тяга ракетного двигателя слегка улучшается с увеличением высоты, потому что по мере того, как атмосферное давление уменьшается с высотой, термин тяги давления увеличивается. На поверхности земли тяга давления может быть уменьшено до 30%, в зависимости от конструкции двигателя. Это сокращение падает примерно в геометрической прогрессии до нуля с увеличением высоты.

Максимальная эффективность для ракетного двигателя достигается путем максимизации вклада импульса уравнения без штрафов от чрезмерного расширения выхлопа. Это происходит, когда $p_{e}=p_{amb}$ Полем Поскольку давление окружающей среды изменяется с высотой, большинство ракетных двигателей тратят очень мало времени, работая с пиковой эффективностью.

Поскольку конкретный импульс - это сила, деленная на скорость массового потока, это уравнение означает, что удельный импульс варьируется в зависимости от высоты.

Вакуумный импульс, я _sp

Из -за специфического импульса, варьирующегося с давлением, можно легко сравнивать и рассчитывать с помощью. Поскольку ракеты задыхаются в горло и потому что сверхзвуковая выхлопная выхлопа предотвращает воздействие внешнего давления вверх по течению, оказывается, что давление на выходе в идеале точно пропорционально потоковому пропеллеру ${\dot {m}}$ при условии сохраняются коэффициенты смеси и эффективность сгорания. Таким образом, это довольно обычно слегка изменить вышеуказанное уравнение: ^{[ 8 ]}

F_{vac}=C_{f}\,{\dot {m}}\,c^{*}

и так определите вакуумный интернет -провайдер, чтобы быть:

v_{evac}=C_{f}\,c^{*}\,

где:

c^{*}

= Характерная скорость камеры сгорания (в зависимости от пропеллентов и эффективности сгорания)

C_{f}

= Константа коэффициента тяги сопла (в зависимости от геометрии сопла, как правило, около 2)

И следовательно:

F_{n}={\dot {m}}\,v_{evac}-A_{e}\,p_{amb}

Дросселя

Ракеты могут быть зазубренными, контролируя скорость сжигания топлива ${\dot {m}}$ (обычно измеряется в кг/с или фунт/с). В жидких и гибридных ракетах пропелтантный поток, попадающий в камеру, контролируется с использованием клапанов, в твердых ракетах он контролируется путем изменения площади пропеллента, который горит, и это может быть спроектировано в зерно пропеллента (и, следовательно, не может контролироваться в реальном. время).

Ракеты обычно могут быть подавлены до выхода давления примерно на треть давления окружающей среды ^{[ 9 ]} (часто ограничивается разделением потока в сопелах) и до максимального предела, определяемого только механической прочностью двигателя.

На практике, степень, в которой ракеты могут быть дроссельными, сильно варьируется, но большинство ракет могут быть задушены 2 в 2 без сильных трудностей; ^{[ 9 ]} Типичным ограничением является стабильность сжигания, как, например, инжекторам требуется минимальное давление, чтобы избежать запуска повреждений колебаний (нестабильности выдувания или сгорания); Но форсунки могут быть оптимизированы и протестированы на более широкие диапазоны.

Например, некоторые более недавние конструкции двигателей с жидкостью, которые были оптимизированы для большей способности дросселирования ( Be-3 , Raptor ), могут быть задушены до 18–20 процентов номинальной тяги. ^{[ 10 ]}^{[ 3 ]}

Сплошные ракеты могут быть зазубренными, используя формовые зерна, которые изменят площадь их поверхности в ходе ожога. ^{[ 9 ]}

Энергоэффективность

Сопели ракетного двигателя являются удивительно эффективными тепловыми двигателями для получения высокоскоростной струи, вследствие высокой температуры сгорания и высокого соотношения сжатия . Ракетные форсунки дают отличное приближение к адиабатическому расширению , которое является обратимым процессом, и, следовательно, они дают эффективность, которые очень близки к эффективности цикла карно . Учитывая достигнутую температуру, более 60% эффективность может быть достигнута с помощью химических ракет.

Для транспортного средства, использующего ракетный двигатель, энергетическая эффективность очень хороша, если скорость автомобиля приближается или несколько превышает скорость выхлопа (по сравнению с запуском); Но на низких скоростях энергоэффективность достигает 0% с нулевой скоростью (как и во всех реактивных двигателях ). Смотрите энергоэффективность ракеты для более подробной информации.

Отношение тяги к весу

Ракеты из всех реактивных двигателей, действительно из всех двигателей, имеют наибольшее соотношение тяги к весу. Это особенно верно для жидкости, ракетных двигателей.

Эта высокая производительность обусловлена небольшим объемом давления сосудов , которые составляют двигатель - вовлеченные насосы, трубы и камеры сгорания. Отсутствие впускного воздуховода и использование плотного жидкого пропеллента позволяют системе давления быть небольшим и легким, тогда как двигатели протоков должны иметь дело с воздухом, который имеет примерно на три порядка более низкой плотности.

Реактивный или ракетный двигатель	Масса		Толкать		Тяго к Весовое соотношение
Реактивный или ракетный двигатель	(кг)	(фунт)	(KN)	(LBF)	Тяго к Весовое соотношение
RD-0410 ядерный ракетный двигатель ^{[ 11 ]}^{[ 12 ]}	2,000	4,400	35.2	7,900	1.8
J58 Jet Engine ( SR-71 Blackbird ) ^{[ 13 ]}^{[ 14 ]}	2,722	6,001	150	34,000	5.2
Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 Турбопейт с разогревом ( Concorde ) ^{[ 15 ]}	3,175	7,000	169.2	38,000	5.4
Pratt & Whitney F119 ^{[ 16 ]}	1,800	3,900	91	20,500	7.95
RD-0750 РАКЕТА ^{[ 17 ]}	4,621	10,188	1,413	318,000	31.2
RD-0146 РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ^{[ 18 ]}	260	570	98	22,000	38.4
RocketDyne RS-25 ракетный двигатель ^{[ 19 ]}	3,177	7,004	2,278	512,000	73.1
RD-180 ракетный двигатель ^{[ 20 ]}	5,393	11,890	4,152	933,000	78.5
RD-170 РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ	9,750	21,500	7,887	1,773,000	82.5
F-1 ( Saturn V First Stage) ^{[ 21 ]}	8,391	18,499	7,740.5	1,740,100	94.1
NK-33 РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ^{[ 22 ]}	1,222	2,694	1,638	368,000	136.7
Merlin 1D Rocket Engine, полная версия	467	1,030	825	185,000	180.1

Из используемого жидкого топлива плотность является самой низкой для жидкого водорода . Хотя сжигание водорода/кислорода имеет самый высокий специфический импульс любой химической ракеты в использовании, очень низкая плотность водорода (примерно на один четыренадцатый у воды) требует более крупных и более тяжелых турбозсков и трубопроводов, что уменьшает соотношение тяги двигателя к весу ( например, RS-25) по сравнению с теми, которые не используют водород (NK-33).

Механические проблемы

Камеры сгорания ракетных домов обычно работают при довольно высоком давлении, как правило, 10–200 бар (1–20 МПа, 150–3000 фунтов на квадратный дюйм). При работе в рамках значительного атмосферного давления, более высокое давление в камере сгорания обеспечивает лучшую производительность, позволяя устанавливать более крупные и более эффективные сопла, чтобы она была чрезмерно переполнена.

Тем не менее, эти высокие давления приводят к тому, что внешняя часть камеры находится под очень большими напряжениями обручи - ракетные двигатели являются сосудами под давлением .

Хуже того, из -за высоких температур, созданных в ракетных двигателях, используемые материалы, как правило, имеют значительно пониженную прочность на растяжение.

Кроме того, в стенах камеры и сопла устанавливаются значительные температурные градиенты, они вызывают дифференциальное расширение внутреннего лайнера, которые создают внутренние напряжения .

Тяжелые старты

Жесткий старт относится к условию чрезмерного давления во время начала ракетного двигателя при зажигании. В худших случаях это принимает форму неограниченного взрыва, что приводит к повреждению или разрушению двигателя.

Ракетное топливо, гиперголическое или иное, должно быть введено в камеру сгорания с правильной скоростью, чтобы иметь контролируемую скорость производства горячего газа. ^{[ 23 ]} «Жесткий старт» указывает на то, что количество горючих топлива, которое вошло в камеру сгорания до зажигания, было слишком большим. Результатом является чрезмерный всплеск давления, возможно, приводит к структурной неудаче или взрыву.

Избегание жестких стартов включает в себя тщательное время зажигания относительно времени клапана или изменение отношения смеси, чтобы ограничить максимальное давление, которое может возникнуть, или просто обеспечить наличие достаточного источника зажигания до того, как пропеллент попадает в камеру.

Взрывы от жестких стартов обычно не могут происходить с чисто газообразными пропеллентами, поскольку количество газа, присутствующего в камере, ограничено площадью инжектора относительно области горла, а для практических дизайнов слишком быстро выходит масса топлива, чтобы быть проблемой.

Знаменитым примером жесткого старта был взрыв двигателя «1W» Вернера фон Брауна во время демонстрации генералу Уолтера Дорнбергера 21 декабря 1932 года. Задержка зажигания позволила камере заполнить алкоголем и жидким кислородом, что насильственно разразилось. Шрапнель была встроена в стены, но никто не был поражен.

Акустические проблемы

Экстремальная вибрация и акустическая среда внутри ракетного двигателя обычно приводят к пиковым напряжениям значительно выше средних значений, особенно при наличии резонансов, подобных трубам органов и газовой турбулентности. ^{[ 24 ]}

Нестабильность сжигания

Сгорание может отображать нежелательную нестабильность, внезапного или периодического характера. Давление в инъекционной камере может увеличиваться до тех пор, пока пропелтант поток через инжектор не уменьшится; Через мгновение давление падает, а поток увеличивается, вводя больше топлива в камеру сгорания, которая горит через мгновение, и снова увеличивает давление камеры, повторяя цикл. Это может привести к колебаниям давления с высокой амплитудой, часто в ультразвуковом диапазоне, что может повредить двигатель. Колебания ± 200 фунтов на квадратный дюйм при 25 кГц были причиной неудач ранних версий ракетных двигателей Titan II второго этапа. Другой режим отказа - это дефляция к детонационному переходу ; Сверхзвуковая волна давления , образованная в камере сгорания, может уничтожить двигатель. ^{[ 25 ]}

Нестабильность сжигания также была проблемой во время разработки Атласа . Было обнаружено, что двигатели RocketDyne, используемые в семействе Атласа, страдают от этого эффекта в нескольких статических тестах на стрельбу, а три ракетных запуска взорвались на подушке из -за грубого сжигания в бустерных двигателях. В большинстве случаев это произошло при попытке запустить двигатели с методом «сухого старта», посредством которого механизм воспламенителя будет активирован до инъекции топлива. Во время процесса атласа, оцененного человека, для проекта ртуть , решение нестабильности сжигания было высоким приоритетом, а два последних рейса ртути носили модернизированную двигательную систему с пухлыми инжекторами и гиперголическим воспламенением.

Проблема, влияющая на автомобили Atlas, была в основном так называемым феноменом «ипподрома», где горящий топливный пропелтант кружился по кругу на более быстрых и более высоких скоростях, в конечном итоге создавая вибрацию, достаточно сильную, чтобы разрываться на двигатель, что приводит к полному разрушению ракета. В конечном итоге это было решено путем добавления нескольких перегородков вокруг лица инжектора, чтобы расстаться с кружащимся топлива.

Что еще более важно, нестабильность сжигания была проблемой с двигателями Saturn F-1 . Некоторые из протестированных ранних подразделений взорвались во время статического стрельбы, что привело к добавлению перегородок инжектора.

В советской космической программе нестабильность сжигания также доказала проблему с некоторыми ракетными двигателями, включая двигатель RD-107, используемый в семействе R-7, и RD-216, использованный в семействе R-14, и несколько сбоев этих транспортных средств произошли до того, как проблема была решена. Советские инженерные и производственные процессы никогда не удовлетворительно разрешали нестабильность сжигания в более крупных двигателях RP-1/LOX, поэтому двигатель RD-171, используемый для питания семейства Zenit, по-прежнему использовал четыре меньших камера тяги, питаемые общим механизмом двигателя.

Нестабильность сжигания может быть вызвана останками очистки растворителей в двигателе (например, первая попытка запуска титана II в 1962 году), отражающая ударную волну, первоначальную нестабильность после зажигания, взрыв вблизи сопла, которая отражается в камере сжигания, и многие многие больше факторов. В стабильных конструкциях двигателя колебания быстро подавляются; В нестабильных конструкциях они сохраняются в течение длительных периодов. Обычно используются супрессоры колебаний.

Происходят три различных типа нестабильности сгорания:

Выпив

Низкочастотное колебание в давлении камеры ниже 200 герц . Обычно это вызвано изменением давления в линиях подачи из -за изменений в ускорении транспортного средства, когда ракетные двигатели наращивают тягу, закрываются или угнетаются. ^{[ 26 ]}^: 261^{[ 5 ]}^: 146

Выпадение может вызвать ухудшающуюся петлю обратной связи, поскольку циклическое изменение тяги приводит к тому, что продольные вибрации перемещаются вверх по ракете, что приводит к вибрированию топливных линий, что, в свою очередь, не доставляет топливо в двигатели. Это явление известно как « колебания Pogo » или «Pogo», названный в честь палочки Pogo . ^{[ 26 ]}^: 258

В худшем случае это может привести к повреждению полезной нагрузки или транспортного средства. Выдувание может быть сведено к минимуму, используя несколько методов, таких как установка энергии поглощающих устройств на линии подачи. ^{[ 26 ]}^: 259 Выпивка может вызвать визг. ^{[ 5 ]}^: 146

Гудение

Промежуточное колебание частоты при давлении камеры от 200 до 1000 герц . Обычно вызвано недостаточным падением давления на форсунках. ^{[ 26 ]}^: 261 Как правило, это в основном раздражает, а не наносит ущерб.

Известно, что гудение оказывает неблагоприятное воздействие на производительность и надежность двигателя, в первую очередь, поскольку это вызывает усталость материала . ^{[ 5 ]}^: 147 В крайних случаях сжигание может в конечном итоге быть вынужденным через форсунки - это может вызвать взрывы с монопропеллантами. ^{[ Цитация необходима ]} Гудение может вызвать визг. ^{[ 26 ]}^: 261

Визг

Высокочастотные колебания в давлении камеры выше 1000 герц , иногда называемые криками или визгом. Наиболее сразу вредно и труднее контролировать. Это связано с акустикой в камере сгорания, которая часто объединяется с процессами химического сгорания, которые являются основными факторами высвобождения энергии и могут привести к нестабильному резонансному «визгу», что обычно приводит к катастрофическому разрушению из -за разжигания изоляционной тепловой границы. слой. Акустические колебания могут быть возбуждены тепловыми процессами, такими как поток горячего воздуха через трубу или сгорание в камере. В частности, стоящие акустические волны внутри камеры могут быть усилены, если сгорание происходит более интенсивно в областях, где давление акустической волны максимально. ^{[ 27 ]}^{[ 28 ]}^{[ 29 ]}^{[ 26 ]}

Такие эффекты очень трудно предсказать аналитически в процессе проектирования и обычно рассматриваются с помощью дорогостоящего, трудоемкого и обширного тестирования, в сочетании с мерами по исправлению по исправлению по исправлению по ошибкам и ошибкам.

Вз визг часто справляется с подробными изменениями в форсунках, изменениях в химии топлива, испарение топлива перед инъекцией или использованием амортизаторов Гельмгольца в камерах сгорания, чтобы изменить резонансные способы камеры. ^{[ Цитация необходима ]}

двигателя Тестирование на возможность визжания иногда выполняется путем взрыва небольших взрывных зарядов вне камеры сгорания с помощью трубки, устанавливающей тангенциально в камеру сгорания вблизи инжекторов, чтобы определить импульсный отклик , а затем оценить временную реакцию давления камеры- быстрое выздоровление Указывает стабильную систему.

Выхлоп

Для всех, кроме самых маленьких размеров, ракетный выхлоп по сравнению с другими двигателями, как правило, очень шумный. По мере того, как гиперзвуковой выхлоп смешивается с окружающим воздухом, ударные волны образуются . Космический шаттл генерировал более 200 дБ (а) шума вокруг ее основания. Чтобы уменьшить это, и риск повреждения полезной нагрузки или повреждения экипажа на вершине стека, мобильная платформа запуска была оснащена системой подавления звука , которая распыляла 1,1 миллиона литров (290 000 американских гал) воды вокруг основания ракета в 41 году. Секунды во время запуска. Использование этой системы сохранила уровень звука в отсеке полезной нагрузки до 142 дБ. ^{[ 30 ]}

Интенсивность звука от генерируемых ударных волн зависит от размера ракеты и от скорости выхлопа. Такие шоковые волны, кажется, объясняют характерные потрескивающие и всплывающие звуки, производимые большими ракетными двигателями, когда слышат вживую. Эти пики шума, как правило, перегружают микрофоны и аудио -электронику, и поэтому обычно ослаблены или полностью отсутствуют в зарегистрированных или трансляционных размножениях звука. Для больших ракет с близкого расстояния акустические эффекты могут фактически убить. ^{[ 31 ]}

Более тревожные для космических агентств, такие уровни звука также могут повредить структуре запуска или, что еще хуже, быть отражено на сравнительно деликатной ракете выше. Вот почему так много воды обычно используется при запусках. Водяной спрей меняет акустические качества воздуха и уменьшает или отклоняет звуковую энергию от ракеты.

Вообще говоря, шум является наиболее интенсивным, когда ракета находится близко к земле, так как шум от двигателей излечивается от самолета, а также отражается от земли. Кроме того, когда транспортное средство движется медленно, мало из ввода химической энергии в двигатель может привести к увеличению кинетической энергии ракеты (поскольку полезная мощность P, передаваемая на транспортное средство. $P=F*V$ Для тяги F и скорости V ). Затем самая большая часть энергии рассеивается во взаимодействии выхлопных газов с окружающим воздухом, производя шум. Этот шум может быть несколько уменьшен благодаря пламени с крышами, впрыском воды вокруг струи и путем отклонения струи под углом.

Разработка ракетного двигателя

Соединенные Штаты

Развитие индустрии ракетостроения США была сформирована сложной паутиной взаимосвязей между государственными учреждениями, частными компаниями, исследовательскими институтами и другими заинтересованными сторонами.

С момента создания первой компании по ракетным двигателям с жидко-протекальным двигателем ( Reaction Motors, Inc. ) в 1941 году и первой государственной лаборатории ( GALCIT ), посвященной предмету, индустрия ракетного двигателя в США (LPRE) претерпела значительные изменения. По крайней мере 14 американских компаний были вовлечены в разработку, разработку, производство, тестирование и поддержку полетов различных видов ракетных двигателей с 1940 по 2000 год. В отличие от других стран, таких как Россия, Китай или Индия, где только правительство или правительство или правительство или правительство или правительство или правительство или правительство или правительство или правительство Псевдоговерные организации участвуют в этом бизнесе, правительство США в значительной степени полагается на частную отрасль. Эти коммерческие компании имеют важное значение для постоянной жизнеспособности Соединенных Штатов и формы управления, поскольку они конкурируют друг с другом, чтобы обеспечить передовые ракетные двигатели, которые отвечают потребностям правительства, военных и частного сектора. В Соединенных Штатах компания, которая разрабатывает LPRE, обычно заключается в производственном договоре.

Как правило, потребность или спрос на новый ракетный двигатель поступает от правительственных учреждений, таких как НАСА или Министерство обороны . После того, как это необходимо, государственные учреждения могут издавать запросы о предложениях (RFP) о запросе предложений от частных компаний и исследовательских учреждений. Частные компании и исследовательские институты, в свою очередь, могут инвестировать в исследования и разработки (НИОКР) для разработки новых технологий ракетного двигателя, которые отвечают потребностям и спецификациям, изложенным в RFP.

Наряду с частными компаниями, университетами, независимыми исследовательскими институтами и государственными лабораториями также играют решающую роль в исследованиях и разработках ракетных двигателей.

Университеты предоставляют аспирантуру и бакалавриат для обучения квалифицированного технического персонала, и их исследовательские программы часто способствуют развитию технологий ракетостроения. Более 25 университетов в США преподавали или в настоящее время преподают курсы, связанные с жидкими ракетными двигателями (LPRE), а их программы выпускника и бакалавриата считаются одним из их наиболее важных вкладов. Такие университеты, как Принстонский университет, Корнелльский университет, Университет Пердью, Университет штата Пенсильвания, Университет Алабамы, аспирантура военно-морского флота, или Калифорнийский технологический институт, провели отличную работу по исследованиям и разработкам по темам, связанным с индустрией ракетостроения. ^{[ 32 ]} Одним из самых ранних примеров вклада университетов в индустрии ракетных двигателей является работа Galcit в 1941 году. Они продемонстрировали первые ракеты для взлета (Jato) для армии, что привело к созданию лаборатории реактивного движения.

Однако передача знаний от профессоров исследователей и их проектов в индустрию ракетных двигателей была смешанным опытом. В то время как некоторые известные профессора и соответствующие исследовательские проекты положительно повлияли на отраслевую практику и понимание LPRE, связь между университетскими исследованиями и коммерческими компаниями была непоследовательной и слабой. ^{[ 32 ]} Университеты не всегда знали о конкретных потребностях отрасли, и инженеры и дизайнеры в отрасли обладали ограниченными знаниями в области университетских исследований. В результате многие университетские исследовательские программы оставались относительно неизвестными лицами, принимающими решения в отрасли. Кроме того, в последние несколько десятилетий некоторые исследовательские проекты университета, хотя и интересные для профессоров, не были полезны для отрасли из -за отсутствия общения или актуальности для потребностей отрасли. ^{[ 32 ]}

Правительственные лаборатории, в том числе Лаборатория ракетных движений (в настоящее время часть Исследовательской лаборатории ВВС), Центр инженерных испытаний Арнольда, Центр космических полетов НАСА Маршалл, Лаборатория реактивного движения, Стивнис Космический Центр, Учебные площадки Белых Песков и Научно -исследовательский центр НАСА Джон Х. Гленн. , сыграли важную роль в развитии жидких ракетных двигателей (LPRE). ^{[ 32 ]} Они провели беспристрастное тестирование, управляемая работа в США и некоторых неамериканских подрядчиках, провели исследования и разработки, а также предоставили основные средства для тестирования, включая тестовые средства для наказания и моделируемые испытательные средства и ресурсы. Первоначально частные компании или фонды финансировали небольшие испытательные средства, но с 1950 -х годов правительство США финансировало более крупные тестовые средства в государственных лабораториях. Такой подход снизил расходы для правительства, не строили подобные средства на заводах подрядчиков, но увеличили сложность и расходы для подрядчиков. Тем не менее, государственные лаборатории укрепили их значение и способствовали достижениям LPRE.

Программы LPRE подчиняются нескольким отменам в Соединенных Штатах, даже после того, как потратили миллионы долларов на их развитие. Например, LPRE ML LOX/LH2, Titan I и Aerospike RS-2200, а также несколько единиц JATO и большие камеры с некалебными тягами были отменены. Отмена этих программ не была связана с конкретной эффективностью LPRE или любыми проблемами. Вместо этого они были связаны с отменой программ транспортных средств, которые двигатель предназначался для сокращения бюджета, наложенного правительством.

СССР

Россия и бывший Советский Союз были и остаются ведущей в мире страной в развитии и строительстве ракетных двигателей. С 1950 по 1998 год их организации разработали, построили и вводят в эксплуатацию большего количества и более широкий спектр ракетных двигателей жидкости (LPRE), чем любая другая страна. Приблизительно 500 различных LPRE были разработаны до 2003 года. Для сравнения у Соединенных Штатов развились чуть более 300 (до 2003 года). У Советов также были самые пролетые ракетные полеты. с жидкостью У них было больше жидких баллистических ракет и больше космических пусковых транспортных средств, полученных или преобразованных из этих выведенных из эксплуатации баллистических ракет, чем любая другая нация. По состоянию на конец 1998 года россияне (или ранее Советский Союз) успешно запустили 2573 спутники с LPRES или почти 65% от всего мира в общей сложности 3973. Все эти рейсы транспортных средств стали возможными благодаря своевременному развитию подходящего высокого уровня. производительность надежных LPRES. ^{[ 32 ]}

Учреждения и актеры

В отличие от многих других стран, где развитие и производство ракетных двигателей были консолидированы в рамках одной организации, Советский Союз принял другой подход, они создали многочисленные специализированные проектные бюро (DB), которые будут конкурировать за контракты на развитие. Эти дизайнерские бюро, или "Construktorskoye Buro" (KB) на российском языке были государственными организациями, которые были в основном ответственны за проведение исследований, разработки и прототипирования передовых технологий, которые обычно связаны с военным оборудованием , таким как турбоджета двигатели , самолеты, ракеты или или Космические запуска автомобилей .

Проектные бюро , специализирующиеся на ракетных двигателях, часто обладали необходимым персоналом, оборудованием и оборудованием для проведения абораторных испытаний, проточных испытаний и наземных испытаний экспериментальных ракетных двигателей . У некоторых даже были специализированные объекты для тестирования очень больших двигателей, проводя статические сжигания двигателей, установленных на стадиях транспортных средств, или имитировать условия высоты во время тестов двигателя. В некоторых случаях тестирование двигателя, сертификация и контроль качества были переданы на аутсорсинг другим организациям и местам с более подходящими тестовыми объектами. У многих DBS также были жилищные комплексы, гимназии и медицинские учреждения, предназначенные для удовлетворения потребностей своих сотрудников и их семей.

В 1960 -х годах усилия по развитию LPRE в Советском Союзе наблюдались значимся ростом и достигли своего пика в 1970 -х годах. Эта эпоха совпала с холодной войной между Советским Союзом и Соединенными Штатами, характеризующейся интенсивной конкуренцией в достижениях космического полета. Между 14 и 17 проектные бюро и исследовательские институты активно участвовали в разработке LPRE в течение этого периода. Эти организации получили относительно устойчивую поддержку и финансирование из -за высоких приоритетов военного и космического полета , которые способствовали непрерывной разработке новых концепций двигателя и методов производства.

После того, как была создана миссия с новым транспортным средством (ракета или космического корабля), она была передана в проектное бюро, роль которого состояла в том, чтобы контролировать развитие всей ракеты. Если ни один из ранее разработанных ракетных двигателей не отвечал потребностям миссии, новый ракетный двигатель с конкретными требованиями был бы заключен на другое БД, специализируемое на разработке LPR Размеры двигателя). Это означало, что разработка или дизайнерское исследование ракетного двигателя всегда было направлено на конкретное применение, которое влечет за собой заданные требования.

Когда дело доходит до того, что DBS были заключены в контрактах на разработку новых ракетных двигателей, либо было бы выбрано единого дизайнерского бюро, либо несколько дизайнерских бюро будут предоставлены тот же контракт, который иногда приводил к жесткой конкуренции между DBS.

Когда для разработки было выбрано только один БД, это часто было результатом взаимосвязи между главным дизайнером транспортного средства или системы и главным дизайнером Rocket Engine, специализированной DB. Если главный дизайнер автомобиля был доволен предыдущей работой, проделанной определенной дизайнерской бюро, не было необычно видеть постоянную зависимость от этого бюро LPRE для этого класса двигателей. Например, все, кроме одного из LPRE для подводных ракет, были разработаны одним и тем же бюро дизайна для одного и того же основного подрядчика по разработке транспортных средств.

Однако, когда были поддержаны две программы разработки параллельных двигателей, чтобы выбрать превосходную для конкретного приложения, несколько квалифицированных моделей ракетного двигателя никогда не использовались. Эта роскошь выбора не была широко доступна в других странах. Тем не менее, использование дизайнерских бюро также привело к определенным вопросам, включая отмену программ и дублирование. Некоторые крупные программы были отменены, что привело к утилизации или хранению ранее разработанных двигателей.

Одним из заметных примеров дублирования и отмены была разработка двигателей для баллистической ракеты R-9A. Были поддержаны два набора двигателей, но в конечном итоге был выбран только один набор, в результате чего несколько совершенно функциональных двигателей не использовались. Точно так же для амбициозного тяжелого космического носителя NL, предназначенного для лунных и планетарных миссий, Советский Союз развил и внедряет в производство как минимум два двигателя для каждого из шести этапов. Кроме того, они разработали альтернативные двигатели для более продвинутого транспортного средства NL. Тем не менее, программа столкнулась с множеством сбоев полета, и с успешной посадкой на Луну Соединенных Штатов программа была в конечном итоге отменена, оставив Советский Союз с избытком новых квалифицированных двигателей без четкой цели.

Эти примеры демонстрируют сложную динамику и проблемы, с которыми сталкивается Советский Союз по управлению развитием и производством ракетных двигателей с помощью проектных бюро.

Несчастные случаи

Развитие ракетных двигателей в Советском Союзе было отмечено значительными достижениями, но также несло этические соображения из -за многочисленных несчастных случаев и смертельных случаев. С точки зрения научных и технических исследований , этические последствия этих инцидентов проливают свет на сложную связь между технологиями, человеческим фактором и приоритетом научного прогресса по сравнению с безопасностью.

Советский Союз столкнулся с серией трагических несчастных случаев и неудач в разработке и эксплуатации ракетных двигателей. Примечательно, что СССР проводит неудачное различие в том, что он испытал больше травм и смертей, вызванных несчастными случаями ракетного двигателя жидкого топлива (LPRE), чем любая другая страна. Эти инциденты поставили под сомнение этические соображения, связанные с разработкой, тестированием и оперативным использованием ракетных двигателей.

Один из наиболее заметных бедствий произошел в 1960 году, когда баллистическая ракета R-16 попала в катастрофическую аварию на стартовой площадке на заводе Tyuratam . Этот инцидент привел к гибели 124 инженеров и военнослужащих, в том числе Маршала Ми Неделин, бывшего заместителя министра обороны . Взрыв произошел после внезапного зажигания ракетного двигателя второго этапа, что привело к распаде полностью загруженной ракеты. Взрыв был вызван зажиганием и взрывом смешанных гиперголических пропеллентов , состоящих из азотной кислоты с добавками и UDMH (несимметричный диметилгидразин).

В то время как непосредственная причина аварии 1960 года была связана с отсутствием защитных цепей в отделении управления ракетами, этические соображения, связанные с несчастными случаями LPRE в СССР, выходят за рамки конкретных технических сбоев. Секретность, связанная с этими авариями, которая оставалась нераскрытой в течение примерно трех десятилетий, вызывает обеспокоенность по поводу прозрачности, подотчетности и защиты человеческой жизни.

Решение сохранить смертельные аварии LPRE, скрытые от общественного глаза, отражает более широкую этическую дилемму. Советское правительство, движимое стремлением к научному и технологическому превосходству во время холодной войны, стремилось поддерживать образ непобедимости и скрыть неудачи, которые сопровождали их достижения. Эта приоритетность национального престижа в отношении благополучия и безопасности работников поднимает вопросы об этической ответственности государства и вовлеченных организаций.

Тестирование

Ракетные двигатели, как правило, статически испытывают на испытательном заводе перед тем, как они вводят в производство. Для двигателей высокой высоты необходимо использовать либо более короткую форсунку, либо ракета должна быть проверена в большой вакуумной камере.

Безопасность

Ракетные транспортные средства имеют репутацию ненадежности и опасности; Особенно катастрофические неудачи. В отличие от этой репутации, тщательно разработанные ракеты могут быть сделаны произвольно надежными. ^{[ Цитация необходима ]} В военном использовании ракеты не являются ненадежными. Тем не менее, одно из основных невоенных использования ракет-для орбитального запуска. В этом приложении премия обычно размещалась на минимальный вес, и трудно достичь высокой надежности и низкого веса одновременно. Кроме того, если количество запускаемых рейсов на низком уровне, существует очень высокая вероятность того, что дизайн, операции или производственные ошибки, вызывающие уничтожение транспортного средства. ^{[ Цитация необходима ]}

Семья Сатурн (1961–1975)

Двигатель RocketDyne H-1 , используемый в кластере из восьми, на первом этапе Saturn I и Saturn IB стартовых транспортных средств , не имел катастрофических сбоев в 152 двигателях. Двигатель Pratt и Whitney RL10 , используемый в кластере из шести во второй стадии Saturn I, не имел катастрофических сбоев в 36-й полете. ^{[ Примечания 1 ]} Двигатель RocketDyne F-1 , используемый в кластере из пяти на первой стадии Saturn V , не имел сбоев в 65 двигателях. Двигатель RocketDyne J-2 , используемый в кластере из пяти во второй стадии Saturn V, и по отдельности на второй этапе Saturn IB и на третьей стадии Saturn v, не имел катастрофических сбоев в 86 моторных полетах. ^{[ Примечания 2 ]}

Космический челнок (1981–2011)

Космический шаттл сплошной ракету , используемый парами, вызвал один заметный катастрофический сбой у 270 двигателей.

RS -25 , используемый в кластере из трех, вылетел в 46 отремонтированных подразделениях двигателя. Они сделали в общей сложности 405 двигателей без катастрофических сбоев в полете. Одиночный RS-25 сбой двигателя Space Shuttle Challenger в полете произошел во время миссии STS-51-F . ^{[ 33 ]} Эта неудача не оказала влияния на цели или продолжительность миссии. ^{[ 34 ]}

Охлаждение

По причинам эффективности более высокие температуры желательны, но материалы теряют свою силу, если температура становится слишком высокой. Ракеты работают с температурами сгорания, которые могут достигать 6000 ° F (3300 ° C; 3600 К). ^{[ 5 ]}^: 98

Большинство других реактивных двигателей имеют газовые турбины в горячем выхлопном газе. Из -за их большей площади поверхности их труднее охлаждать, и, следовательно, необходимо запустить процессы сгорания при гораздо более низких температурах, теряя эффективность. Кроме того, двигатели воздуховодов используют воздух в качестве окислителя, который содержит 78% в основном нереактивное азот, который разбавляет реакцию и снижает температуры. ^{[ 9 ]} Ракеты не имеют ни одного из этих присущих ограничивателей температуры сгорания.

Температуры, достигнутые при сжигании в ракетных двигателях, часто существенно превышают точки плавления сопла и материалов камеры сгорания (около 1200 К для меди ). Большинство строительных материалов также будут сжигать, если будут подвергаться воздействию высокотемпературного окисления, что приводит к ряду проблем с проектированием. Стены камеры сопла и сгорания не должны разрешать сжигать, расплавлять или испаряться (иногда неразборчиво называют «богатым двигателем выхлопной»).

Ракеты, которые используют общие строительные материалы, такие как алюминиевые, стальные, никелевые или медные сплавы, должны использовать системы охлаждения для ограничения температур, которые испытывают конструкции двигателя. Регенеративное охлаждение , где пропеллент проходит через трубки вокруг камеры сгорания или сопла, и другие методы, такие как охлаждение пленки, используются, чтобы дать более длительный сог и камерку. Эти методы гарантируют, что газообразный тепловой пограничный слой , касающийся материала, содержится ниже температуры, что приведет к катастрофическому отказу материала.

Материальные исключения, которые могут поддерживать температуру сжигания ракеты в определенной степени, - это углерод -углеродные материалы и носитель , хотя оба подвергаются окислению при определенных условиях. Другие рефрактерные сплавы, такие как глинозем, молибден , танталум или вольфрамотр , были опробованы, но были отказаны из -за различных проблем. ^{[ 35 ]}

Технология материалов в сочетании с дизайном двигателя является ограничивающим фактором химических ракет.

В ракетах тепловые потоки , которые могут проходить через стену, являются одними из самых высоких в инженерии; потоки обычно находятся в диапазоне 0,8–80 мВт/м ² (0,5-50 BTU /дюйм ²-sec). ^{[ 5 ]}^: 98 Самые сильные тепловые потоки обнаруживаются в горле, который часто видит дважды, что встречается в соответствующей камере и насадке. Это связано с комбинацией высоких скоростей (которая дает очень тонкий пограничный слой), и, хотя и ниже камеры, высокие температуры, наблюдаемые там. (См. § Сопло выше для температуры в сопло).

В ракетах методы охлаждающей жидкости включают в себя: ^{[ 5 ]}^: 98–99

Аблятивная : камера сгорания внутри стен выстлана материалом, который улавливает тепло и уносит ее с помощью выхлопных газов, когда он испаряется.
Радиационное охлаждение : двигатель изготовлен из одного или нескольких рефрактерных материалов, которые принимают тепловой поток до тех пор, пока ее стена внешней тяги светится красной или белой, излучая тепло.
Охлаждение сброса: криогенный пропеллент, обычно водород , передается вокруг сопла и сбрасывается. Этот метод охлаждения имеет различные проблемы, такие как потраченные на пропеллент. Это используется только редко.
Регенеративное охлаждение : топливо (и, возможно, окислятор) жидкого ракетного двигателя направляется вокруг сопла перед введением в камеру сгорания или предварительную работу. Это наиболее широко применяемый метод охлаждения ракетного двигателя.
Охлаждение пленки: двигатель разработан с рядами нескольких отверстий, выстилающих внутреннюю стену, через которую вводится дополнительный топливо, охлаждая стенку камеры, когда она испаряется. Этот метод часто используется в тех случаях, когда тепловые потоки особенно высоки, вероятно, в сочетании с регенеративным охлаждением . Более эффективный подтип охлаждения пленки - это охлаждение транспирации , в котором пропеллант проходит через пористую стенку камеры внутреннего сгорания и транспираты. До сих пор этот метод не видел использования из -за различных проблем с этой концепцией.

Ракетные двигатели также могут использовать несколько методов охлаждения. Примеры:

Регенеративно и пленка охлаждала камера сгорания и сопло: V-2 ракетный двигатель ^{[ 36 ]}
Регенеративно охлажденная камера сгорания с пленкой охлажденной насадкой Расширение: RocketDyne F-1 двигатель ^{[ 37 ]}
Регенеративно охлаждаемая камера сгорания с подщепленным охлажденным расширением сопла: LR-91 ракетный двигатель ^{[ 38 ]}
Обобным образом и камеру сгорания с охлаждением пленки с растворительным расширением сопла с радиативным охлаждением: движок спуска лунного модуля (LMDE), двигатель сервисной двигательной системы (SPS) ^{[ 39 ]}
и пленка охлаждала камеру сгорания с радиативно охлажденным расширением сопла Радиативно : ^{[ 35 ]}

Во всех случаях еще один эффект, который способствует охлаждению стенки камеры ракетного двигателя, представляет собой тонкий слой газов сгорания ( пограничный слой ), который особенно холоднее температуры сгорания. Нарушение пограничного слоя может происходить во время сбоев охлаждения или нестабильности сгорания, и обычно происходит сбой стены вскоре.

При регенеративном охлаждении второй пограничный слой обнаруживается в каналах охлаждающей жидкости вокруг камеры. Эта толщина пограничного слоя должна быть максимально маленькой, поскольку пограничный слой действует как изолятор между стеной и охлаждающей жидкостью. Это может быть достигнуто, сделав скорость охлаждающей жидкости в каналах максимально высокой. ^{[ 5 ]}^{: 105–106}

Жидкие двигатели часто работают с топливом , что снижает температуру сгорания. Это уменьшает тепловые нагрузки на двигатель и позволяет более низко затрат и упрощенную систему охлаждения. Это также может повысить производительность за счет снижения средней молекулярной массы выхлопа и повышения эффективности, с которой тепло сгорания преобразуется в кинетическую энергию выхлопных газов.

Химия

Ракетные пропеллеты требуют высокой энергии на единицу массы ( конкретной энергии ), которая должна быть сбалансирована с тенденцией высокоэнергетических пропеллентов самопроизвольно взорваться. Предполагая, что химическая потенциальная энергия пропеллентов может быть безопасно хранить, процесс сгорания приводит к тому, что большая тепло выпускается. Значительная доля этого тепла переносится в кинетическую энергию в сопло двигателя, что продвигает ракету вперед в сочетании с массой выпущенных продуктов сгорания.

В идеале вся энергия реакции появляется в виде кинетической энергии выхлопных газов, поскольку скорость выхлопа является единственным наиболее важным параметром производительности двигателя. Тем не менее, настоящие виды выхлопных газов - это молекулы трансляции, вибрации и , которые обычно имеют режимы вращения , с помощью которых можно рассеять энергию. Из них только трансляция может выполнять полезную работу для транспортного средства, и хотя энергия действительно передает между режимами, этот процесс происходит в сроке, намного превышающем время, необходимое для выхлопного выхлопа, чтобы покинуть форсунку.

Чем больше химических связей у молекулы выхлопа, тем больше вращательных и вибрационных мод. Следовательно, обычно желательно, чтобы виды выхлопных газов были максимально простыми, с диатомической молекулой, состоящей из света, обильных атомов, таких как H _2, идеально подходит в практических терминах. Однако в случае химической ракеты водород является реагентом и восстановительным агентом , а не продуктом. , Окислительный агент наиболее обычно кислород или виды, богатые кислородом, должен быть введен в процесс сжигания, добавляя массовые и химические связи с видами выхлопных газов.

Дополнительным преимуществом световых молекул является то, что они могут быть ускорены до высокой скорости при температурах, которые могут содержаться в настоящее время доступными материалами - высокие температуры газа в ракетных двигателях создают серьезные проблемы для технического инженера выживаемых двигателей.

Жидкий водород (LH2) и кислород (LOX, или LO2), являются наиболее эффективными пропеллентами с точки зрения скорости выхлопа, которые широко использовались на сегодняшний день, хотя несколько экзотических комбинаций с участием бора или жидкого озона потенциально лучше в теории, если различные Практические проблемы могут быть решены. ^{[ 40 ]}

При вычислении специфической энергии реакции данной комбинации пропеллетов должна быть включена вся масса пропеллетов (как топлива, так и окисления). Исключением является в случае воздушных двигателей, которые используют атмосферный кислород и, следовательно, должны нести меньше массы для данной выработки энергии. Топливо для автомобильных или турбовых двигателей имеет гораздо лучшую эффективную выходную энергию на единицу массы топлива, которая должна быть переносится, но схожи на единицу массы топлива.

Доступны компьютерные программы, которые предсказывают производительность пропеллентов в ракетных двигателях. ^{[ 41 ]}^{[ 42 ]}^{[ 43 ]}

Зажигание

С жидкими и гибридными ракетами необходимо немедленное воспламенение пропеллентов, когда они впервые попадают в камеру сгорания.

С жидкими пропеллентами (но не газообразными), неспособность воспламениться в течение миллисекундов обычно приводит к тому, что слишком много жидко Катастрофическая неудача сосуда давления. Иногда это называется жестким стартом или быстрой незапланированной разборкой (RUD). ^{[ 44 ]}

Зажигание может быть достигнуто рядом различных методов; Можно использовать пиротехнический заряд, можно использовать плазменную факел, ^{[ Цитация необходима ]} или электрическое зажигание искры ^{[ 4 ]} может быть использован. Некоторые комбинации топлива/окисления зажигают при контакте ( гиперголический ), а негиперголическое топливо можно «химически воспламенено», заполняя топливные линии гиперголическими пропеллентами (популярными в российских двигателях).

Газообразные пропелленты, как правило, не вызовут жестких запуска , с ракеты, общая площадь инжектора меньше, чем горло, поэтому давление камеры имеет тенденцию к окружающей среде до зажигания, а высокое давление не может образовываться, даже если вся камера полна легковоспламеняющегося газа при зажигании.

Сплошные пропелленты обычно воспламеняются одноразовыми пиротехническими устройствами, и сжигание обычно проходит через общее потребление пропеллентов. ^{[ 9 ]}

После зажигания ракетные камеры становятся самодостаточными, и зажигательные зажигатели не требуются, и сжигание обычно происходит посредством общего потребления пропеллентов. Действительно, камеры часто спонтанно возрождаются, если они перезагружаются после того, как их закрыли на несколько секунд. Если не предназначено для повторения, при охлаждении, многие ракеты не могут быть перезапущены без, по крайней мере, без незначительного обслуживания, таких как замена пиротехнического воспламенения или даже заправка пропеллентов. ^{[ 9 ]}

Jet Physics

Ракетные самолеты варьируются в зависимости от ракетного двигателя, проектной высоты, высоты, тяги и других факторов.

Богатые углеродом выхлопные газа из топлива на основе керосина, таких как RP-1, часто имеют оранжевый цвет из-за излучения черного тела несгорающих частиц, в дополнение к синим лебедям . пероксида Ракеты на основе окисления и ракетные самолеты водорода содержат в основном пара и почти невидимы для невооруженного глаза, но ярко сияют в ультрафиолетовых и инфракрасных диапазонах. Самолеты из твердых ракет могут быть очень заметны, так как топлинт часто содержит металлы, такие как элементарный алюминий, который горит апельсиновым белым пламенем и добавляет энергию в процесс сгорания. Ракетные двигатели, которые сжигают жидкий водород и кислород, будут иметь почти прозрачный выхлоп, из -за того, что он в основном перегретый пара (водяной пара), а также немного несгоревшего водорода.

Сопло обычно чрезмерно расширяется на уровне моря, и выхлоп может иметь видимые амортизаторы алмазами через эффект Шлилена, вызванный накапливанием выхлопного газа.

Форма струи варьируется для форсунки с фиксированной площадкой, так как коэффициент расширения варьируется в зависимости от высоты: на большой высоте все ракеты сильно недостаточно разоблачены, и довольно небольшой процент выхлопных газов фактически в конечном итоге расширяется вперед.

Типы ракетных двигателей

Физически питается

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Вода ракета	Частично заполненные контейнер с газированными напитками под давлением с взвешиванием хвоста и носа	Очень просто в строительстве	Высота обычно ограничена несколько сотен футов или около того (мировой рекорд составляет 830 метров или 2723 фута)
Холодный газовый двигатель	Некоммборирующая форма, используемая для двигателей Вернье	Незагромождающий выхлоп	Чрезвычайно низкая производительность

Химически питается

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Твердоподпелляционная ракета	Разжигание, самоподдерживающиеся смеси с твердым топливом/окислителем («зерно») с центральным отверстием и форсункой	Простые, часто нет движущихся частей , достаточно хорошая массовая фракция, разумная я _sp . График удара может быть спроектирован в зерно.	Дроить, заканчивая и правление требуют специальных дизайнов. Обработка проблем из воспламеняемой смеси. Более низкая производительность, чем жидкие ракеты. Если зерновые трещины могут заблокировать сопло с катастрофическими результатами. Зерновые трещины горит и расширяется во время ожога. Заправка сильнее, чем просто заполнение танков. Не может быть выключен после зажигания; Будет стрелять, пока все твердое топливо не будет истощено.
Гибридная ракета	Отдельный окислитель/топливо; Как правило, окислитель жидкость и хранится в баке, а топливо твердое.	Довольно простое, твердое топливо по сути является инертным без окислителя, безопаснее; Трещины не обостряются, не поддаются простым в выключении.	Некоторые окислители являются монопропеллантами, могут взорваться собственными правами; Механическое разрушение твердого топлива может блокировать форсунку (очень редко с прорезиненным топливом), центральное отверстие расширяется по сравнению с ожогом и негативно влияет на отношение смеси.
Монопропеллянтная ракета	Пропеллент (такой как гидразин, перекись водорода или оксид азота) течет по катализатору и экзотермически разлагается; Горячие газы испускаются через сопло.	Простые в концепции, тройные, низкие температуры в камере сгорания	Катализаторы могут быть легко загрязнены, монопропелланты могут взорвать, если загрязнены или спровоцированы, я _, возможно, 1/3 лучших жидкостей
Бипропеллянтная ракета	Два жидкости (обычно жидкие) пропелленты вводятся через инжекторы в камеру сгорания и сгорели.	Эффективное сжигание до ~ 99% с отличным управлением смесями, тройное, может использоваться с турбоземами, которые позволяют невероятно легкие резервуары, может быть безопасным с экстремальной осторожностью	Насосы, необходимые для высокой производительности, стоят дорого для проектирования, огромные тепловые потоки через стенку камеры сгорания могут влиять на повторное использование, режимы отказа включают в себя серьезные взрывы, необходимо много сантехники.
Ракета газа-газа	Бипропеллянт, использующий газовой топливо, как для окисля, так и для топлива	Более высокая производительность, чем пролисты с холодным газом	Более низкая производительность, чем жидкие двигатели
Двойная модульная ракета	Ракета взлетает как бипропеллянтная ракета, затем превращается в использование только одного пропеллера в качестве монопропелланта.	Простота и простота контроля	Более низкая производительность, чем бипропеллянты
Трипропеллянт ракета	Три различных пропеллента (обычно водород, углеводород и жидкий кислород) вводятся в камеру сгорания в различных соотношениях смеси, или несколько двигателей используются с фиксированными соотношениями смесей пропеллетов и дросселированные или закрытые	Снижает вес взлета, поскольку водород легче; Сочетает хорошую тягу к весу с высоким средним I _SP , улучшает полезную нагрузку для запуска с Земли по значительному проценту	Подобные проблемы с бипропеллянтом, но с большим количеством сантехники, больше исследований и разработок
Воздушная ракета	По сути, Ramjet, где впускной воздух сжимается и сжигается от выхлопного выхлопа из ракеты	Маха 0 до Маха 4.5+ (также может запустить Exoatmospheric), хорошая эффективность при Mach 2-4	Подобная эффективность ракеты на низкой скорости или экзоатмосферы, трудностях на входе, относительно неразвитый и неисследованный тип, трудности с охлаждением, очень шумное соотношение тяги/веса аналогично Ramjets.
Turborocket	Комбинированный цикл турбоев/ракета, где в воздушный поток добавляется дополнительный окислитель, такой как кислород, чтобы увеличить максимальную высоту	Очень близко к существующим конструкциям, работает на очень высокой высоте, в широком диапазоне высоты и воздушной скорости	Атмосферная воздушная скорость ограничена тем же диапазоном, что и турбоевский двигатель, ношение окислятора, подобного LOX, может быть опасным. Гораздо тяжелее простых ракет.
Предварительный реактивный двигатель / кружево (комбинированный цикл с ракетой)	Впускной воздух охлаждается до очень низких температур на входе, прежде чем проходить через двигатель Ramjet или Turbojet. Может быть объединен с ракетным двигателем для орбитальной вставки.	Легко проверяется на земле. Возможны высокие соотношения тяги/веса (~ 14) вместе с хорошей топливной эффективностью в широком диапазоне воздушных скоростей, MACH 0–5,5+; Эта комбинация эффективности может позволить запуск на орбите, одноступенчатой или очень быстрой межконтинентальной поездке.	Существует только на стадии прототипирования лаборатории. Примеры включают RB545 , Sabre , Atrex

Электрически питается

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Resistjet Rocket (электрическое отопление)	Энергия передается обычно инертной жидкости, служащей в качестве реакционной массы посредством джоулевого нагрева нагревательного элемента. Также может использоваться для передачи дополнительной энергии монопропелланту.	Эффективно, где электрическая мощность находится на более низкой премии, чем масса. Выше I _SP , чем только монопропеллант, примерно на 40% выше.	Требует большой мощности, следовательно, обычно приносит низкую тягу.
Arcjet Rocket (химическое сжигание с помощью электрического разряда)	Идентично stostjet, за исключением того, что нагревательный элемент заменяется электрической дугой, что устраняет физические требования нагревательного элемента.	1600 секунд я _sp	Очень низкая тяга и высокая мощность, производительность аналогична ионному приводу .
Переменная специфическая импульсная магнитоплазма ракета	Микроволновая нагревая плазма с магнитным горлом/сопло	Переменная I _SP от 1000 секунд до 10000 секунд	Подобное соотношение тяги/веса с ионными приводами (худшие), тепловые проблемы, как и в случае с ионными дисками очень высокие требования к мощности для значительного тяги, действительно нуждаются
Пульсированный плазменный груз (электрический нагрев дуги; излучает плазму)	Плазма используется для разрушения твердого топлива	High I _SP , можно пульсировать и выключаться для управления отношением	Низкая энергетическая эффективность
Ионная двигательная система	Высокие напряжения на земле и плюс стороны	Питается батареем	Низкая тяга, требуется высокое напряжение

Тепло

Предварительно нагрел

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Ракета горячей воды	Горячая вода хранится в резервуаре при высокой температуре / давлении и превращается в пар в форсунке	Просто, довольно безопасно	Низкая общая производительность из -за тяжелого бака; Я _SP до 200 секунд

Солнечный тепло

Солнечная тепловая ракета будет использовать солнечную энергию для непосредственной тепловой реакции , и, следовательно, не требует электрического генератора, как это делают большинство других форм мощного движения солнечной энергии. Солнечная термальная ракета должна нести только средства захвата солнечной энергии, такие как концентраторы и зеркала . Нагретый топливный питатель питается через обычную ракетную форсунку для получения тяги. Тяга двигателя напрямую связана с площадью поверхности солнечного коллектора и локальной интенсивностью солнечного излучения и обратно пропорционально I _SP .

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Солнечная термическая ракета	Пропеллент нагревается солнечным коллекционером	Простой дизайн. Используя пропеллент водорода, 900 секунд I _SP сравнимо с ядерной термо -ракетой без проблем и сложности контроля реакции деления. ^{[ Цитация необходима ]} Способность продуктивно использовать газообразной водород -неизбежный побочный продукт долгосрочного хранения водорода в радиационной тепловой среде пространства-как для орбитального ведения станции, так и для контроля отношения . ^{[ 45 ]}	Полезно только в космосе, так как тяга довольно низкая, но водород традиционно не считается легко хранить в космосе, ^{[ 45 ]} В противном случае умеренные/низкие I _SP , если используются топливные топлива с более высокой молекулярной массой.

Получил тепло

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Светло-лучевая ракета	Пропеллент нагревается световым лучом (часто лазерным), нацеленным на носитель на расстоянии, прямо или косвенно через теплообменник	Простые в принципе, в принципе могут быть достигнуты очень высокие скорости выхлопных газов	~ 1 МВт мощности на кг полезной нагрузки необходимо для достижения орбиты, относительно высокие ускорения, лазеры блокируются облаками, туман, отраженный лазерный свет может быть опасным, в значительной степени необходимо водород монопропеллант для хорошей производительности, которая нуждается Ограничено ~ 600 секунд из -за возрождения света, так как пропеллент/теплообменник становится белым горячим
Микроволновая ракета мощности	Пропеллент нагревается микроволновым лучом, направленным на транспортное средство на расстоянии	I _SP сопоставим с ядерной термической ракетой в сочетании с T/W, сравнимым с обычной ракетой. В то время как Popellant LH ₂ предлагает самую высокую фракцию полезной нагрузки I _SP и ракеты, аммиак или метан экономически превосходят ракеты от земли-орбита из-за их конкретной комбинации высокой плотности и I _SP . Операция SSTO возможна с этими пропеллентами даже для небольших ракет, поэтому не существует местоположения, траектории и шоковых ограничений, добавленных в процессе постановки ракетов. Микроволны 10-100 × дешевле в $/watt, чем лазеры, и имеют всепогодную работу на частотах ниже 10 ГГц.	0,3–3 МВт мощности на кг полезной нагрузки необходимо для достижения орбиты в зависимости от топлива, ^{[ 46 ]} И эта стоимость инфраструктуры для директора BEAM PLUS, а также связанные с ним расходы на НИОКР. Концепции, работающие в области миллиметровой волны, должны бороться с доступностью погоды и участками директоров на высоте балки, а также с эффективными диаметрами передатчиков на 30–300 метров, чтобы продвинуть транспортное средство к LEO. Концепции, работающие в x-диапазоне или ниже, должны иметь эффективные диаметры передатчика, измеренные в километрах, чтобы достичь достаточно тонкого луча, чтобы следовать за транспортным средством к Лео. Передатчики слишком велики, чтобы вписаться на мобильные платформы, поэтому ракеты с микроволновой печи ограничены для запуска возле сайтов директора с фиксированным пучком.

Ядерный термический

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Радиоизотопная ракета/"Пудель" Truster " (Radioaction Decay Energy)	Тепло от радиоактивного распада используется для нагрева водорода	Около 700–800 секунд, почти без движущихся частей	Низкое соотношение тяги/веса.
Ядерная термическая ракета (энергия ядерного деления)	Пропеллент (обычно водород) проходит через ядерный реактор для нагрева до высокой температуры	Я _могу быть высоким, возможно, 900 секунд или более, выше единого соотношения тяги/веса с некоторыми проектами	Максимальная температура ограничена технологией материалов, некоторые радиоактивные частицы могут присутствовать при выхлопных газе. В некоторых конструкциях в некоторых конструкциях, экранирование ядерного реактора тяжело, вряд ли будет разрешено с поверхности земли, соотношение тяги/веса не высокое.

Ядерный

Ядерное движение включает в себя широкий спектр методов движения , которые используют некоторую форму ядерной реакции в качестве основного источника энергии. Были предложены различные виды ядерного движения, и некоторые из них протестированы, на приложения космического корабля:

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Реактор газового ядра (энергия ядерного деления)	Ядерная реакция с использованием реактора деления газообразного состояния в интимном контакте с пропеллентом	Очень горячий топливо, не ограничиваясь тем, что сохранит твердое вещество, я _SP от 1500 до 3000 секунд, но с очень высокой тягой	Трудности у отопления топлива, не теряя делящихся в выхлопных газе, массивные тепловые проблемы, особенно для области сопла/горла, выхлоп почти по своей природе. Варианты ядерной лампочки могут содержать делящиеся, но вырезать I _SP пополам.
Ракета деления (энергия ядерного деления)	Продукты деления непосредственно исчерпаны, чтобы придать тягу.		Теоретический только на этом этапе.
Парус деления (энергия ядерного деления)	Парусной материал покрыт делительным материалом с одной стороны.	Нет движущихся частей, работает в глубоком космосе	Теоретический только на этом этапе.
Ядерная ракета соленой воды (энергия ядерного деления)	Ядерные соли удерживаются в растворе, вызванные реагированием на соле	Очень высоко я, _SP , очень высокая тяга	Тепловые проблемы в сопло, топливный пропеллент может быть нестабильным, очень радиоактивным выхлопом. Теоретический только на этом этапе.
Ядерная пульсная движения (взрывающие делящие/бомбы слияния)	Атомные бомбы в форме взорны за транспортным средством, а взрыв поймал «тарелку»	Очень высокий I _SP , очень высокое соотношение тяги/веса, ни один показатель Shoppers не известен для этой технологии.	Никогда не проверялась, толкающая пластина может отбрасывать фрагменты из -за шока, минимальный размер для ядерных бомб по -прежнему довольно большой, дорогой в небольших масштабах, проблемах с ядерным договором, последствий, когда используется под магнитосферой Земли.
Антивещество катализируемое ядерное пульсное движение (деление и/или энергия слияния)	Ядерное пульсное движение с антиверянием помогает для меньших бомб	Меньшее размер может быть возможно	Сдерживание антиверяния, выработка антивещества в макроскопических количествах в настоящее время невозможно. Теоретический только на этом этапе.
Ракета Fusion (энергия ядерного слияния)	Слияние используется для нагрева топлива	Очень высокая скорость выхлопа	В основном за пределами нынешнего состояния искусства.
Антиматерная ракета (Annihilation Energy)	Антиматерии уничтожение нагревает пропеллент	Чрезвычайно энергичная, очень высокая теоретическая скорость выхлопа	Проблемы с производством и обработкой антивещества; Потери энергии в нейтрино , гамма -лучах , мюзах ; тепловые проблемы. Теоретический только на этом этапе.

История ракетных двигателей

Согласно произведениям римского Аулуса Геллиуса , самый ранний известный пример реактивного движения был в c. 400 г. до н.э., когда греческое пифагорейское здание по имени Архита , подтолкнула деревянную птицу вдоль проводов, используя пар. ^{[ 47 ]}^{[ 48 ]} Тем не менее, он был недостаточно мощным, чтобы взлететь под собственной тягой.

Эолипийский , описанный в первом веке до нашей эры, часто известный как двигатель героя , состоял из пары паровых форсунок, установленных на подшипнике . Он был создан почти два тысячелетия до промышленной революции , но принципы, стоящие за ней, не были полностью поняты, и он не был превращен в практическое источник власти.

Доступность черного порошка для продвижения снарядов была предшественником разработки первой твердой ракеты. девятого века Китайские даосские алхимики обнаружили черный порошок в поисках эликсира жизни ; Это случайное открытие привело к огненным стрелам , которые были первыми ракетными двигателями, которые покинули землю.

Это заявлено ^{[ кем? ]} что «реактивные силы зажиганий, вероятно, не были применены к движению снарядов до 13 -го века». ^{[ Цитация необходима ]} Поворотный момент в ракетных технологиях появился с короткой рукописью под названием Hostes Liber Ignium Ad Comburendos (сокращена как книга пожаров ). Рукопись состоит из рецептов для создания зажигательного оружия с середины восьмого до конца тринадцатого веков, два из которых являются ракетами. Первый рецепт требует одной части колофония и серы, добавленной в шесть частей соленой петры (нитрат калия), растворенных в лавровом масле, а затем вставлен в покое дерево и зажжено, чтобы «внезапно улететь в любое место, которое вы хотите, и сжечь все». Второй рецепт сочетает в себе один фунт серы, два фунта древесного угля и шесть фунтов соленой петры - все тонко измельченные на мраморной плите. Эта порошковая смесь плотно упакована в длинный и узкий корпус. Внедрение соленой петры в пиротехнические смеси соединяют переход от крутящего греческого огня в самоходную ракетическую ракецию. ^{[ 49 ]}

Статьи и книги по предмету ракета все чаще появлялись с пятнадцатого по семнадцатый века. В шестнадцатом веке немецкий военный инженер Конрад Хаас (1509–1576) написал рукопись, которая вводила строительство многосетентных ракет. ^{[ 50 ]}

Ракетные двигатели также использовались Типпу Султаном , королем Майсура . Они обычно состояли из трубки из мягкого кованого железа около 8 дюймов (20 см) и 1 + 1 ~ 2–3 дюйма (3,8–7,6 см) диаметр, закрытый на одном конце, упакованный с помощью черного порошка и привязан к валу бамбука длиной около 4 футов (120 см). Ракета, несущая около одного фунта порошка, может пройти почти 1000 ярдов (910 м). Эти «ракеты», оснащенные мечами, будут проходить несколько метров в воздухе, прежде чем спуститься с краями меча лицом к врагу. Они использовались очень эффективно против Британской империи.

Современная ракетика

Медленное развитие этой технологии продолжилось до конца 19-го века, когда российский Константин Циолковский впервые написал о жидкости ракетных двигателях . Он был первым, кто разработал ракетное уравнение Циолковского , хотя оно не было опубликовано широко в течение нескольких лет.

Современные твердые и жидкости, в начале 20-го века, благодаря американскому физику Роберту Годдарду стали реалии . Годдард был первым, кто использовал сопло De Laval на ракетном двигателе с твердым протеллянтом (порохом), удвоив тягу и повышая эффективность в течение примерно двадцати пяти лет. Это было рождение современного ракетного двигателя. Он рассчитал из своего независимо полученного ракетного уравнения, что ракета разумного размера, используя твердое топливо, может поместить на Луну целую нагрузку в один фунт.

Эпоха жидких ракетных двигателей

Годдард начал использовать жидкие пропелленты в 1921 году, а в 1926 году стал первым, кто запустил жидкости, ракету. Годдард стал пионером использование форсунки De Laval, легких резервуаров для пропеллетов, небольших легких турбозсков, векторации тяги, плавно перечисленного жидкого топливного двигателя, регенеративного охлаждения и охлаждения навеса. ^{[ 9 ]}^{: 247–266}

В конце 1930-х годов немецкие ученые, такие как Вернер фон Браун и Хелмут Уолтер , расследовали установку ракет с жидкостью на военных самолетах ( Heinkel He 112 , он 111 , он 176 и Мессершмит меня 163 ). ^{[ 51 ]}

Турбозм был нанят немецкими учеными во Второй мировой войне. До тех пор охлаждение сопло было проблематичным, и баллистическая ракета A4 использовала разбавленный спирт для топлива, что достаточное снижение температуры сгорания в достаточной степени.

Сгораемое сгорание ( зAMKNOTAYAPAYSEMAEMA ) была впервые предложена Алексай Исаев в 1949 году. Первой поэтапной двигателем сгорания был S1.5400, используемый в советской планетарной ракете, разработанном Мельниковом, бывшим помощником Исаева. ^{[ 9 ]} Примерно в то же время (1959) Николай Кузнецы начал работать над двигателем с закрытым циклом NK-9 для орбитального ICBM Королева, GR-1. Позже Кузнетсова развивался в двигателях NK-15 и NK-33 для неудачной лунной ракета N1 .

На Западе первый лабораторный тестовый двигатель с участием в Германии был построен в Германии в 1963 году Людвигом Боэлкоу .

Жидкие водородные двигатели были впервые успешно разработаны в Америке: двигатель RL-10 впервые пролетел в 1962 году. Его преемник, The Rocketdyne J-2 , использовался в Apollo программы ракете Saturn V для отправки людей на Луну. Высокий специфический импульс и низкая плотность жидкого водорода снизили массу верхней стадии и общий размер и стоимость транспортного средства.

Рекорд для большинства двигателей на одном ракетном полете составляет 44 года, установленная НАСА в 2016 году на черном Бранте . ^{[ 52 ]}

Смотрите также

Сравнение орбитальных ракетных двигателей
Вращающийся детонационный двигатель
Демплением струи , эффект выхлопной струи ракеты, которая имеет тенденцию замедлить скорость вращения автомобиля
Модель ракетных двигателей классификации буквальных букв
NERNA (ядерная энергия для применений ракетных транспортных средств), программа ядерной термолевой ракетной ракеты США
Фотонная ракета
Проект Прометей , Разработка ядерного движения НАСА для длительного пространственного полета, начатый в 2003 году
Технологии ракетного движения (неоднозначности)

Примечания

^ RL10 Однако у случайные сбои (некоторые из них катастрофические) в других случаях использования, поскольку двигатель для верхних этапов кентавра и DCSS DCSS .
^ У J-2 было три преждевременных отключения в полете (два сбоя двигателя на втором этапе на Apollo 6 и один на Apollo 13 ) и одна неспособность перезапустить на орбите (двигатель третьей стадии Apollo 6). Но эти сбои не привели к потере транспортного средства или прерыванием миссии (хотя провал двигателя третьей стадии Apollo 6 для перезапуска вынудил бы прервать миссию, если бы он произошел на лунной миссии с экипажем).

Ссылки

^ Герман Оберт (1970). «Способы к космическому полету» . Перевод оригинального немецкого языка "Wege Zur Raumschiffahrt" (1920). Тунис, Тунис: Агенция Тунисиенн депутаты.
^ Бергин, Крис (2016-09-27). «SpaceX раскрывает свой Mars Game Changer с помощью плана колонизации» . Nasaspaceflight.com . Получено 2016-09-27 .
^ Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} Ричардсон, Дерек (2016-09-27). «Элон Маск демонстрирует межпланетную транспортную систему» . Spaceflight Insider. Архивировано с оригинала 2016-10-01 . Получено 2016-10-20 .
^ Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} Belluscio, Alejandro G. (2016-10-03). «Его движение - эволюция двигателя SpaceX Raptor» . Nasaspaceflight.com . Получено 2016-10-03 .
^ Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} ^в ^{дюймовый} ^и ^фон ^глин ^час Huzel, Dexter K.; Хуан, Дэвид Х. (1 января 1971 года). НАСА SP-125, Конструкция жидких ракетных двигателей, второе издание . НАСА. Архивировано из оригинала (PDF) 24 марта 2017 года . Получено 7 июля 2017 года .
^ Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} ^в ^{дюймовый} Braeunig, Robert A. (2008). «Ракетные пропелленты» . Rocket & Space Technology .
^ Джордж П. Саттон и Оскар Библарз (2010). Элементы ракетного движения (8 -е изд.). Wiley Interscience. ISBN 9780470080245 Полем См. Уравнение 2-14.
^ Джордж П. Саттон и Оскар Библарз (2010). Элементы ракетного движения (8 -е изд.). Wiley Interscience. ISBN 9780470080245 Полем См. Уравнение 3-33.
^ Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} ^в ^{дюймовый} ^и ^фон ^глин ^час Саттон, Джордж П. (2005). История жидких ракетных двигателей . Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики.
^ Фуст, Джефф (2015-04-07). «Blue Origin завершает двигатель BE-3, так как работа BE-4 продолжается» . Космические новости . Получено 2016-10-20 .
^ Уэйд, Марк. "RD-0410" . Энциклопедия Астронавца . Получено 2009-09-25 .
^ РД0410. Ядерный ракетный двигатель. Перспективные космические аппараты [RD0410. Ядерный ракетный двигатель. Продвинутые стартовые автомобили]. KBKHA - Бюро по дизайну химической автоматики . Архивировано из оригинала 30 ноября 2010 года.
^ «Самолет: Lockheed SR-71A Blackbird» . Архивировано из оригинала 2012-07-29 . Получено 2010-04-16 .
^ «Факторные листы: Pratt & Whitney J58 Turbojet» . Национальный музей ВВС США. Архивировано с оригинала 2015-04-04 . Получено 2010-04-15 .
^ «Rolls -Royce Snecma Olympus - Transport News Джейн» . Архивировано из оригинала 2010-08-06 . Получено 2009-09-25 . С Afterburner, Reverser и Splail ... 3175 кг ... Afterburner ... 169,2 кН
^ Военное реактивный двигатель , Рэнд, 2002.
^ "Конструкторское бюро химавтоматики" - Научно-исследовательский комплекс / РД0750. [«Konstruktorskoe Buro Khimavtomatiky» - научный исследовательский комплекс / RD0750.]. KBKHA - Бюро по дизайну химической автоматики . Архивировано из оригинала 26 июля 2011 года.
^ Уэйд, Марк. "RD-0146" . Энциклопедия Астронавца . Получено 2009-09-25 .
^ Ssme
^ "RD-180" . Получено 2009-09-25 .
^ Энциклопедия Astronautica: F-1
^ Astronautix nk-33 вход
^ «Введение топлива в камеру сгорания» (PDF) . IDC онлайн . Получено 16 февраля 2024 года .
^ Саузер, Бриттани. "В чем дело с ракетными вибрациями?" Полем MIT Technology Review . Получено 2018-04-27 .
^ Дэвид К. Стампф (2000). Тициан II: история ракетной программы холодной войны . Университет Арканзас Пресс. ISBN 1-55728-601-9 .
^ Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} ^в ^{дюймовый} ^и ^фон GP Sutton & DM Ross (1975). Элементы ракетного двигателя: введение в инженерию ракет (4 -е изд.). Wiley Interscience. ISBN 0-471-83836-5 Полем См. Главу 8, раздел 6 и особенно раздел 7, RE нестабильность сжигания.
^ Джон У. Струтт (1896). Теория звука - том 2 (2 -е изд.). Macmillan (перепечатано Dover Publications в 1945 году). п. 226. Согласно критерию лорда Рэлея для термоакустических процессов, «если тепло отдается воздуху в момент наибольшей конденсации или извлечь из него в момент наибольшего разрешения, вибрация поощряется. С другой стороны, если тепло Быть дано в момент наибольшего разрешения или абстрагирует в момент наибольшей конденсации, вибрация обескуражена ».
^ Лорд Рэйли (1878) «Объяснение определенных акустических явлений» (а именно, Rijke ) трубка , вып. 18, страницы 319–321.
^ Ec fernandes и mv heitor, "нестационарное пламя и критерий Рэлея" Ф. Кулин; MV Heitor; JH Whitelaw, eds. (1996). Нестационарное сгорание (1 -е изд.). Kluwer Academic Publishers. п. 4. ISBN 0-7923-3888-х .
^ «Система подавления звука» . НАСА. Архивировано из оригинала 2020-08-10 . Получено 2017-02-09 .
^ RC Поттер и MJ Crocker (1966). НАСА CR-566, Методы акустического прогнозирования для ракетных двигателей, в том числе влияние кластерных двигателей и отклоненный поток с веб-сайта Национального управления аэронавтики и космического космоса Лэнгли (НАСА Лэнгли)
^ Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} ^в ^{дюймовый} ^и Саттон, Джордж (2006). История жидких ракетных двигателей . AIAA. ISBN 978-1-56347-649-5 .
^ «Главный двигатель космического челнока» (PDF) . Pratt & Whitney Rocketdyne. 2005. Архивировано из оригинала (PDF) 8 февраля 2012 года . Получено 23 ноября 2011 года .
^ Уэйн Хейл и различные (17 января 2012 г.). «Запрос, связанный с SSME» . Nasaspaceflight.com . Получено 17 января 2012 года .
^ Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} Джордж П. Саттон и Оскар Библарз (2010). Элементы ракетного движения (8 -е изд.). Wiley Interscience. п. 308. ISBN 9780470080245 .
^ «Raketenmotor der A4 (V2) -rakete» (на немецком языке) . Получено 19 сентября 2022 года . Дополнительная линия охлаждающей жидкости берет алкоголь в тонкие отверстия во внутренней камерной стене. Алкоголь течет рядом со стеной, создавая тонкую, испаряющуюся пленку для дополнительного охлаждения.
^ Маккатчон, Кимбл Д. (3 августа 2022 г.). «Мы пилотируемые ракетные движения Эволюция, часть 8.12: Описание двигателя RocketDyne F-1» . Получено 19 сентября 2022 года .
^ Маккатчон, Кимбл Д. (3 августа 2022 г.). «Мы пилотируемые ракетные движения Эволюция, часть 6: ракета Титана» . Получено 19 сентября 2022 года .
^ Bartlett, W.; Киркленд, ZD; Polifka, RW; Смитсон, JC; Спенсер, Гл (7 февраля 1966 г.). Apollo Spacecraft Liquid Primary Mopulsion Systems (PDF) . Хьюстон, Техас: НАСА, Линдон Б. Джонсон Космический центр. п. 8. Архивировано из оригинала 23 августа 2022 года . Получено 10 сентября 2022 года . {{cite book}}: CS1 Maint: Bot: исходный статус URL неизвестен ( ссылка )
^ Переписка в группе новостей , 1998–99 гг.
^ Сложные расчеты химического равновесия и ракетных характеристик , Cpropep-Web
^ Инструмент для анализа ракетного движения , RPA
^ Компьютерная программа NASA Химическое равновесие с приложениями , CEA
^ Свитак, Эми (2012-11-26). "Сокол 9 Руд?" Полем Авиационная неделя . Архивировано из оригинала 2014-03-21 . Получено 2014-03-21 .
^ Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} Зеглер, Фрэнк; Бернард Куттер (2010-09-02). «Развитие в архитектуру космической транспортировки на основе депо» (PDF) . AIAA Space 2010 Конференция и экспозиция . AIAA. Архивировано из оригинала (PDF) 2011-07-17 . Получено 2011-01-25 . Смотрите страницу 3.
^ Паркин, Кевин. "Микроволновые термо -ракет" . Получено 8 декабря 2016 года .
^ Leofranc Holford-Strevens (2005). Аулус Геллиус: автор Антонина и его достижение (пересмотренная в мягкой обложке изд.). Издательство Оксфордского университета. ISBN 0-19-928980-8 .
^ Чисхолм, Хью , изд. (1911). "Архиты" . Encyclopædia Britannica . Тол. 2 (11 -е изд.). Издательство Кембриджского университета. п. 446.
^ Фон Браун, Вернер; Ordway III, Frederick I. (1976). Красные блики Ракеты . Гарден Сити, Нью -Йорк: якорь -пресса/ Doubleday. п. 5 ISBN 978-0-385-07847-4 .
^ Фон Браун, Вернер; Ordway III, Frederick I. (1976). Красные блики Ракеты . Гарден Сити, Нью -Йорк: якорь -пресса/ Doubleday. п. 11 ISBN 978-0-385-07847-4 .
^ Lutz Warsitz (2009). Первый пилот реактивного самолета - история немецкого пилота -тестирования Эриха Варсица . Pen and Sword Ltd. ISBN 978-1-84415-818-8 Полем Включает эксперименты фон Брауна и Хелмута Уолтера с ракетными самолетами. Английское издание.
^ «НАСА и военно -морской флот устанавливают мировой рекорд для большинства двигателей в одном ракетном полете» . Space.com . 19 августа 2016 года.

Внешние ссылки

[RL10-33] RL10 Однако у случайные сбои (некоторые из них катастрофические) в других случаях использования, поскольку двигатель для верхних этапов кентавра и DCSS DCSS .

[J2fail-34] У J-2 было три преждевременных отключения в полете (два сбоя двигателя на втором этапе на Apollo 6 и один на Apollo 13 ) и одна неспособность перезапустить на орбите (двигатель третьей стадии Apollo 6). Но эти сбои не привели к потере транспортного средства или прерыванием миссии (хотя провал двигателя третьей стадии Apollo 6 для перезапуска вынудил бы прервать миссию, если бы он произошел на лунной миссии с экипажем).

[ways-1] Герман Оберт (1970). «Способы к космическому полету» . Перевод оригинального немецкого языка "Wege Zur Raumschiffahrt" (1920). Тунис, Тунис: Агенция Тунисиенн депутаты.

[nsf20160927-2] Бергин, Крис (2016-09-27). «SpaceX раскрывает свой Mars Game Changer с помощью плана колонизации» . Nasaspaceflight.com . Получено 2016-09-27 .

[sfi20160927-3] Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} Ричардсон, Дерек (2016-09-27). «Элон Маск демонстрирует межпланетную транспортную систему» . Spaceflight Insider. Архивировано с оригинала 2016-10-01 . Получено 2016-10-20 .

[nsf20161003-4] Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} Belluscio, Alejandro G. (2016-10-03). «Его движение - эволюция двигателя SpaceX Raptor» . Nasaspaceflight.com . Получено 2016-10-03 .

[HuzelAndHuang-5] Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} ^в ^{дюймовый} ^и ^фон ^глин ^час Huzel, Dexter K.; Хуан, Дэвид Х. (1 января 1971 года). НАСА SP-125, Конструкция жидких ракетных двигателей, второе издание . НАСА. Архивировано из оригинала (PDF) 24 марта 2017 года . Получено 7 июля 2017 года .

[spec_impulse-6] Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} ^в ^{дюймовый} Braeunig, Robert A. (2008). «Ракетные пропелленты» . Rocket & Space Technology .

[7] Джордж П. Саттон и Оскар Библарз (2010). Элементы ракетного движения (8 -е изд.). Wiley Interscience. ISBN 9780470080245 Полем См. Уравнение 2-14.

[8] Джордж П. Саттон и Оскар Библарз (2010). Элементы ракетного движения (8 -е изд.). Wiley Interscience. ISBN 9780470080245 Полем См. Уравнение 3-33.

[Sutton-9] Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} ^в ^{дюймовый} ^и ^фон ^глин ^час Саттон, Джордж П. (2005). История жидких ракетных двигателей . Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики.

[sn20150407-10] Фуст, Джефф (2015-04-07). «Blue Origin завершает двигатель BE-3, так как работа BE-4 продолжается» . Космические новости . Получено 2016-10-20 .

[astronautix1-11] Уэйд, Марк. "RD-0410" . Энциклопедия Астронавца . Получено 2009-09-25 .

[KBKhA-RD0410-12] РД0410. Ядерный ракетный двигатель. Перспективные космические аппараты [RD0410. Ядерный ракетный двигатель. Продвинутые стартовые автомобили]. KBKHA - Бюро по дизайну химической автоматики . Архивировано из оригинала 30 ноября 2010 года.

[13] «Самолет: Lockheed SR-71A Blackbird» . Архивировано из оригинала 2012-07-29 . Получено 2010-04-16 .

[14] «Факторные листы: Pratt & Whitney J58 Turbojet» . Национальный музей ВВС США. Архивировано с оригинала 2015-04-04 . Получено 2010-04-15 .

[15] «Rolls -Royce Snecma Olympus - Transport News Джейн» . Архивировано из оригинала 2010-08-06 . Получено 2009-09-25 . С Afterburner, Reverser и Splail ... 3175 кг ... Afterburner ... 169,2 кН

[16] Военное реактивный двигатель , Рэнд, 2002.

[KBKhA-RD0750-17] "Конструкторское бюро химавтоматики" - Научно-исследовательский комплекс / РД0750. [«Konstruktorskoe Buro Khimavtomatiky» - научный исследовательский комплекс / RD0750.]. KBKHA - Бюро по дизайну химической автоматики . Архивировано из оригинала 26 июля 2011 года.

[astronautix2-18] Уэйд, Марк. "RD-0146" . Энциклопедия Астронавца . Получено 2009-09-25 .

[19] Ssme

[20] "RD-180" . Получено 2009-09-25 .

[21] Энциклопедия Astronautica: F-1

[NK33-22] Astronautix nk-33 вход

[23] «Введение топлива в камеру сгорания» (PDF) . IDC онлайн . Получено 16 февраля 2024 года .

[24] Саузер, Бриттани. "В чем дело с ракетными вибрациями?" Полем MIT Technology Review . Получено 2018-04-27 .

[titan2-25] Дэвид К. Стампф (2000). Тициан II: история ракетной программы холодной войны . Университет Арканзас Пресс. ISBN 1-55728-601-9 .

[sutton1975-26] Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} ^в ^{дюймовый} ^и ^фон GP Sutton & DM Ross (1975). Элементы ракетного двигателя: введение в инженерию ракет (4 -е изд.). Wiley Interscience. ISBN 0-471-83836-5 Полем См. Главу 8, раздел 6 и особенно раздел 7, RE нестабильность сжигания.

[strutt1896-27] Джон У. Струтт (1896). Теория звука - том 2 (2 -е изд.). Macmillan (перепечатано Dover Publications в 1945 году). п. 226. Согласно критерию лорда Рэлея для термоакустических процессов, «если тепло отдается воздуху в момент наибольшей конденсации или извлечь из него в момент наибольшего разрешения, вибрация поощряется. С другой стороны, если тепло Быть дано в момент наибольшего разрешения или абстрагирует в момент наибольшей конденсации, вибрация обескуражена ».

[28] Лорд Рэйли (1878) «Объяснение определенных акустических явлений» (а именно, Rijke ) трубка , вып. 18, страницы 319–321.

[29] Ec fernandes и mv heitor, "нестационарное пламя и критерий Рэлея" Ф. Кулин; MV Heitor; JH Whitelaw, eds. (1996). Нестационарное сгорание (1 -е изд.). Kluwer Academic Publishers. п. 4. ISBN 0-7923-3888-х .

[30] «Система подавления звука» . НАСА. Архивировано из оригинала 2020-08-10 . Получено 2017-02-09 .

[CR566-31] RC Поттер и MJ Crocker (1966). НАСА CR-566, Методы акустического прогнозирования для ракетных двигателей, в том числе влияние кластерных двигателей и отклоненный поток с веб-сайта Национального управления аэронавтики и космического космоса Лэнгли (НАСА Лэнгли)

[:0-32] Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} ^в ^{дюймовый} ^и Саттон, Джордж (2006). История жидких ракетных двигателей . AIAA. ISBN 978-1-56347-649-5 .

[P&WFS-35] «Главный двигатель космического челнока» (PDF) . Pratt & Whitney Rocketdyne. 2005. Архивировано из оригинала (PDF) 8 февраля 2012 года . Получено 23 ноября 2011 года .

[Hale-36] Уэйн Хейл и различные (17 января 2012 г.). «Запрос, связанный с SSME» . Nasaspaceflight.com . Получено 17 января 2012 года .

[RocketProp8-37] Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} Джордж П. Саттон и Оскар Библарз (2010). Элементы ракетного движения (8 -е изд.). Wiley Interscience. п. 308. ISBN 9780470080245 .

[38] «Raketenmotor der A4 (V2) -rakete» (на немецком языке) . Получено 19 сентября 2022 года . Дополнительная линия охлаждающей жидкости берет алкоголь в тонкие отверстия во внутренней камерной стене. Алкоголь течет рядом со стеной, создавая тонкую, испаряющуюся пленку для дополнительного охлаждения.

[39] Маккатчон, Кимбл Д. (3 августа 2022 г.). «Мы пилотируемые ракетные движения Эволюция, часть 8.12: Описание двигателя RocketDyne F-1» . Получено 19 сентября 2022 года .

[40] Маккатчон, Кимбл Д. (3 августа 2022 г.). «Мы пилотируемые ракетные движения Эволюция, часть 6: ракета Титана» . Получено 19 сентября 2022 года .

[41] Bartlett, W.; Киркленд, ZD; Polifka, RW; Смитсон, JC; Спенсер, Гл (7 февраля 1966 г.). Apollo Spacecraft Liquid Primary Mopulsion Systems (PDF) . Хьюстон, Техас: НАСА, Линдон Б. Джонсон Космический центр. п. 8. Архивировано из оригинала 23 августа 2022 года . Получено 10 сентября 2022 года . {{cite book}}: CS1 Maint: Bot: исходный статус URL неизвестен ( ссылка )

[42] Переписка в группе новостей , 1998–99 гг.

[43] Сложные расчеты химического равновесия и ракетных характеристик , Cpropep-Web

[44] Инструмент для анализа ракетного движения , RPA

[45] Компьютерная программа NASA Химическое равновесие с приложениями , CEA

[aw20121126-46] Свитак, Эми (2012-11-26). "Сокол 9 Руд?" Полем Авиационная неделя . Архивировано из оригинала 2014-03-21 . Получено 2014-03-21 .

[aiaa20100902-47] Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} Зеглер, Фрэнк; Бернард Куттер (2010-09-02). «Развитие в архитектуру космической транспортировки на основе депо» (PDF) . AIAA Space 2010 Конференция и экспозиция . AIAA. Архивировано из оригинала (PDF) 2011-07-17 . Получено 2011-01-25 . Смотрите страницу 3.

[48] Паркин, Кевин. "Микроволновые термо -ракет" . Получено 8 декабря 2016 года .

[49] Leofranc Holford-Strevens (2005). Аулус Геллиус: автор Антонина и его достижение (пересмотренная в мягкой обложке изд.). Издательство Оксфордского университета. ISBN 0-19-928980-8 .

[50] Чисхолм, Хью , изд. (1911). "Архиты" . Encyclopædia Britannica . Тол. 2 (11 -е изд.). Издательство Кембриджского университета. п. 446.

[51] Фон Браун, Вернер; Ordway III, Frederick I. (1976). Красные блики Ракеты . Гарден Сити, Нью -Йорк: якорь -пресса/ Doubleday. п. 5 ISBN 978-0-385-07847-4 .

[52] Фон Браун, Вернер; Ordway III, Frederick I. (1976). Красные блики Ракеты . Гарден Сити, Нью -Йорк: якорь -пресса/ Doubleday. п. 11 ISBN 978-0-385-07847-4 .

[53] Lutz Warsitz (2009). Первый пилот реактивного самолета - история немецкого пилота -тестирования Эриха Варсица . Pen and Sword Ltd. ISBN 978-1-84415-818-8 Полем Включает эксперименты фон Брауна и Хелмута Уолтера с ракетными самолетами. Английское издание.

[54] «НАСА и военно -морской флот устанавливают мировой рекорд для большинства двигателей в одном ракетном полете» . Space.com . 19 августа 2016 года.

[ 1 ]

[ 2 ]

[ 3 ]

[ 4 ]

[ 5 ]

[ 6 ]

[ 7 ]

[ 8 ]

[ 9 ]

[ 10 ]

[ 11 ]

[ 12 ]

[ 13 ]

[ 14 ]

[ 15 ]

[ 16 ]

[ 17 ]

[ 18 ]

[ 19 ]

[ 20 ]

[ 21 ]

[ 22 ]

[ 23 ]

[ 24 ]

[ 25 ]

[ 26 ]

[ 27 ]

[ 28 ]

[ 29 ]

[ 30 ]

[ 31 ]

[ 32 ]

[ Примечания 1 ]

[ Примечания 2 ]

[ 33 ]

[ 34 ]

[ 35 ]

[ 36 ]

[ 37 ]

[ 38 ]

[ 39 ]

[ 40 ]

[ 41 ]

[ 42 ]

[ 43 ]

[ 44 ]

[ 45 ]

[ 46 ]

[ 47 ]

[ 48 ]

[ 49 ]

[ 50 ]

[ 51 ]

[ 52 ]

v Т и Тепловые двигатели
Двигатель карно Флюидин Газовая турбина Горячий воздух Самолет Минто колесо Фото-карновый двигатель Поршень Поршень без (ротари) Трубка Ракета Расколоть Steam (возврат) Паровая турбина Aweset Стирлинг Термоакустический Мансон Двигатель
Бил номер Западный номер
Временная шкала технологии теплового двигателя
Термодинамический цикл

Базы данных управления авторитетом
National	Germany United States Japan Czech Republic Israel
Other	NARA