Ракетный двигатель

RS-68 НАСА. проходит испытания в Космическом центре Стеннис

Ракетный двигатель Viking 5C, используемый на кораблях Ariane 1 – Ariane 4.

Ракетный двигатель использует запасенное ракетное топливо в качестве реакционной массы для формирования высокоскоростной реактивной струи жидкости, обычно высокотемпературного газа. Ракетные двигатели — это реактивные двигатели , создающие тягу за счет выброса массы назад в соответствии с третьим законом Ньютона . В большинстве ракетных двигателей для получения необходимой энергии используется сгорание реактивных химикатов, но существуют и негорючие формы, такие как двигатели на холодном газе и ядерные тепловые ракеты . Транспортные средства, приводимые в движение ракетными двигателями, обычно используются баллистическими ракетами (обычно они используют твердое топливо ) и ракетами . Ракетные транспортные средства имеют собственный окислитель , в отличие от большинства двигателей внутреннего сгорания, поэтому ракетные двигатели можно использовать в вакууме для приведения в движение космических кораблей и баллистических ракет .

По сравнению с другими типами реактивных двигателей ракетные двигатели являются самыми легкими и обладают самой высокой тягой, но наименее экономичны по топливу (имеют самый низкий удельный импульс ). Идеальный выхлоп — это водород , самый легкий из всех элементов, но химические ракеты производят смесь более тяжелых веществ, что снижает скорость выхлопа.

Ракетные двигатели становятся более эффективными на высоких скоростях из-за эффекта Оберта .

Терминология

Здесь слово «ракета» используется как сокращение от «ракетный двигатель».

В тепловых ракетах используется инертное топливо, нагреваемое электричеством ( электротермическая двигательная установка ) или ядерным реактором ( ядерная тепловая ракета ).

Химические ракеты работают за счет экзотермических окислительно-восстановительных химических реакций топлива:

• Твердотопливные ракеты (или твердотопливные ракеты или двигатели ) — это химические ракеты, в которых топливо используется в твердом состоянии .
• В жидкостных ракетах используется одно или несколько видов топлива в жидком состоянии, подаваемых из баков.
• Гибридные ракеты используют твердое топливо в камере сгорания, к которому второй жидкий или газовый окислитель или топливо для обеспечения сгорания. добавляется
• В монотопливных ракетах используется одно топливо, разлагаемое катализатором . Наиболее распространенными монотопливами являются гидразин и перекись водорода .

Принцип работы

Упрощенная схема жидкотопливной ракеты:

1. для жидкого топлива Бак
2. с жидким окислителем Резервуар
3. Насосы подают топливо и окислитель под высоким давлением.
4. Камера сгорания смешивает и сжигает топливо.
5. Выхлопное сопло расширяется и ускоряет струю газа, создавая тягу.
6. Выхлоп выходит из сопла.

Упрощенная схема твердотопливной ракеты:

1. Смесь твердого топлива и окислителя (горячего топлива), упакованная в корпус
2. Воспламенитель инициирует горение топлива.
3. Центральное отверстие в топливе действует как камера сгорания .
4. Выхлопное сопло расширяется и ускоряет струю газа, создавая тягу.
5. Выхлоп выходит из сопла.

Ракетные двигатели создают тягу за счет выброса выхлопной жидкости , которая разгоняется до высокой скорости через реактивное сопло . Жидкость обычно представляет собой газ, создаваемый при высоком давлении (от 150 до 4350 фунтов на квадратный дюйм (от 10 до 300 бар)) при сжигании твердого или жидкого топлива , состоящего из компонентов топлива и окислителя , в камере сгорания . По мере расширения газов через сопло они разгоняются 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 желательны высокие температуры и давления ) диктуют, что для достижения наилучшего теплового КПД . Ядерные тепловые ракеты обладают более высокой эффективностью, но в настоящее время имеют экологические проблемы , которые не позволяют их обычное использование в атмосфере Земли и окололунном пространстве .

Для моделей ракетной техники доступной альтернативой сжиганию является водяная ракета, находящаяся под давлением сжатого воздуха, углекислого газа , азота или любого другого легкодоступного инертного газа.

Порох

Ракетное топливо — это масса, которая хранится, обычно в резервуаре той или иной формы, или внутри самой камеры сгорания, прежде чем быть выброшена из ракетного двигателя в виде струи жидкости для создания тяги.

Наиболее часто используются химические ракетные топлива. Они подвергаются экзотермическим химическим реакциям, в результате чего образуется струя горячего газа для приведения в движение. Альтернативно, химически инертная реакционная масса может быть нагрета источником энергии высокой энергии через теплообменник вместо камеры сгорания.

Твердое ракетное топливо готовится из смеси топлива и окислительных компонентов, называемых зерном , а корпус хранения топлива фактически становится камерой сгорания.

Инъекция

Ракеты на жидком топливе подают отдельные компоненты топлива и окислителя в камеру сгорания, где они смешиваются и сгорают. Гибридные ракетные двигатели используют комбинацию твердого и жидкого или газообразного топлива. И жидкостные, и гибридные ракеты используют форсунки для подачи топлива в камеру. Часто это набор простых форсунок – отверстий, через которые топливо выходит под давлением; но иногда могут быть и более сложные распылители. Когда впрыскиваются два или более пороха, струи обычно намеренно вызывают столкновение порохов, поскольку это разбивает поток на более мелкие капли, которые легче горят.

Камера сгорания

Для химических ракет камера сгорания обычно имеет цилиндрическую форму, и держатели пламени , используемые для удержания части сгорания в части камеры сгорания с более медленным течением, не нужны. Размеры цилиндра таковы, что топливо способно полностью сгореть; разные ракетные топлива Для этого требуют разных размеров камеры сгорания.

Это приводит к числу, называемому $L^{*}$, характерная длина :

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

где:

• $V_{c}$ это объем камеры
• $A_{t}$ – площадь горловины сопла.

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

Температуры и давления, которые обычно достигаются в камере сгорания ракеты для достижения практического теплового КПД, являются экстремальными по сравнению с без дожигания воздушно-реактивным двигателем . В атмосфере отсутствует азот, разбавляющий и охлаждающий горение, поэтому топливная смесь может достигать истинных стехиометрических соотношений. Это, в сочетании с высоким давлением, означает, что скорость теплопроводности через стены очень высока.

Чтобы топливо и окислитель попали в камеру сгорания, давление порохов, поступающих в камеру сгорания, должно превышать давление внутри самой камеры сгорания. Этого можно достичь с помощью различных конструктивных подходов, включая турбонасосы или, в более простых двигателях, за счет достаточного давления в баке для продвижения потока жидкости. Давление в баке может поддерживаться несколькими способами, включая систему наддува гелием под высоким давлением , обычную для многих крупных ракетных двигателей, или, в некоторых более новых ракетных системах, путем стравливания газа под высоким давлением из цикла двигателя для автоматического создания давления в топливе. танки Например, газовая система самонагнетания космического корабля SpaceX Starship является важной частью стратегии SpaceX по сокращению количества жидкостей для ракет-носителей с пяти в их устаревшем семействе транспортных средств Falcon 9 до двух в Starship, устраняя не только гелиевый баллон, но и все гиперголические жидкости. топливо, а также азот холодного газа для двигателей управления реакцией .

Сопло

Основная статья: Сопло ракетного двигателя

Тяга ракеты создается давлением, действующим в камере сгорания и сопле. Согласно третьему закону Ньютона, на выхлоп действуют равные и противоположные давления, и это разгоняет его до больших скоростей.

Горячему газу, образующемуся в камере сгорания, позволяют выйти через отверстие («горло»), а затем через расширяющуюся секцию расширения. При подаче на сопло достаточного давления (примерно в 2,5–3 раза превышающего давление окружающей среды) сопло дросселируется и образуется сверхзвуковая струя, резко ускоряющая газ, преобразующая большую часть тепловой энергии в кинетическую. Скорость выхлопа варьируется в зависимости от степени расширения, на которую рассчитано сопло, но скорости выхлопа, в десять раз превышающие скорость звука в воздухе на уровне моря, не являются редкостью. Около половины тяги ракетного двигателя создается за счет неуравновешенного давления внутри камеры сгорания, а остальная часть - за счет давления, действующего на внутреннюю часть сопла (см. Диаграмму). Когда газ расширяется ( адиабатически ), давление на стенки сопла заставляет ракетный двигатель двигаться в одном направлении, одновременно ускоряя газ в другом.

Четыре режима расширения сопла Лаваля: • недорасширение • идеальное расширение • перерасширение • сильно перерасширение

Наиболее часто используемым соплом является сопло Лаваля , сопло фиксированной геометрии с высокой степенью расширения. Большое сопло в форме колокола или конуса за горловиной придает ракетному двигателю характерную форму.

на выходе Статическое давление выхлопной струи зависит от давления в камере и соотношения площади выхода к горловине сопла. Поскольку выходное давление отличается от окружающего (атмосферного) давления, говорят, что дросселируемое сопло

• недорасширенный (давление на выходе больше окружающего),
• идеально расширяется (давление на выходе равно атмосферному),
• чрезмерно расширен (давление на выходе ниже окружающего; ударные алмазы ) или за пределами сопла образуются
• сильно перерасширен ( ударная волна ). внутри сопла образуется

На практике идеальное расширение достижимо только с помощью сопла с регулируемой площадью выхода (поскольку давление окружающей среды уменьшается с увеличением высоты) и невозможно выше определенной высоты, поскольку давление окружающей среды приближается к нулю. Если сопло расширено не идеально, то происходит потеря эффективности. Сильно расширенные сопла теряют меньшую эффективность, но могут вызвать механические проблемы с соплом. Сопла фиксированной площади становятся все более недорасширенными по мере набора высоты. Почти все сопла Лаваля во время запуска в атмосфере на мгновение сильно расширяются.

На эффективность сопла влияет работа в атмосфере, поскольку атмосферное давление меняется с высотой; но из-за сверхзвуковых скоростей газа, выходящего из ракетного двигателя, давление струи может быть как ниже, так и выше атмосферного, и равновесие между ними не достигается на всех высотах (см. Диаграмму).

Противодавление и оптимальное расширение

Для оптимальной производительности давление газа на конце сопла должно равняться давлению окружающей среды: если давление выхлопных газов ниже, чем давление окружающей среды, то скорость автомобиля будет замедляться из-за разницы давлений в верхней части двигателя. и выход; с другой стороны, если давление выхлопных газов выше, то давление выхлопных газов, которое могло бы быть преобразовано в тягу, не преобразуется, и энергия теряется.

Чтобы поддерживать этот идеал равенства между давлением на выходе выхлопных газов и давлением окружающей среды, диаметр сопла должен будет увеличиваться с высотой, что даст давлению более длинное сопло для воздействия (и уменьшит давление на выходе и температуру). Это увеличение трудно обеспечить упрощенным способом, хотя оно обычно осуществляется с другими типами реактивных двигателей. В ракетной технике обычно используется легкое компромиссное сопло, и некоторое снижение атмосферных характеристик происходит при использовании на высоте, отличной от «расчетной», или при дросселировании. Чтобы улучшить эту ситуацию, были предложены различные экзотические конструкции сопел, такие как пробковое сопло , ступенчатое сопло , расширяющееся сопло и аэроспайк , каждая из которых обеспечивает некоторый способ адаптации к изменению давления окружающего воздуха и каждая позволяет газу расширяться дальше против сопла. , обеспечивая дополнительную тягу на больших высотах.

При выпуске воздуха в достаточно низкое давление окружающей среды (вакуум) возникает несколько проблем. Одним из них является чистый вес сопла: после определенного момента для конкретного автомобиля дополнительный вес сопла перевешивает любую полученную производительность. Во-вторых, поскольку выхлопные газы адиабатически расширяются внутри сопла, они охлаждаются, и в конечном итоге некоторые химикаты могут замерзнуть, образуя «снег» внутри струи. Это вызывает нестабильность струи, и этого следует избегать.

В сопле Лаваля отрыв потока выхлопных газов происходит в сильно расширенном сопле. Поскольку точка отделения не будет равномерной вокруг оси двигателя, на двигатель может быть воздействована боковая сила. Эта боковая сила может со временем измениться и привести к проблемам с управлением ракетой-носителем.

Усовершенствованные конструкции с компенсацией высоты , такие как аэроспайк или пробковое сопло , пытаются минимизировать потери производительности, приспосабливаясь к изменяющейся степени расширения, вызванной изменением высоты.

Эффективность топлива

Смотрите также: Удельный импульс

Типичные профили температуры (T), давления (p) и скорости (v) в сопле Лаваля

Чтобы ракетный двигатель был эффективным по топливу, важно, чтобы определенное количество топлива создавало на стенках камеры и сопла максимально возможное давление; поскольку это источник тяги. Этого можно добиться всеми способами:

• нагрев топлива до максимально высокой температуры (с использованием высокоэнергетического топлива, содержащего водород и углерод, а иногда и металлы, такие как алюминий , или даже с использованием ядерной энергии)
• использование газа с низкой удельной плотностью (настолько богатого водородом, насколько это возможно)
• использование порохов, которые представляют собой простые молекулы с небольшим количеством степеней свободы или разлагаются на них, чтобы максимизировать скорость поступательного движения.

Поскольку все эти вещи сводят к минимуму массу используемого топлива, и поскольку давление пропорционально массе присутствующего топлива, которое необходимо ускорить, когда оно воздействует на двигатель, и поскольку согласно третьему закону Ньютона давление, действующее на двигатель, также действует взаимно Что касается топлива, то оказывается, что для любого данного двигателя скорость, с которой топливо покидает камеру, не зависит от давления в камере (хотя тяга пропорциональна). Однако на скорость существенно влияют все три вышеперечисленных фактора, а скорость выхлопа является отличным показателем эффективности топлива двигателя. Это называется скоростью истечения , и после учета факторов, которые могут ее уменьшить, эффективная скорость истечения является одним из наиболее важных параметров ракетного двигателя (хотя вес, стоимость, простота изготовления и т. д. обычно также очень важны). .

По аэродинамическим причинам поток становится звуковым (« дроссель ») в самой узкой части сопла, «горловине». Поскольку скорость звука в газах увеличивается пропорционально квадратному корню из температуры, использование горячих выхлопных газов значительно повышает производительность. Для сравнения: при комнатной температуре скорость звука в воздухе составляет около 340 м/с, а скорость звука в горячем газе ракетного двигателя может превышать 1700 м/с; во многом эти характеристики обусловлены более высокой температурой, но, кроме того, ракетное топливо выбирается с низкой молекулярной массой, что также обеспечивает более высокую скорость по сравнению с воздухом.

Расширение сопла ракеты затем еще больше увеличивает скорость, обычно в 1,5–2 раза, создавая высококоллимированную гиперзвуковую выхлопную струю. Увеличение скорости сопла ракеты в основном определяется степенью расширения его площади - отношением площади выхода к площади горла, но важны и подробные свойства газа. Форсунки с большим передаточным числом более массивны, но способны извлекать больше тепла из газов сгорания, увеличивая скорость выхлопа.

Векторизация тяги

Основная статья: Векторизация тяги

Транспортным средствам обычно требуется, чтобы общая тяга меняла направление на протяжении всего горения. Было предложено несколько различных способов достижения этой цели:

• Весь двигатель установлен на шарнире или карданном подвесе , и любое топливо поступает в двигатель через гибкие трубы низкого давления или вращающиеся муфты.
• Только камера сгорания и сопло закреплены на шарнире, насосы закреплены, а к двигателю подсоединены каналы подачи под высоким давлением.
• Несколько двигателей (часто наклоненных под небольшим углом) запускаются, но дросселируются для обеспечения требуемого общего вектора, что дает лишь очень небольшой штраф.
• Высокотемпературные лопатки выступают в выхлопную систему и могут наклоняться для отклонения струи.

Общая производительность

Ракетная технология может сочетать в себе очень высокую тягу ( меганьютоны ), очень высокие скорости истечения (примерно в 10 раз превышающую скорость звука в воздухе на уровне моря) и очень высокую степень тяговооруженности (>100) одновременно , а также возможность работать за пределами космоса. атмосфере и при этом позволяет использовать резервуары низкого давления и, следовательно, легкие резервуары и конструкции.

Ракеты можно дополнительно оптимизировать для достижения еще более экстремальных характеристик по одной или нескольким из этих осей за счет других.

Удельный импульс

Я _{провожу} в вакууме различные ракеты

Ракета	Пороха	Я сп , вакуум(ы)
Космический шаттл жидкостные двигатели	ЛОКС / ЛХ 2	453
Космический шаттл твердотопливные двигатели	APCP	268
Космический шаттл ОМС	НИЧЕГО / ММХ	313
Сатурн V этап 1	ЛОКС / РП-1	304

Основная статья: Удельный импульс

Важнейшим показателем эффективности ракетного двигателя является импульс на единицу топлива , его называют удельным импульсом (обычно пишут $I_{sp}$). Это либо измеряется как скорость ( эффективная скорость выхлопа $v_{e}$ в метрах/секунду или футах/с) или во времени (секундах). Например, если двигатель с тягой в 100 фунтов работает 320 секунд и сжигает 100 фунтов топлива, то удельный импульс составит 320 секунд. Чем выше удельный импульс, тем меньше топлива требуется для обеспечения желаемого импульса.

Удельный импульс, которого можно достичь, в первую очередь зависит от смеси топлива (и в конечном итоге ограничивает удельный импульс), но практические ограничения на давление в камере и степень расширения сопла снижают достижимые характеристики.

Чистая тяга

Основная статья: Упор

Ниже приведено приблизительное уравнение для расчета полезной тяги ракетного двигателя:

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

где:
${\dot {m}}$	= массовый расход выхлопных газов
$v_{e}$	= эффективная скорость истечения (иногда обозначается как c в публикациях )
$v_{e-opt}$	= эффективная скорость струи, когда Pamb = Pe
$A_{e}$	= площадь потока в плоскости выхода из сопла (или плоскости, в которой струя выходит из сопла, если поток разделен)
$p_{e}$	= статическое давление в плоскости среза сопла
$p_{amb}$	= окружающее (или атмосферное) давление

Поскольку, в отличие от реактивного двигателя, в обычном ракетном двигателе отсутствует воздухозаборник, из полной тяги не требуется вычитать «таранное сопротивление». Следовательно, полезная тяга ракетного двигателя равна полной тяге (не считая статического противодавления).

The ${\dot {m}}\;v_{e-opt}\,$ Этот термин представляет собой импульс тяги, который остается постоянным при данном положении дроссельной заслонки, тогда как $A_{e}(p_{e}-p_{amb})\,$ термин представляет собой член давления тяги. При полном газе полезная тяга ракетного двигателя немного улучшается с увеличением высоты, поскольку, поскольку атмосферное давление уменьшается с высотой, член тяги под давлением увеличивается. У поверхности Земли давление тяги может быть уменьшено до 30% в зависимости от конструкции двигателя. Это снижение падает примерно экспоненциально до нуля с увеличением высоты.

Максимальная эффективность ракетного двигателя достигается за счет максимизации импульса уравнения без штрафов из-за чрезмерного расширения выхлопа. Это происходит, когда $p_{e}=p_{amb}$. Поскольку давление окружающей среды меняется с высотой, большинство ракетных двигателей работают с максимальной эффективностью очень мало времени.

Поскольку удельный импульс представляет собой силу, деленную на скорость массового потока, это уравнение означает, что удельный импульс меняется с высотой.

Удельный импульс вакуума, I _sp

Поскольку удельный импульс меняется в зависимости от давления, полезна величина, которую легко сравнить и рассчитать. Поскольку ракеты задыхаются в горловине, а сверхзвуковой выхлоп предотвращает воздействие внешнего давления, распространяющегося вверх по потоку, оказывается, что давление на выходе в идеале точно пропорционально потоку топлива. ${\dot {m}}$, при условии сохранения соотношения компонентов смеси и эффективности сгорания. Таким образом, вполне обычно слегка переформулировать приведенное выше уравнение:

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

и поэтому определим вакуум Isp следующим образом:

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

где:

$c^{*}$ = характеристическая скорость камеры сгорания (зависит от топлива и эффективности сгорания)

$C_{f}$ = константа коэффициента тяги сопла (зависит от геометрии сопла, обычно около 2)

И следовательно:

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

Регулирование

Ракеты можно дросселировать, контролируя скорость сгорания топлива. ${\dot {m}}$ (обычно измеряется в кг/с или фунтах/с). В жидкостных и гибридных ракетах поток топлива, поступающий в камеру, регулируется с помощью клапанов, в твердотопливных ракетах - путем изменения площади горящего топлива, и это может быть спроектировано в пороховом зерне (и, следовательно, не может контролироваться в реальном времени). время).

Ракеты обычно можно дросселировать до давления на выходе примерно одной трети давления окружающей среды. (часто ограничивается отрывом потока в форсунках) и до максимального предела, определяемого только механической прочностью двигателя.

На практике степень дросселирования ракет сильно различается, но большинство ракет можно без особых затруднений задушить в два раза; типичным ограничением является стабильность сгорания, например, форсункам требуется минимальное давление, чтобы избежать возникновения вредных колебаний (пыхтения или нестабильности сгорания); но форсунки можно оптимизировать и протестировать для более широких диапазонов.

Например, некоторые новейшие конструкции жидкостных двигателей, которые были оптимизированы для большей возможности дросселирования ( BE-3 , Raptor ), могут дросселироваться до 18–20 процентов номинальной тяги.

Твердотопливные ракеты можно дросселировать, используя профилированные зерна, площадь поверхности которых будет меняться в ходе горения.

Энергоэффективность

Дополнительная информация: Ракета § Энергоэффективность.

Механический КПД ракетного транспортного средства как функция мгновенной скорости транспортного средства, деленной на эффективную скорость выхлопа. Эти проценты необходимо умножить на внутренний КПД двигателя, чтобы получить общую эффективность.

Сопла ракетных двигателей являются удивительно эффективными тепловыми двигателями для создания высокоскоростной струи благодаря высокой температуре сгорания и высокой степени сжатия . Сопла ракеты дают превосходное приближение к адиабатическому расширению , которое является обратимым процессом, и, следовательно, они дают эффективность, очень близкую к эффективности цикла Карно . Учитывая достигнутые температуры, с помощью химических ракет можно достичь эффективности более 60%.

Для транспортного средства с ракетным двигателем энергетическая эффективность очень хорошая, если скорость транспортного средства приближается к скорости истечения (относительно запуска) или несколько превышает ее; но на низких скоростях энергоэффективность достигает 0% при нулевой скорости (как и во всех реактивных двигателях ). см. в разделе «Энергоэффективность ракеты» Более подробную информацию .

Соотношение тяги к весу

Основная статья: тяговооруженность

Ракеты из всех реактивных двигателей, да и практически из всех двигателей, имеют самую высокую тяговооруженность. Особенно это касается жидкостных ракетных двигателей.

Такая высокая производительность обусловлена ​​небольшим объемом сосудов под давлением , составляющих двигатель — насосов, труб и камер сгорания. Отсутствие впускного канала и использование плотного жидкого топлива позволяют системе наддува быть небольшой и легкой, тогда как канальным двигателям приходится иметь дело с воздухом, плотность которого примерно на три порядка ниже.

Реактивный или ракетный двигатель	Масса		Толкать		Тяга к- весовое соотношение
	(кг)	(фунт)	(кН)	(фунт-сила)
РД-0410 Ядерный ракетный двигатель	2,000	4,400	35.2	7,900	1.8
J58 Реактивный двигатель ( SR-71 Blackbird )	2,722	6,001	150	34,000	5.2
Роллс-Ройс/Снекма Олимп 593 турбореактивный с промежуточным перегревом ( Конкорд )	3,175	7,000	169.2	38,000	5.4
Пратт и Уитни F119	1,800	3,900	91	20,500	7.95
Ракетный двигатель РД-0750 , трехкомпонентный режим	4,621	10,188	1,413	318,000	31.2
РД-0146 Ракетный двигатель	260	570	98	22,000	38.4
Rocketdyne RS-25 Ракетный двигатель	3,177	7,004	2,278	512,000	73.1
РД-180 Ракетный двигатель	5,393	11,890	4,152	933,000	78.5
РД-170 Ракетный двигатель	9,750	21,500	7,887	1,773,000	82.5
F-1 ( Сатурна V ) первая ступень	8,391	18,499	7,740.5	1,740,100	94.1
НК-33 Ракетный двигатель	1,222	2,694	1,638	368,000	136.7
Ракетный двигатель Merlin 1D , полнотяговый вариант	467	1,030	825	185,000	180.1

Из используемых жидких видов топлива наименьшую плотность имеет жидкий водород . Хотя горение водорода/кислорода имеет самый высокий удельный импульс среди всех используемых химических ракет, очень низкая плотность водорода (около одной четырнадцатой плотности воды) требует более крупных и тяжелых турбонасосов и трубопроводов, что снижает тяговооруженность двигателя ( например РС-25) по сравнению с теми, которые не используют водород (НК-33).

Механические проблемы

Камеры сгорания ракеты обычно работают при довольно высоком давлении, обычно 10–200   бар (1–20   МПа, 150–3000   фунтов на квадратный дюйм). При работе в условиях значительного атмосферного давления более высокое давление в камере сгорания обеспечивает лучшую производительность, позволяя установить более крупную и более эффективную форсунку без ее чрезмерного расширения.

Однако из-за этого высокого давления внешняя часть камеры оказывается под очень большими кольцевыми напряжениями — ракетные двигатели представляют собой сосуды под давлением .

Хуже того, из-за высоких температур, создаваемых в ракетных двигателях, используемые материалы имеют тенденцию иметь значительно пониженную рабочую прочность на разрыв.

Кроме того, в стенках камеры и сопла возникают значительные температурные градиенты, вызывающие дифференциальное расширение внутреннего вкладыша, создающее внутренние напряжения .

Тяжелый старт

понимается Под жестким запуском состояние избыточного давления во время запуска ракетного двигателя при зажигании. В худшем случае это принимает форму безудержного взрыва, приводящего к повреждению или разрушению двигателя.

Ракетное топливо, гиперголическое или другое, должно вводиться в камеру сгорания с правильной скоростью, чтобы обеспечить контролируемую скорость производства горячего газа. «Жесткий старт» указывает на то, что количество горючего топлива, попавшего в камеру сгорания до воспламенения, было слишком большим. Результатом является чрезмерный скачок давления, который может привести к разрушению конструкции или взрыву.

Чтобы избежать жесткого запуска, необходимо тщательно выбрать момент зажигания относительно фаз газораспределения или изменить соотношение смеси, чтобы ограничить максимальное давление, которое может возникнуть, или просто обеспечить наличие адекватного источника воспламенения задолго до того, как топливо попадет в камеру.

Взрывы при жестком запуске обычно не могут произойти с чисто газообразными порохами, поскольку количество газа, присутствующего в камере, ограничено площадью инжектора по отношению к площади горловины, а для практических конструкций пороховая масса выходит слишком быстро, чтобы представлять проблему.

Известным примером жесткого запуска стал взрыв двигателя Вернера фон Брауна «1W» во время демонстрации генералу Вальтеру Дорнбергеру 21 декабря 1932 года. Замедленное зажигание позволило заполнить камеру спиртом и жидким кислородом, которые сильно взорвались. Шрапнель вонзилась в стены, но никто не пострадал.

Акустические проблемы

Экстремальная вибрация и акустическая среда внутри ракетного двигателя обычно приводят к пиковым напряжениям, значительно превышающим средние значения, особенно при наличии резонансов, подобных органным трубам , и турбулентности газа.

Нестабильность горения

Горение может проявлять нежелательную нестабильность внезапного или периодического характера. Давление в камере впрыска может увеличиваться до тех пор, пока поток топлива через пластину форсунки не уменьшится; мгновение спустя давление падает, и поток увеличивается, впрыскивая больше топлива в камеру сгорания, которое сгорает мгновением позже, и снова увеличивает давление в камере, повторяя цикл. Это может привести к колебаниям давления высокой амплитуды, часто в ультразвуковом диапазоне, что может привести к повреждению двигателя. Колебания ±200 фунтов на квадратный дюйм при частоте 25 кГц были причиной отказов ранних версий двигателей второй ступени ракеты Титан II . Другой вид отказа — это переход от горения к детонации ; сверхзвуковая волна давления , образующаяся в камере сгорания, может разрушить двигатель.

Нестабильность горения также была проблемой во время разработки Атласа . В ходе нескольких статических огневых испытаний было обнаружено, что двигатели Rocketdyne, используемые в семействе Atlas, страдают от этого эффекта, а три запуска ракет взорвались на стартовой площадке из-за грубого сгорания в ускорительных двигателях. В большинстве случаев это происходило при попытке запустить двигатели методом «сухого запуска», при котором воспламенительный механизм активировался до впрыска топлива. В процессе оценки Атласа для проекта «Меркурий» решение проблемы нестабильности горения было первоочередной задачей, и последние два полета «Меркурия» были оснащены модернизированной двигательной установкой с форсунками с перегородками и гиперголическим воспламенителем.

Проблема, с которой столкнулись транспортные средства Atlas, заключалась в основном в так называемом явлении «гоночной дорожки», когда горящее топливо вращалось по кругу на все более и более высоких скоростях, в конечном итоге создавая достаточно сильную вибрацию, чтобы вывести из строя двигатель, что привело к полному разрушению ракеты. В конечном итоге проблема была решена путем добавления нескольких перегородок вокруг поверхности форсунки для разрушения закрученного топлива.

Что еще более важно, нестабильность сгорания была проблемой двигателей Saturn F-1. Некоторые из первых испытанных агрегатов взорвались во время статического выстрела, что привело к установке перегородок форсунок.

В советской космической программе нестабильность сгорания также оказалась проблемой некоторых ракетных двигателей, в том числе двигателя РД-107, используемого в семействе Р-7, и РД-216, используемого в семействе Р-14, и произошло несколько отказов этих двигателей. прежде чем проблема была решена. Советские инженерные и производственные процессы никогда не решали удовлетворительным образом нестабильность сгорания в более крупных двигателях РП-1 / LOX, поэтому в двигателе РД-171, используемом в семействе «Зенит», по-прежнему использовались четыре камеры тяги меньшего размера, питаемые от общего механизма двигателя.

Нестабильность сгорания может быть спровоцирована остатками чистящих растворителей в двигателе (например, первая попытка запуска Титана II в 1962 году), отраженной ударной волной, начальной нестабильностью после зажигания, взрывом возле сопла, отражающимся в камеру сгорания, и многими другими причинами. больше факторов. В устойчивых конструкциях двигателей колебания быстро подавляются; в нестабильных конструкциях они сохраняются в течение длительного периода времени. Обычно используются подавители колебаний.

Возникают три различных типа нестабильности горения:

Пыхтение

Низкочастотные колебания давления в камере ниже 200 Герц . Обычно это вызвано изменениями давления в питающих магистралях из-за изменения ускорения корабля, когда ракетные двигатели наращивают тягу, выключаются или дросселируются.

Прыжки могут привести к ухудшению контура обратной связи, поскольку циклические изменения тяги заставляют продольные вибрации распространяться вверх по ракете, вызывая вибрацию топливопроводов, которые, в свою очередь, не обеспечивают плавную подачу топлива в двигатели. Это явление известно как « пого-колебания » или «пого», названное в честь пого-палки .

В худшем случае это может привести к повреждению полезной нагрузки или транспортного средства. Пузыки можно свести к минимуму, используя несколько методов, например, установку энергопоглощающих устройств на линиях подачи. Пыхтение может вызвать визг.

Жужжание

Колебания промежуточной частоты давления в камере от 200 до 1000 Герц . Обычно возникает из-за недостаточного перепада давления на форсунках. Обычно это скорее раздражает, чем вредит.

Известно, что шум отрицательно влияет на производительность и надежность двигателя, в первую очередь потому, что он вызывает усталость материала . В крайних случаях сгорание может привести к принудительному движению назад через форсунки – это может вызвать взрывы при использовании монотоплива. Жужжание может вызвать визг.

Визг

Высокочастотные колебания давления в камере выше 1000 Герц , иногда называемые криком или визгом. Самый разрушительный и трудный для контроля. Это связано с акустикой внутри камеры сгорания, которая часто сочетается с химическими процессами горения, которые являются основными движущими силами выделения энергии, и может привести к нестабильному резонансному «визжу», что обычно приводит к катастрофическому отказу из-за утончения изолирующей тепловой границы. слой. Акустические колебания могут возбуждаться тепловыми процессами, например потоком горячего воздуха по трубе или горением в камере. В частности, стоячие акустические волны внутри камеры могут усиливаться, если горение происходит более интенсивно в областях, где давление акустической волны максимально.

Такие эффекты очень трудно предсказать аналитически в процессе проектирования, и обычно их устраняют путем дорогостоящих, трудоемких и обширных испытаний в сочетании с мерами по исправлению положения методом проб и ошибок.

Визг часто устраняется детальными изменениями в форсунках, изменениями в химическом составе топлива, испарением топлива перед впрыском или использованием демпферов Гельмгольца в камерах сгорания для изменения резонансных режимов камеры.

Проверка возможности визга иногда проводится путем взрыва небольших зарядов взрывчатого вещества вне камеры сгорания с помощью трубки, установленной по касательной к камере сгорания рядом с форсунками, чтобы определить импульсный отклик двигателя , а затем оценить временной отклик давления в камере - быстрое восстановление. указывает на стабильную систему.

Шум выхлопа

Основная статья: акустическая подпись

Для всех размеров, кроме самых маленьких, выхлоп ракет по сравнению с другими двигателями обычно очень шумный. Когда гиперзвуковой выхлоп смешивается с окружающим воздухом, ударные волны образуются . Космический челнок более 200 дБ(А) издавал шум мощностью вокруг своего основания. Чтобы уменьшить это, а также риск повреждения полезной нагрузки или травм экипажа наверху штабеля, мобильная пусковая платформа была оснащена системой шумоподавления , которая распыляла 1,1 миллиона литров (290 000 галлонов США) воды вокруг основания ракеты в 41 году. секунд во время запуска. Благодаря использованию этой системы уровень шума в отсеке полезной нагрузки достиг 142 дБ.

Интенсивность звука создаваемых ударных волн зависит от размера ракеты и скорости истечения. Такие ударные волны, по-видимому, являются причиной характерных потрескивающих и хлопающих звуков, издаваемых большими ракетными двигателями, когда их слышно вживую. Эти шумовые пики обычно перегружают микрофоны и аудиоэлектронику и поэтому обычно ослаблены или полностью отсутствуют при записанном или транслируемом аудиовоспроизведении. Для больших ракет на близком расстоянии акустические эффекты могут даже убить.

Еще большую тревогу для космических агентств вызывает то, что такие уровни звука могут также повредить конструкцию запуска или, что еще хуже, отразиться от сравнительно хрупкой ракеты, расположенной выше. Вот почему при запусках обычно используется так много воды. Распыление воды изменяет акустические качества воздуха и уменьшает или отклоняет звуковую энергию от ракеты.

Вообще говоря, шум наиболее интенсивен, когда ракета находится близко к земле, поскольку шум двигателей распространяется вверх от реактивного самолета, а также отражается от земли. Кроме того, когда транспортное средство движется медленно, небольшая часть химической энергии, поступающей в двигатель, может пойти на увеличение кинетической энергии ракеты (поскольку полезная мощность P, передаваемая транспортному средству, равна $P=F*V$ для тяги F и скорости V ). Тогда большая часть энергии рассеивается при взаимодействии выхлопа с окружающим воздухом, создавая шум. Этот шум можно несколько уменьшить с помощью пламегасителей с крышами, нагнетанием воды вокруг струи и отклонением струи под углом.

Разработка ракетного двигателя

Соединенные Штаты

Развитие индустрии ракетных двигателей в США определялось сложной сетью взаимоотношений между правительственными учреждениями, частными компаниями, исследовательскими институтами и другими заинтересованными сторонами.

С момента создания первой компании по производству жидкостных ракетных двигателей ( Reaction Motors, Inc. ) в 1941 году и первой правительственной лаборатории ( GALCIT ), занимающейся этой темой, промышленность США по производству жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) претерпела значительные изменения. По крайней мере, 14 американских компаний участвовали в проектировании, разработке, производстве, испытаниях и обеспечении полетов различных типов ракетных двигателей с 1940 по 2000 год. В отличие от других стран, таких как Россия, Китай или Индия, где только правительство или псевдоправительственные организации занимаются этим бизнесом, правительство США в значительной степени полагается на частный бизнес. Эти коммерческие компании необходимы для дальнейшего существования Соединенных Штатов и их формы управления, поскольку они конкурируют друг с другом за производство новейших ракетных двигателей, отвечающих потребностям правительства, вооруженных сил и частного сектора. В США контракт на производство обычно получает компания, разрабатывающая ЖРД.

Как правило, потребность или спрос на новый ракетный двигатель исходит от правительственных учреждений, таких как НАСА или Министерство обороны . Как только потребность будет определена, правительственные учреждения могут направить запросы предложений (RFP) для получения предложений от частных компаний и исследовательских институтов. Частные компании и исследовательские институты, в свою очередь, могут инвестировать в исследования и разработки (НИОКР) для разработки новых технологий ракетных двигателей, отвечающих потребностям и спецификациям, изложенным в запросах предложений.

Наряду с частными компаниями, университеты, независимые исследовательские институты и государственные лаборатории также играют решающую роль в исследованиях и разработках ракетных двигателей.

Университеты предоставляют последипломное и высшее образование для подготовки квалифицированного технического персонала, а их исследовательские программы часто способствуют развитию технологий ракетных двигателей. Более 25 университетов США преподавали или в настоящее время преподают курсы, связанные с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), а их программы последипломного и бакалавриата считаются одним из их наиболее важных вкладов. Такие университеты, как Принстонский университет, Корнеллский университет, Университет Пердью, Государственный университет Пенсильвании, Университет Алабамы, Аспирантура ВМФ или Калифорнийский технологический институт, провели отличные научно-исследовательские работы по темам, связанным с промышленностью ракетных двигателей. Одним из самых ранних примеров вклада университетов в производство ракетных двигателей является работа GALCIT в 1941 году. Они продемонстрировали армии первые ракеты с реактивным взлетом (JATO), что привело к созданию Лаборатории реактивного движения.

Однако передача знаний профессоров-исследователей и их проектов в индустрию ракетных двигателей оказалась неоднозначным опытом. Хотя некоторые известные профессора и соответствующие исследовательские проекты положительно повлияли на отраслевую практику и понимание ЖРД, связь между университетскими исследованиями и коммерческими компаниями была непоследовательной и слабой. Университеты не всегда были осведомлены о конкретных потребностях отрасли, а инженеры и дизайнеры отрасли имели ограниченные знания об университетских исследованиях. В результате многие университетские исследовательские программы оставались относительно неизвестными для лиц, принимающих решения в отрасли. Более того, за последние несколько десятилетий некоторые университетские исследовательские проекты, хотя и были интересны профессорам, не были полезны для отрасли из-за отсутствия связи или соответствия потребностям отрасли.

Правительственные лаборатории, в том числе Лаборатория ракетного движения (ныне часть Исследовательской лаборатории ВВС), Инженерный испытательный центр Арнольда, Центр космических полетов имени Маршалла НАСА, Лаборатория реактивного движения, Космический центр Стенниса, полигон Уайт-Сэндс и Исследовательский центр НАСА имени Джона Х. Гленна. , сыграли решающую роль в разработке жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Они проводили объективные испытания, руководили работой американских и некоторых зарубежных подрядчиков, проводили исследования и разработки, а также предоставили необходимые испытательные мощности, включая испытательные стенды на висении, а также средства и ресурсы для испытаний на моделируемой высоте. Первоначально частные компании или фонды финансировали небольшие испытательные центры, но с 1950-х годов правительство США финансировало более крупные испытательные центры в государственных лабораториях. Такой подход снизил затраты правительства за счет отказа от строительства аналогичных объектов на заводах подрядчиков, но увеличил сложность и расходы для подрядчиков. Тем не менее, государственные лаборатории укрепили свою значимость и внесли свой вклад в развитие ЖРД.

Программы ЖРД несколько раз были отменены в Соединенных Штатах, даже после того, как на их разработку были потрачены миллионы долларов. Например, были отменены ЖРД Ml LOX/LH2, Titan I и аэроспайк RS-2200, а также несколько блоков JATO и крупные неохлаждаемые камеры тяги. Отмена этих программ не была связана с работой конкретного ЖРД или какими-либо проблемами с ним. Вместо этого они были вызваны отменой автомобильных программ, для которых предназначался двигатель, или сокращением бюджета, введенным правительством.

СССР

Россия и бывший Советский Союз были и остаются ведущей страной мира в разработке и производстве ракетных двигателей. С 1950 по 1998 год их организации разработали, построили и ввели в эксплуатацию большее количество и разнообразие конструкций жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), чем в любой другой стране. До 2003 года было разработано около 500 различных ЖРД. Для сравнения, в США разработано чуть более 300 (до 2003 года). У Советов также было больше всего летательных аппаратов с ракетными двигателями. У них было больше жидкостных баллистических ракет и больше космических ракет-носителей, созданных или переоборудованных на основе этих списанных баллистических ракет, чем у любой другой страны. По состоянию на конец 1998 года Россия (или ранее Советский Союз) успешно запустила 2573 спутника с ЖРД, или почти 65% от общемирового количества в 3973 спутника. Все эти полеты аппаратов стали возможными благодаря своевременной разработке подходящих высокопроизводительных ракет. производительность надежных ЖРД.

Институты и действующие лица

В отличие от многих других стран, где разработка и производство ракетных двигателей были объединены в рамках одной организации, Советский Союз применил другой подход: были созданы многочисленные специализированные конструкторские бюро (КБ), которые конкурировали за контракты на разработку. Эти конструкторские бюро, или «конструкторское бюро» (КБ) по-русски, представляли собой государственные организации, которые в первую очередь отвечали за проведение исследований, разработок и прототипирование передовых технологий, обычно связанных с военной техникой , таких как турбореактивные двигатели , компоненты самолетов, ракеты или космические ракеты-носители .

Конструкторские бюро , специализирующиеся на ракетных двигателях, зачастую располагали необходимым персоналом, средствами и оборудованием для проведения лабораторных , гидродинамических и наземных испытаний экспериментальных ракетных двигателей . Некоторые даже имели специализированные мощности для испытаний очень больших двигателей, проведения статических запусков двигателей, установленных на ступенях транспортных средств, или моделирования высотных условий во время испытаний двигателей. В некоторых случаях испытания двигателей, сертификация и контроль качества передавались другим организациям и местам, располагающим более подходящим испытательным оборудованием. Многие ДБ также имели жилые комплексы, гимназии и медицинские учреждения, предназначенные для удовлетворения потребностей их сотрудников и их семей.

Усилия Советского Союза по разработке ЖРД значительно выросли в 1960-е годы и достигли своего пика в 1970-е годы. Эта эпоха совпала с холодной войной между Советским Союзом и Соединенными Штатами, характеризувшейся острой конкуренцией в достижениях в области космических полетов. В этот период в разработке ЖРД активно участвовали от 14 до 17 КБ и научно-исследовательских институтов. Эти организации получали относительно стабильную поддержку и финансирование из-за высоких приоритетов военных и космических полетов , что способствовало непрерывной разработке новых концепций двигателей и методов производства.

После создания миссии с новым транспортным средством (ракетой или космическим кораблем) ее передавали в конструкторское бюро, роль которого заключалась в надзоре за разработкой всей ракеты. Если ни один из ранее разработанных ракетных двигателей не отвечал потребностям миссии, новый ракетный двигатель с конкретными требованиями передавался по контракту другому КБ, специализирующемуся на разработке ЖРД (часто каждое КБ имело опыт работы с конкретными типами ЖРД с различными применениями, топливом или размеры двигателя). Это означало, что разработка или проектирование ракетного двигателя всегда было направлено на конкретное применение, которое влекло за собой установленные требования.

В вопросе о том, какие именно ОКБ получали контракты на разработку новых ракетных двигателей, выбиралось либо одно КБ, либо несколько КБ получали один и тот же контракт, что иногда приводило к жесткой конкуренции между ОКБ.

Когда для разработки выбиралась только одна БД, это часто было результатом взаимоотношений между главным конструктором транспортного средства или системы и главным конструктором специализированной БД по ракетным двигателям. Если главный конструктор машины был доволен предыдущей работой, проделанной определенным конструкторским бюро, то нередко можно было видеть, что это бюро ЖРД продолжает полагаться на этот класс двигателей. Например, все ЖРД для подводных ракет, кроме одного, были разработаны одним и тем же конструкторским бюро для одного и того же генерального подрядчика по разработке корабля.

Однако, когда поддерживались две параллельные программы разработки двигателей с целью выбора лучшего для конкретного применения, несколько квалифицированных моделей ракетных двигателей никогда не использовались. Такая роскошь выбора не была широко доступна в других странах. Однако использование конструкторских бюро также привело к определенным проблемам, включая отмену программ и дублирование. Некоторые крупные программы были отменены, что привело к утилизации или хранению ранее разработанных двигателей.

Ярким примером дублирования и отмены стала разработка двигателей для баллистической ракеты Р-9А. Поддерживались два набора двигателей, но в конечном итоге был выбран только один набор, оставив несколько совершенно функциональных двигателей неиспользованными. Аналогичным образом, для амбициозной тяжелой космической ракеты-носителя Н-1, предназначенной для лунных и планетарных миссий, Советский Союз разработал и запустил в производство как минимум два двигателя для каждой из шести ступеней. Кроме того, они разработали альтернативные двигатели для более совершенной машины Nl. Однако программа столкнулась с многочисленными неудачными полетами, а после успешной посадки Соединенных Штатов на Луну программа была в конечном итоге отменена, в результате чего Советский Союз остался с избытком новых двигателей без четкой цели.

Эти примеры демонстрируют сложную динамику и проблемы, с которыми столкнулся Советский Союз при управлении разработкой и производством ракетных двигателей через конструкторские бюро.

Несчастные случаи

Разработка ракетных двигателей в Советском Союзе ознаменовалась значительными достижениями, но она также сопровождалась этическими соображениями из-за многочисленных аварий и человеческих жертв. С точки зрения исследований в области науки и технологий , этические последствия этих инцидентов проливают свет на сложную взаимосвязь между технологиями, человеческим фактором и приоритетом научного прогресса над безопасностью.

Советский Союз столкнулся с рядом трагических аварий и неудач при разработке и эксплуатации ракетных двигателей. Примечательно, что СССР, к сожалению, имеет больше травм и смертей в результате аварий с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), чем любая другая страна. Эти инциденты поставили под сомнение этические соображения, касающиеся разработки, испытаний и эксплуатационного использования ракетных двигателей.

Одна из самых заметных катастроф произошла в 1960 году, когда баллистическая ракета Р-16 потерпела катастрофическую аварию на стартовой площадке космодрома Тюратам . В результате этого инцидента погибли 124 инженера и военнослужащих, в том числе маршал М. И. Неделин, бывший заместитель министра обороны . Взрыв произошел после внезапного возгорания ракетного двигателя второй ступени, в результате чего полностью заряженная ракета распалась. Взрыв произошел в результате возгорания и взрыва смешанного гиперголового топлива , состоящего из азотной кислоты с добавками и НДМГ (несимметричный диметилгидразин).

Хотя непосредственной причиной аварии 1960 года считалось отсутствие защитных цепей в блоке управления ракетой, этические соображения, связанные с авариями ЖРД в СССР, выходят за рамки конкретных технических неисправностей. Тайна, окружающая эти несчастные случаи, которая оставалась нераскрытой в течение примерно трех десятилетий, вызывает обеспокоенность по поводу прозрачности, подотчетности и защиты человеческой жизни.

Решение скрыть от общественности несчастные случаи со смертельным исходом на ЖРД отражает более широкую этическую дилемму. Советское правительство, движимое стремлением к научному и технологическому превосходству во время холодной войны, стремилось сохранить имидж непобедимости и скрыть неудачи, сопровождавшие его достижения. Такой приоритет национального престижа над благополучием и безопасностью работников поднимает вопросы об этической ответственности государства и вовлеченных организаций.

Тестирование

ракетные двигатели обычно проходят статические испытания на испытательном стенде Перед запуском в производство . Для высотных двигателей необходимо использовать либо более короткое сопло, либо испытывать ракету в большой вакуумной камере.

Безопасность

Ракетные транспортные средства имеют репутацию ненадежных и опасных машин; особенно катастрофические неудачи. Вопреки этой репутации, тщательно спроектированные ракеты могут быть сколь угодно надежными. В военном использовании ракеты не являются ненадежными. Однако одним из основных невоенных применений ракет является запуск на орбиту. В этом приложении упор обычно делается на минимальный вес, и трудно одновременно достичь высокой надежности и малого веса. Кроме того, если количество запущенных рейсов невелико, существует очень высокая вероятность того, что ошибка конструкции, эксплуатации или производства приведет к разрушению транспортного средства.

Семья Сатурн (1961–1975)

Двигатель Rocketdyne H-1 , использовавшийся в группе из восьми двигателей первой ступени Saturn I и Saturn IB ракет-носителей , не имел катастрофических отказов в 152 полетах двигателей. Двигатель Pratt and Whitney RL10 , использовавшийся в группе из шести двигателей на второй ступени Saturn I, не имел катастрофических отказов в 36 полетах двигателей. Двигатель Rocketdyne F-1 , использовавшийся в группе из пяти двигателей на первой ступени Saturn V , не имел отказов в 65 полетах двигателей. Двигатель Rocketdyne J-2 , использовавшийся в группе из пяти двигателей на второй ступени Saturn V, а также по отдельности на второй ступени Saturn IB и третьей ступени Saturn V, не имел катастрофических отказов в 86 полетах двигателей.

Космический шаттл (1981–2011)

, Твердотопливный ракетный ускоритель космического корабля "Шаттл" используемый парами, вызвал один заметный катастрофический отказ двигателей в 270 полетах.

РС -25 , использовавшийся в группе из трех самолетов, летал с 46 отремонтированными двигателями. Всего было совершено 405 полетов двигателей без каких-либо катастрофических отказов в полете. единственного двигателя RS-25 " произошел отказ космического корабля Челленджер " Во время полета STS-51-F . Эта неудача не повлияла на цели и продолжительность миссии.

Охлаждение

По соображениям эффективности желательны более высокие температуры, но материалы теряют свою прочность, если температура становится слишком высокой. Ракеты работают при температуре сгорания, которая может достигать 6000 ° F (3300 ° C; 3600 К).

Большинство других реактивных двигателей имеют газовые турбины в горячем выхлопе. Из-за большей площади поверхности их труднее охлаждать, и, следовательно, необходимо проводить процессы сгорания при гораздо более низких температурах, теряя при этом эффективность. Кроме того, в канальных двигателях в качестве окислителя используется воздух, который содержит 78% практически нереакционноспособного азота, который разжижает реакцию и снижает температуру. Ракеты не имеют ни одного из этих встроенных ограничителей температуры горения.

Температуры, достигаемые при сгорании в ракетных двигателях, часто существенно превышают температуры плавления материалов сопла и камеры сгорания (около 1200 К для меди ). Большинство строительных материалов также воспламеняются при воздействии высокотемпературного окислителя, что приводит к ряду проблем при проектировании. Нельзя допускать возгорания, плавления или испарения стенок форсунки и камеры сгорания (иногда это в шутку называют «богатыми выхлопами двигателя»).

Ракеты, в которых используются обычные конструкционные материалы, такие как алюминий, сталь, никелевые или медные сплавы, должны использовать системы охлаждения для ограничения температур, которым подвергаются конструкции двигателей. Регенеративное охлаждение , при котором топливо пропускается через трубы вокруг камеры сгорания или сопла, а также другие методы, такие как пленочное охлаждение, используются для увеличения срока службы сопла и камеры. Эти методы гарантируют, что газообразный тепловой пограничный слой , касающийся материала, будет поддерживаться ниже температуры, которая может привести к катастрофическому выходу материала из строя.

Исключением из материалов, которые могут в определенной степени поддерживать температуру горения ракеты, являются углерод-углеродные материалы и рений , хотя оба они подвержены окислению при определенных условиях. Были опробованы и другие тугоплавкие сплавы, такие как оксид алюминия, молибден , тантал или вольфрам , но от них отказались из-за различных проблем.

Технология материалов в сочетании с конструкцией двигателей является ограничивающим фактором для химических ракет.

В ракетах тепловые потоки , которые могут пройти через стену, являются одними из самых высоких в технике; потоки обычно находятся в диапазоне 0,8–80 МВт / м. ² (0,5–50 БТЕ /дюйм ² -сек). Самые сильные тепловые потоки наблюдаются в горловине, которая часто вдвое превышает интенсивность тепловых потоков в соответствующей камере и сопле. Это связано с сочетанием высоких скоростей (что дает очень тонкий пограничный слой) и, хотя они ниже камеры, наблюдаемых там высоких температур. ( Температуру в сопле см. выше в § Сопло).

В ракетах методы теплоносителя включают:

1. Абляционный : внутренние стенки камеры сгорания покрыты материалом, который удерживает тепло и уносит его с выхлопными газами при испарении.
2. Радиационное охлаждение : двигатель изготовлен из одного или нескольких тугоплавких материалов, которые принимают тепловой поток до тех пор, пока его внешняя стенка камеры тяги не накаляется докрасна или добела, излучая тепло.
3. Охлаждение дампа: криогенное топливо, обычно водород , пропускается вокруг сопла и сбрасывается. Этот метод охлаждения имеет различные проблемы, такие как трата топлива. Он используется лишь изредка.
4. Регенеративное охлаждение : топливо (и, возможно, окислитель) жидкостного ракетного двигателя направляется вокруг сопла перед впрыском в камеру сгорания или предварительную камеру сгорания. Это наиболее широко применяемый метод охлаждения ракетных двигателей.
5. Пленочное охлаждение: двигатель имеет ряды нескольких отверстий, расположенных вдоль внутренней стенки, через которые впрыскивается дополнительное топливо, охлаждающее стенку камеры по мере его испарения. Этот метод часто используется в случаях, когда тепловые потоки особенно велики, вероятно, в сочетании с регенеративным охлаждением . Более эффективным подтипом пленочного охлаждения является транспирационное охлаждение , при котором топливо проходит через пористую стенку внутренней камеры сгорания и испаряется. До сих пор этот метод не нашел применения из-за различных проблем, связанных с этой концепцией.

Ракетные двигатели также могут использовать несколько методов охлаждения. Примеры:

• Камера сгорания и сопло с регенеративным и пленочным охлаждением: Фау-2. ракетный двигатель
• Камера сгорания с регенеративным охлаждением и удлинителем сопла с пленочным охлаждением: двигатель Rocketdyne F-1.
• Камера сгорания с регенеративным охлаждением и сопловым удлинением с абляционным охлаждением: ЛР-91. ракетный двигатель
• Камера сгорания с абляционным и пленочным охлаждением с радиационно-охлаждаемым сопловым удлинением: спускаемый двигатель лунного модуля (LMDE), двигатель служебной двигательной установки (SPS)
• Камера сгорания с радиационным и пленочным охлаждением и сопла с радиационным охлаждением: в глубоком космосе ракетные двигатели, хранимые

Во всех случаях еще одним эффектом, способствующим охлаждению стенки камеры ракетного двигателя, является тонкий слой газов сгорания ( пограничный слой ), который значительно холоднее температуры сгорания. Разрушение пограничного слоя может произойти во время сбоев в охлаждении или нестабильности горения, а разрушение стенки обычно происходит вскоре после этого.

При регенеративном охлаждении в каналах охлаждающей жидкости вокруг камеры образуется второй пограничный слой. Толщина пограничного слоя должна быть как можно меньшей, поскольку пограничный слой действует как изолятор между стеной и охлаждающей жидкостью. Этого можно добиться, сделав скорость теплоносителя в каналах как можно более высокой.

Жидкостные двигатели часто работают с повышенным содержанием топлива , что снижает температуру сгорания. Это снижает тепловые нагрузки на двигатель, позволяет снизить стоимость материалов и упростить систему охлаждения. Это также может повысить производительность за счет снижения средней молекулярной массы выхлопных газов и повышения эффективности преобразования тепла сгорания в кинетическую энергию выхлопных газов.

Химия

Ракетное топливо требует высокой энергии на единицу массы ( удельной энергии ), которая должна быть сбалансирована с тенденцией высокоэнергетического топлива к самопроизвольному взрыву. Если предположить, что химическая потенциальная энергия топлива может быть безопасно сохранена, процесс сгорания приводит к выделению большого количества тепла. Значительная часть этого тепла передается в кинетическую энергию в сопле двигателя, продвигающую ракету вперед в сочетании с массой выделяющихся продуктов сгорания.

В идеале вся энергия реакции проявляется в виде кинетической энергии выхлопных газов, поскольку скорость выхлопа является наиболее важным параметром производительности двигателя. Однако настоящие виды выхлопных газов — это молекулы , которые обычно имеют поступательные, колебательные и вращательные режимы, с помощью которых рассеивают энергию. Из них только трансляция может принести полезную работу транспортному средству, и хотя энергия действительно передается между режимами, этот процесс происходит в течение времени, намного превышающего время, необходимое для того, чтобы выхлопные газы покинули сопло.

Чем больше химических связей имеет молекула выхлопных газов, тем больше у нее вращательных и колебательных мод. Следовательно, обычно желательно, чтобы выхлопные газы были как можно более простыми, с двухатомной молекулой, состоящей из легких и обильных атомов, таких как H _{2 ,} что идеально подходит с практической точки зрения. Однако в случае химической ракеты водород является реагентом и восстановителем , а не продуктом. Окислитель , чаще всего кислород или вещества , богатые кислородом, должен быть введен в процесс сгорания, добавляя массу и химические связи к выхлопным газам.

Дополнительным преимуществом легких молекул является то, что их можно ускорять до высоких скоростей при температурах, которые могут поддерживаться имеющимися в настоящее время материалами. Высокие температуры газа в ракетных двигателях создают серьезные проблемы для разработки живучих двигателей.

Жидкий водород (LH2) и кислород (LOX или LO2) являются наиболее эффективными пропеллентами с точки зрения скорости выхлопа, которые широко используются до сих пор, хотя несколько экзотических комбинаций, включающих бор или жидкий озон, теоретически потенциально несколько лучше, если они различаются. практические проблемы могут быть решены.

При расчете удельной энергии реакции данной комбинации порохов необходимо учитывать всю массу порохов (как топлива, так и окислителя). Исключением являются воздушно-реактивные двигатели, которые используют атмосферный кислород и, следовательно, должны нести меньшую массу для заданной выходной энергии. Топливо для автомобильных или турбореактивных двигателей имеет гораздо лучшую эффективную выходную энергию на единицу массы топлива, которое необходимо перевозить, но аналогичны на единицу массы топлива.

Доступны компьютерные программы, прогнозирующие характеристики топлива в ракетных двигателях.

Зажигание

Дополнительная информация: Возгорание.

В жидкостных и гибридных ракетах крайне важно немедленное воспламенение топлива при его первом попадании в камеру сгорания.

При использовании жидкого топлива (но не газообразного) невозможность воспламенения в течение миллисекунд обычно приводит к тому, что внутри камеры оказывается слишком много жидкого топлива, и если/когда происходит воспламенение, количество образующегося горячего газа может превысить максимальное расчетное давление в камере, вызывая катастрофический выход из строя сосуда высокого давления. Иногда это называют жестким запуском или быстрой внеплановой разборкой (РУД).

Воспламенения можно добиться разными способами; можно использовать пиротехнический заряд, можно использовать плазмотрон, или электроискровое зажигание может быть трудоустроен. Некоторые комбинации топлива и окислителя воспламеняются при контакте ( гиперголическое топливо ), а негиперголическое топливо можно «химически воспламенить», заправив топливопроводы гиперголическим топливом (популярное в российских двигателях).

Газообразное топливо, как правило, не вызывает жесткого запуска , у ракет общая площадь инжектора меньше горловины, поэтому давление в камере стремится к атмосферному перед воспламенением, и высокое давление не может образоваться, даже если вся камера при воспламенении заполнена горючим газом.

Твердое топливо обычно воспламеняется с помощью одноразовых пиротехнических устройств, и горение обычно происходит за счет полного расходования топлива.

После воспламенения камеры ракеты становятся самоподдерживающимися, воспламенители не требуются, и сгорание обычно происходит за счет полного расходования топлива. Действительно, камеры часто самопроизвольно воспламеняются, если их перезапускают после выключения на несколько секунд. Многие ракеты, если они не предназначены для повторного зажигания при охлаждении, не могут быть перезапущены без хотя бы незначительного технического обслуживания, такого как замена пиротехнического воспламенителя или даже дозаправка топлива.

Реактивная физика

Квадратный автомобиль Armadillo Aerospace демонстрирует видимые полосы (амортизирующие ромбы) в выхлопной струе.

Реактивные струи различаются в зависимости от ракетного двигателя, расчетной высоты, высоты, тяги и других факторов.

Богатые углеродом выхлопы топлива на основе керосина, такого как RP-1, часто имеют оранжевый цвет из-за излучения черного тела несгоревших частиц в дополнение к голубым лебединым полосам . Ракеты на основе перекисного окислителя и водородные реактивные двигатели содержат в основном пар и почти невидимы невооруженным глазом, но ярко светятся в ультрафиолетовом и инфракрасном диапазонах. Струи твердотопливных ракет могут быть хорошо заметны, поскольку топливо часто содержит металлы, такие как элементарный алюминий, который горит оранжево-белым пламенем и добавляет энергии в процесс сгорания. Ракетные двигатели, сжигающие жидкий водород и кислород, будут иметь почти прозрачный выхлоп, поскольку в основном это перегретый пар (водяной пар) плюс некоторое количество несгоревшего водорода.

Сопло обычно чрезмерно расширено на уровне моря, и в выхлопе могут наблюдаться видимые ударные алмазы из- за шлирен-эффекта, вызванного накалом выхлопного газа.

Форма струи варьируется для сопла с фиксированной площадью, поскольку степень расширения меняется в зависимости от высоты: на большой высоте все ракеты значительно недорасширяются, и довольно небольшой процент выхлопных газов фактически расширяется вперед.

Типы ракетных двигателей

Физическое питание

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Водяная ракета	Частично заполненный контейнер для газированных напитков под давлением с утяжелителем на хвосте и носу.	Очень просто построить	Высота над уровнем моря обычно ограничивается несколькими сотнями футов или около того (мировой рекорд — 830 метров или 2723 фута).
Холодный газовый двигатель	Негорючая форма, используемая для нониусных двигателей.	Незагрязняющий выхлоп	Крайне низкая производительность

Химическая энергия

Смотрите также: Жидкое ракетное топливо

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Твердотопливная ракета	Воспламеняющаяся самоподдерживающаяся смесь твердого топлива и окислителя («зерно») с центральным отверстием и соплом.	Простой, часто без движущихся частей , достаточно хорошая массовая доля, разумный I sp . График тяги можно запрограммировать в зерне.	Дросселирование, прекращение горения и повторное зажигание требуют специальных конструкций. Решение проблем, связанных с воспламеняющейся смесью. Более низкие характеристики, чем у жидкостных ракет. Если зерно треснет, оно может заблокировать сопло, что приведет к катастрофическим последствиям. Трещины зерна горят и расширяются во время горения. Заправка сложнее, чем просто заправка баков. Невозможно выключить после зажигания; будет гореть до тех пор, пока не израсходуется все твердое топливо.
Гибридная ракета	Отдельный окислитель/топливо; обычно окислитель является жидким и хранится в баке, а топливо — твердым.	Все очень просто: твердое топливо без окислителя по сути инертно, безопаснее; трещины не обостряются, дросселируются и легко отключаются.	Некоторые окислители являются монотопливами и могут взрываться сами по себе; Механическая неисправность твердого топлива может заблокировать сопло (очень редко для прорезиненного топлива), центральное отверстие расширяется при горении и отрицательно влияет на соотношение смеси.
Монотопливная ракета	Пропеллент (например, гидразин, перекись водорода или закись азота) протекает через катализатор и экзотермически разлагается; через сопло выходят горячие газы.	Простая концепция, дросселирование, низкие температуры в камере сгорания.	Катализаторы легко загрязняются, монотопливо может взорваться при загрязнении или провоцировании, I sp составляет, пожалуй, 1/3 лучших жидкостей.
Двухкомпонентная ракета	Два жидких (обычно жидких) топлива вводятся через форсунки в камеру сгорания и сжигаются.	Эффективность сгорания до ~99% с отличным контролем смеси, дросселирование, может использоваться с турбонасосами, что позволяет получить невероятно легкие баки, может быть безопасным при особой осторожности.	Насосы, необходимые для высокой производительности, дороги в проектировании, огромные тепловые потоки через стенки камеры сгорания могут повлиять на повторное использование, режимы отказов включают крупные взрывы, требуется много водопроводных сетей.
Газ-газовая ракета	Двухкомпонентный двигатель, использующий газовое топливо как в качестве окислителя, так и в качестве топлива.	Более высокая производительность, чем у двигателей с холодным газом.	Более низкая производительность, чем у двигателей на жидкостной основе.
Двухрежимная ракета-носитель	Ракета взлетает как двухкомпонентная ракета, а затем переходит на использование только одного топлива в качестве монотоплива.	Простота и удобство управления	Более низкая производительность, чем у двухкомпонентного топлива
Трехкомпонентная ракета	Три разных топлива (обычно водород, углеводород и жидкий кислород) вводятся в камеру сгорания с переменным соотношением смеси или используются несколько двигателей с фиксированным соотношением смеси топлива и дросселируются или выключаются.	Уменьшает взлетную массу, поскольку водород легче; сочетает в себе хорошую тягу и вес с высоким средним I sp , значительно увеличивает полезную нагрузку для запуска с Земли.	Проблемы, аналогичные проблемам двухтопливного топлива, но с большим количеством сантехники, большего количества исследований и разработок.
Ракета с воздушным усилением	По сути, это прямоточный воздушно-реактивный двигатель, в котором всасываемый воздух сжимается и сжигается вместе с выхлопом ракеты.	От 0 до 4,5 Маха и выше (также может работать вне атмосферы), хорошая эффективность при скорости от 2 до 4 Маха.	Эффективность аналогична ракетам на низкой скорости или заатмосфере, трудности со входом, относительно неразработанный и неисследованный тип, трудности с охлаждением, очень шумный, тяговооруженность аналогична прямоточным воздушно-реактивным двигателям.
Турборакета	Турбореактивный двигатель/ракета комбинированного цикла, в котором в воздушный поток добавляется дополнительный окислитель, например кислород, для увеличения максимальной высоты.	Очень близок к существующим конструкциям, работает на очень большой высоте, в широком диапазоне высот и скоростей полета.	Скорость полета в атмосфере ограничена тем же диапазоном, что и у турбореактивного двигателя, перевозка окислителя, такого как LOX, может быть опасной. Гораздо тяжелее простых ракет.
Предварительно охлажденный реактивный двигатель / LACE (комбинированный цикл с ракетой)	Всасываемый воздух охлаждается до очень низких температур на входе перед прохождением через прямоточный воздушно-реактивный двигатель или турбореактивный двигатель. Может быть совмещен с ракетным двигателем для выведения на орбиту.	Легко проверяется на земле. Возможны высокие тяговооруженности (~14) вместе с хорошей топливной экономичностью в широком диапазоне скоростей полета, 0–5,5+ Маха; эта комбинация эффективности может позволить вывести на орбиту одноступенчатый запуск или очень быстрое межконтинентальное путешествие.	Существует только на стадии лабораторного прототипирования. Примеры включают RB545 , SABER , ATREX.

Электрический привод

Основная статья: Двигательная установка космического корабля с электрическим приводом

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Ракета Resistojet (электрический нагрев)	Энергия передается обычно инертной жидкости, служащей реакционной массой, посредством джоулевого нагрева нагревательного элемента. Также может использоваться для придания дополнительной энергии монотопливу.	Эффективен там, где электроэнергия стоит дешевле, чем масса. выше I sp , чем у монотоплива, примерно на 40 %.	Требует большой мощности, поэтому обычно имеет низкую тягу.
Ракета Arcjet (химическое горение с помощью электрического разряда)	Идентичен резисторной струе, за исключением того, что нагревательный элемент заменен электрической дугой, что устраняет физические требования к нагревательному элементу.	1600 секунд я говорю	Очень низкая тяга и высокая мощность, характеристики аналогичны ионному двигателю .
Магнитоплазменная ракета с переменным удельным импульсом	Плазма с микроволновым нагревом и магнитным горловиной/соплом	Переменная I sp от 1000 до 10 000 секунд.	Аналогичное соотношение тяги и веса с ионными двигателями (хуже), тепловые проблемы, как и с ионными двигателями, очень высокие требования к мощности для значительной тяги, действительно нужны усовершенствованные ядерные реакторы, никогда не летавшие, требуются низкие температуры для работы сверхпроводников.
Импульсный плазменный двигатель (электродуговой нагрев; излучает плазму)	Плазма используется для разрушения твердого топлива.	Высокий I sp , может включаться и выключаться импульсно для контроля ориентации	Низкая энергетическая эффективность
Ионная двигательная установка	Высокое напряжение на земле и плюсовой стороне	Питание от аккумулятора	Низкая тяга, требуется высокое напряжение

Термальный

Предварительно нагретый

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Ракета с горячей водой	Горячая вода хранится в резервуаре при высокой температуре/давлении и превращается в пар в сопле.	Простой, достаточно безопасный	Низкие общие характеристики из-за тяжелого танка; Я говорю меньше 200 секунд

Солнечная тепловая энергия

Солнечная тепловая ракета будет использовать солнечную энергию для непосредственного нагрева реакционной массы и, следовательно, не требует электрического генератора, как большинство других форм движения на солнечной энергии. Солнечная тепловая ракета должна нести только средства улавливания солнечной энергии, такие как концентраторы и зеркала . Нагретое топливо подается через обычное сопло ракеты для создания тяги. Тяга двигателя прямо связана с площадью поверхности солнечного коллектора и местной интенсивностью солнечного излучения и обратно пропорциональна I _sp .

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Солнечная тепловая ракета	Топливо нагревается солнечным коллектором.	Простой дизайн. При использовании водородного топлива 900 секунд I sp сравнимы с ядерной тепловой ракетой, без проблем и сложности управления реакцией деления. Возможность продуктивно использовать отработанный газообразный водород — неизбежный побочный продукт длительного хранения жидкого водорода в радиационно-тепловой среде космоса — как для поддержания орбитальной станции, так и для управления ориентацией .	Полезен только в космосе, поскольку тяга довольно мала, но традиционно не считалось, что водород легко хранить в космосе. в противном случае умеренный/низкий I sp , если используются топлива с более высокой молекулярной массой.

Балочная тепловая

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Ракета со световым двигателем	Топливо нагревается световым лучом (часто лазером), направленным на транспортное средство на расстоянии, прямо или косвенно через теплообменник.	Принципиально просто, в принципе можно достичь очень высоких скоростей выхлопа.	Для выхода на орбиту требуется около 1 МВт мощности на кг полезной нагрузки, относительно высокие ускорения, лазеры блокируются облаками, туманом, отраженный лазерный свет может быть опасным, для хорошей работы в значительной степени требуется моноводородное топливо, для которого требуется тяжелая цистерна, некоторые конструкции ограничено ~600 секундами из-за повторного излучения света, поскольку топливо/теплообменник нагревается добела
Ракета с микроволновым двигателем	Топливо нагревается микроволновым лучом, направленным на транспортное средство на расстоянии.	I sp сопоставим с ядерно-термальной ракетой в сочетании с T/W, сравнимой с обычной ракетой. В то время как топливо LH 2 обеспечивает самый высокий I sp и долю полезной нагрузки ракеты, аммиак или метан экономически превосходят ракеты Земля-орбита из-за их особого сочетания высокой плотности и I sp . Работа SSTO возможна с этим топливом даже для небольших ракет, поэтому нет никаких ограничений по местоположению, траектории и ударам, добавляемых процессом подготовки ракеты. Микроволновые печи в 10–100 раз дешевле лазеров в долларах/ватт и работают всепогодно на частотах ниже 10 ГГц.	0,3–3 МВт мощности на кг полезной нагрузки.  Для выхода на орбиту в зависимости от топлива необходимо и это влечет за собой затраты на инфраструктуру для директора луча плюс соответствующие затраты на исследования и разработки. Концепции, работающие в диапазоне миллиметровых волн, должны учитывать погодные условия и места направления луча на большой высоте, а также эффективный диаметр передатчика, составляющий 30–300 метров, для продвижения транспортного средства на НОО. Концепции, работающие в X-диапазоне или ниже, должны иметь эффективный диаметр передатчика, измеряемый в километрах, чтобы обеспечить достаточно тонкий луч, чтобы сопровождать транспортное средство на НОО. Передатчики слишком велики, чтобы поместиться на мобильных платформах, поэтому ракеты с микроволновым двигателем ограничены для запуска вблизи мест с фиксированным направлением луча.

Ядерно-тепловая

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Радиоизотопная ракета/"Двигатель Пудель" (энергия радиоактивного распада)	Тепло радиоактивного распада используется для нагрева водорода.	Около 700–800 секунд, движущихся частей почти нет.	Низкая тяговооруженность.
Ядерная тепловая ракета (энергетика ядерного деления)	Топливо (обычно водород) пропускают через ядерный реактор для нагрева до высокой температуры.	I sp может быть высоким, возможно, 900 секунд или более, и в некоторых конструкциях тяговооруженность может превышать единицу.	Максимальная температура ограничена технологией материалов, в некоторых конструкциях в выхлопных газах могут присутствовать некоторые радиоактивные частицы, защита ядерного реактора тяжелая, ее вряд ли можно будет допустить с поверхности Земли, тяговооруженность невысокая.

Ядерный

Ядерное движение включает в себя широкий спектр методов движения , которые используют ту или иную форму ядерной реакции в качестве основного источника энергии. Для космических кораблей были предложены различные типы ядерных двигателей, и некоторые из них прошли испытания:

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Ракета-реактор с газовым сердечником (энергетика ядерного деления)	Ядерная реакция с использованием газообразного реактора деления в тесном контакте с топливом	Очень горячее топливо, не ограниченное поддержанием твердого состояния реактора, скорость вращения от 1500 до 3000 секунд, но с очень высокой тягой.	Трудности с нагревом топлива без потери расщепляющихся веществ в выхлопных газах, серьезные тепловые проблемы, особенно в области сопла/горловины, выхлопные газы практически по своей природе очень радиоактивны. Варианты ядерной лампочки могут содержать делящиеся вещества, но разрезать I sp пополам.
Ракета на осколках деления (энергетика ядерного деления)	Продукты деления истощаются непосредственно для создания тяги.		Пока только теоретически.
Парус деления (энергия ядерного деления)	Материал паруса покрыт делящимся материалом с одной стороны.	Нет движущихся частей, работает в глубоком космосе.	Пока только теоретически.
Ядерная ракета с соленой водой (энергия ядерного деления)	Ядерные соли удерживаются в растворе, вызывая реакцию на сопле.	Очень высокий I sp , очень высокая тяга	Проблемы с температурой в сопле, топливо может быть нестабильным, выхлопы высокорадиоактивны. Пока только теоретически.
Ядерный импульсный двигатель (взрывающиеся бомбы деления/термоядерного синтеза)	Фигурные ядерные бомбы взрываются позади автомобиля, и взрыв улавливается «толкающей пластиной»	Очень высокий I sp , очень высокая тяговооруженность, для этой технологии не известны никакие стопоры.	Никогда не подвергалась испытаниям, толкающая пластина может отбрасывать фрагменты из-за удара, минимальный размер ядерных бомб все еще довольно велик, они дороги в небольших масштабах, проблемы с ядерным договором, осадки при использовании ниже магнитосферы Земли.
Ядерный импульсный двигатель, катализируемый антиматерией (энергия деления и/или термоядерного синтеза)	Ядерный импульсный двигатель с использованием антивещества для бомб меньшего размера	Возможен вариант с автомобилем меньшего размера.	Сдерживание антивещества, производство антивещества в макроскопических количествах в настоящее время невозможно. Пока только теоретически.
Термоядерная ракета (энергия ядерного синтеза)	Термоядерный синтез используется для нагрева топлива.	Очень высокая скорость выхлопа	Во многом превосходит нынешний уровень техники.
Ракета на антивеществе (энергия аннигиляции)	Аннигиляция антиматерии нагревает топливо	Чрезвычайно энергичный, очень высокая теоретическая скорость выхлопа	Проблемы с производством и обращением с антивеществом; потери энергии в нейтрино , гамма-лучах , мюонах ; тепловые проблемы. Пока только теоретически.

История ракетных двигателей

Основная статья: История ракет

Согласно трудам римлянина Авла Геллия , самый ранний известный пример реактивного движения датируется ок. 400 г. до н. э., когда греческий пифагорейец по имени Архит привел в движение деревянную птицу по проводам с помощью пара. Однако он не был достаточно мощным, чтобы взлететь самостоятельно.

двигатель , Описанный в первом веке до нашей эры эолипил, часто известный как Героя , состоял из пары сопел паровой ракеты закрепленных на подшипнике . Он был создан почти за два тысячелетия до промышленной революции , но лежащие в его основе принципы не были хорошо поняты, и он не превратился в практический источник энергии.

Доступность черного пороха для запуска снарядов стала предшественником разработки первой твердотопливной ракеты. девятого века Китайские даосские алхимики открыли черный порошок в поисках эликсира жизни ; Это случайное открытие привело к появлению огненных стрел , которые стали первыми ракетными двигателями, оторвавшимися от земли.

Это заявлено что «реактивная сила зажигательных средств, вероятно, не применялась для приведения в движение снарядов до 13 века». Поворотным моментом в ракетной технике стала небольшая рукопись под названием Liber Ignium ad Comburendos Hostes (сокращенно « Книга огней »). Рукопись составлена ​​из рецептов создания зажигательного оружия середины восьмого — конца тринадцатого веков, два из которых — ракеты. Первый рецепт предусматривает добавление одной части канифоли и серы к шести частям селитры (нитрата калия), растворенной в лавровом масле, затем вставленной в полое дерево и подожженной, чтобы «внезапно улететь куда пожелаешь и сжечь все». Второй рецепт включает в себя один фунт серы, два фунта древесного угля и шесть фунтов селитры — все это мелко измельчают на мраморной плите. Эта порошковая смесь плотно упакована в длинный и узкий футляр. Введение селитры в пиротехнические смеси связало переход от метательного греческого огня к самоходной ракетной технике.

Статьи и книги на тему ракетной техники появлялись все чаще с пятнадцатого по семнадцатый века. В шестнадцатом веке немецкий военный инженер Конрад Хаас (1509–1576) написал рукопись, в которой описал конструкцию многоступенчатых ракет.

Ракетные двигатели также использовал Типпу Султан , король Майсура . Обычно они представляли собой трубку из мягкого кованого железа длиной около 8 дюймов (20 см) и Диаметр 1 + 1 ⁄ 2 –3 дюйма (3,8–7,6 см), закрытый с одного конца, начиненный черным порохом и привязанный к бамбуковому древку длиной около 4 футов (120 см). Ракета, несущая около одного фунта пороха, могла пролететь почти 1000 ярдов (910 м). Эти «ракеты», оснащенные мечами, могли подняться в воздух на несколько метров, а затем упасть лезвиями мечей, обращенными к врагу. Они были очень эффективно использованы против Британской империи.

Современная ракетная техника

Медленное развитие этой технологии продолжалось вплоть до конца XIX века, когда россиянин Константин Циолковский впервые написал о жидкостных ракетных двигателях . Он был первым, кто разработал уравнение ракеты Циолковского , хотя в течение нескольких лет оно не публиковалось широко.

Современные твердотопливные и жидкостные двигатели стали реальностью в начале 20 века благодаря американскому физику Роберту Годдарду . Годдард первым применил сопло Де Лаваля на твердотопливном (пороховом) ракетном двигателе, удвоив тягу и увеличив КПД примерно в двадцать пять раз. Это было рождение современного ракетного двигателя. На основании независимо выведенного уравнения ракеты он рассчитал, что ракета разумного размера, использующая твердое топливо, могла бы доставить на Луну полезную нагрузку весом в один фунт.

Эпоха жидкостных ракетных двигателей

Годдард начал использовать жидкое топливо в 1921 году, а в 1926 году первым запустил ракету на жидком топливе. Годдард был пионером в использовании сопла Де Лаваля, легких топливных баков, небольших легких турбонасосов, вектора тяги, жидкотопливного двигателя с плавным дросселированием, регенеративного охлаждения и завесного охлаждения.

В конце 1930-х годов немецкие ученые, такие как Вернер фон Браун и Хельмут Вальтер , исследовали установку жидкотопливных ракет на военные самолеты ( Heinkel He 112 , He 111 , He 176 и Messerschmitt Me 163 ).

Турбонасос использовался немецкими учеными во время Второй мировой войны. До этого охлаждение сопла было проблематичным, а в баллистической ракете А4 в качестве топлива использовался разбавленный спирт, что существенно снижало температуру горения.

Ступенчатое горение ( Замкнутая схема ) было впервые предложено Алексеем Исаевым в 1949 году. Первым ступенчатым двигателем внутреннего сгорания был С1.5400, использовавшийся в советской планетарной ракете, разработанный Мельниковым, бывшим помощником Исаева. Примерно в это же время (1959 г.) Николай Кузнецов приступил к работе над двигателем замкнутого цикла НК-9 для орбитальной МБР Королева ГР-1. Позднее Кузнецов развил эту конструкцию в двигатели НК-15 и НК-33 для неудачной ракеты «Лунная Н1» .

На Западе первый лабораторный двигатель поэтапного сгорания был построен в Германии в 1963 году Людвигом Бёлковым .

Жидководородные двигатели были впервые успешно разработаны в Америке: двигатель RL-10 впервые поднялся в воздух в 1962 году. Его преемник, Rocketdyne J-2 , использовался в Аполлон программы ракете Сатурн V для отправки людей на Луну. Высокий удельный импульс и низкая плотность жидкого водорода снизили массу разгонного блока, а также габариты и стоимость аппарата.

Рекорд по количеству двигателей в одном полете ракеты — 44, установлен НАСА в 2016 году на Black Brant .

См. также

• Сравнение орбитальных ракетных двигателей
• Вращающийся детонационный двигатель
• Реактивное демпфирование — эффект выхлопной струи ракеты, которая имеет тенденцию замедлять скорость вращения транспортного средства.
• Классификация моделей ракетных двигателей с буквенными буквами
• NERVA (Ядерная энергия для ракетных транспортных средств), программа США по ядерным тепловым ракетам.
• Фотонная ракета
• Проект «Прометей» — разработка НАСА ядерной двигательной установки для длительных космических полетов, начатая в 2003 году.
• Технологии ракетных двигателей (значения)

Внешние ссылки

• Проектирование с учетом ожидаемого срока службы ракетных двигателей
• Анализ характеристик ракетного двигателя с помощью плюм-спектрометрии
• Техническая статья о камере тяги ракетного двигателя
• Калькулятор чистой тяги ракетного двигателя
• Инструмент проектирования для термодинамического анализа жидкостных ракетных двигателей
• Ракетно-космическая техника - Ракетное движение
• Официальный сайт летчика-испытателя Эриха Варсица (первого в мире пилота реактивного самолета), на котором представлены видеоролики Heinkel He 112, оснащенного ракетными двигателями фон Брауна и Хельмута Вальтера (а также He 111 с подразделениями АТО).