Как устроен и работает жидкостно-реактивный двигатель

Второй ракетный бум

Ракеты ждали своего часа и дождались: в 1920-х годах начался второй ракетный бум, и связан он в первую очередь с двумя именами.

Константин Эдуардович Циолковский — ученый-самоучка из Рязанской губернии,  невзирая на трудности и препятствия, сам дошел до многих открытий, без которых невозможно было бы даже говорить о космосе. Идея использования жидкого топлива, формула Циолковского, которая рассчитывает необходимую для полета скорость, исходя из соотношения конечной и начальной масс, многоступенчатая ракета — все это его заслуга. Во многом под влиянием его трудов создавалось и оформлялось отечественное ракетостроение. В Советском Союзе начали стихийно возникать общества и кружки по изучению реактивного движения, в числе которых ГИРД — группа изучения реактивного движения, а в 1933 году под патронажем властей появился Реактивный институт.

Второй герой ракетной гонки — немецкий физик Вернер фон Браун. Браун имел отличное образование и живой ум, а после знакомства с другим светилом мирового ракетостроения, Генрихом Обертом, он решил приложить все свои силы к созданию и усовершенствованию ракет. В годы Второй Мировой фон Браун фактически стал отцом «оружия возмездия» Рейха — ракеты «Фау-2», которую немцы начали применять на поле боя в 1944 году. «Крылатый ужас», как называли её в прессе, принес разрушение многим английским городам, но, к счастью, на тот момент крах нацизма был уже делом времени. Вернер фон Браун вместе со своим братом решил сдаться в плен к американцам, и, как показала история, это был счастливый билет не только и не столько для ученых, сколько для самих американцев. С 1955 года Браун работает на американское правительство, и его изобретения ложатся в основу космической программы США.

Но вернемся в 1930-е. Советское правительство по достоинству оценило рвение энтузиастов на пути к космосу и решило употребить его в своих интересах. В годы войны себя отлично показала «Катюша» — система залпового огня, которая стреляла реактивными ракетами. Это было во многом инновационное оружие: «Катюша» на базе легкого грузовика «Студебеккер» приезжала, разворачивалась, обстреливала сектор и уезжала, не давая немцам опомниться.

Окончание войны подкинуло нашему руководству новую задачу: американцы продемонстрировали миру всю мощь ядерной бомбы, и стало совершенно очевидно, что на статус сверхдержавы может претендовать только тот, у кого есть нечто похожее. Но здесь была проблема. Дело в том, что, помимо самой бомбы, нам нужны были средства доставки, которые бы смогли обойти ПВО США. Самолеты для этого не годились. И СССР решил сделать ставку на ракеты.

Константин Эдуардович Циолковский умер в 1935 году, но ему на смену пришло целое поколение молодых ученых, которое и отправило человека в космос. Среди этих ученых был Сергей Павлович Королев, которому суждено было стать «козырем» Советов в космической гонке.

СССР принялся за создание своей межконтинентальной ракеты со всем усердием: были организованы институты, собраны лучшие ученые, в подмосковных Подлипках создается НИИ по ракетному вооружению, и работа кипит вовсю.

Только колоссальное напряжение сил, средств и умов позволило Советскому Союзу в кратчайшие сроки построить свою ракету, которую назвали Р-7. Именно её модификации вывели в космос «Спутник» и Юрия Гагарина, именно Сергей Королев и его соратники дали старт космической эре человечества. Но из чего состоит космическая ракета?

Классификация ЭРД

Классификация ЭРД не устоялась, однако в русскоязычной литературе обычно принято классифицировать ЭРД по преобладающему механизму ускорения частиц. Различают следующие типы двигателей:

• электротермические ракетные двигатели (ЭТД);
• электростатические двигатели (ИД, СПД);
• сильноточные (электромагнитные, магнитодинамические) двигатели;
• импульсные двигатели.

Принятая в русскоязычной литературе классификация электроракетных двигателей

ЭТД, в свою очередь, делятся на электронагревные (ЭНД) и электродуговые (ЭДД) двигатели.

Электростатические делятся на ионные (в том числе коллоидные) двигатели (ИД, КД) — ускорители частиц в униполярном пучке, и ускорители частиц в квазинейтральной плазме. К последним относятся ускорители с замкнутым дрейфом электронов и протяжённой (УЗДП) или укороченной (УЗДУ) зоной ускорения. Первые принято называть стационарными плазменными двигателями (СПД), также встречается (всё реже) наименование — линейный холловский двигатель (ЛХД), в западной литературе именуется холловским двигателем. УЗДУ обычно называются двигателями с ускорением в анодном слое (ДАС).

К сильноточным (магнитоплазменным, магнитодинамическим) относят двигатели с собственным магнитным полем и двигатели с внешним магнитным полем (например, торцевой холловский двигатель — ТХД).

Импульсные двигатели используют кинетическую энергию газов, появляющихся при испарении твёрдого тела в электрическом разряде.

В качестве рабочего тела в ЭРД могут применяться любые жидкости и газы, а также их смеси. Тем не менее, для каждого типа двигателей существуют рабочие тела, применение которых позволяет достигнуть наилучших результатов. Для ЭТД традиционно используется аммиак, для электростатических — ксенон, для сильноточных — литий, для импульсных — фторопласт.

Недостатком ксенона является его стоимость, обусловленная небольшим годовым производством (менее 10 тонн в год во всём мире), что вынуждает исследователей искать другие РТ, похожие по характеристикам, но менее дорогие. В качестве основного кандидата на замену рассматривается аргон. Он также является инертным газом, но, в отличие от ксенона имеет большую энергию ионизации при меньшей атомной массе. Энергия, затраченная на ионизацию на единицу ускоренной массы, является одним из источников потерь КПД.

Плазменные ракетные двигатели

Плазменный двигатель — электрический ракетный двигатель, рабочее тело которого приобретает ускорение, находясь в состоянии плазмы.

Плазменные двигатели различной конструкции строились и тестировались начиная с 60-х годов, однако на начало XXI века существует лишь один проект плазменного двигателя — VASIMR, который реализуется на коммерческой основе: пока двигатель прошел лишь стендовые испытания, разработка продолжается.
Другие типы плазменных двигателей, в частности СПД и ДАС (двигатели с анодным слоем), очень к ним близкие, имеют совершенно другие принципы работы.

Потенциал плазменных двигателей высок, однако, в ближайшем будущем единственным его применением будет корректировка орбиты МКС и других околоземных спутников.

Всё сказанное конкретное о ракетных двигателях можно свести к одной цели — придать хаотичному характеру кинетической энергии необходимое общее направление.

Понятие

Ракетное топливо — одно или более высокоэнергетических веществ питания ракетного двигателя для создания им тяги. С развитием ракетной техники идет развитие новых видов ракетных двигателей, например, ядерных ракетных двигателей. Ракетное топливо может быть химическим (жидким и твёрдым), ядерным, термоядерным.

Жидкое химическое ракетное топливо состоит из двух компонентов: окислителя и горючего, которые находятся в ракете в жидком состоянии в разных баках. Смешивание их происходит в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя, обычно с помощью форсунок. Давление компонентов топлива создается за счет работы турбонасосной или вытеснительной системы, в работе которых также могут участвовать компоненты топливной пары. Кроме того, компоненты топлива используются для охлаждения сопла жидкостного ракетного двигателя.

Также применяются так называемые ракетные монотоплива, в которых и окислителем и восстановителем является одно и то же вещество. При работе ракетного двигателя на монотопливе происходит химическая реакция самоокисления-самовосстановления с участием катализаторов, либо двигатель работает только за счёт фазового перехода вещества монотоплива, например из жидкого состояния в газообразное.

Твёрдое ракетное топливо тоже состоит из окислителя и горючего, но они находятся в виде смеси твёрдых веществ.

ЭРД: полет на Марс возможен!

Для полета на Марс требуется скорость 30 км/с. И здесь без ЭРД не обойтись.

Тогда вопрос: почему же мы сегодня не гуляем по Марсу, коль необходимый для этого двигатель существовал еще в 1932 году? Причин много. Вот хотя бы некоторые.

ЭРД способен работать только в пустоте космического пространства.

В обычной лаборатории вытекающая из него струя испарившегося металла смешивалась с воздухом и теряла скорость. Так, что даже тягу двигателя нельзя было достоверно измерить.

Лет через 20 подобные двигатели стали испытывать в специальных, очень дорогих вакуумных камерах.

Фото 3. Использования ЭРД делает возможным полет на Марс

Оказалось, что тяга подобных двигателей очень мала. Ее недостаточно даже для отрыва (только лишь двигателя!) от земли.

Тогда зачем же они нужны?

Они нужны для «неторопливого», длительного разгона в невесомости.

Смотрите. Если на тело массой 1 кг длительно действует сила 0,01 н (1 г), то через 28 часов оно приобретет скорость артиллерийского снаряда — 1 км/с, через 32 дня — 8 км/с (это первая космическая скорость), через 4 месяца — 30 км/с (третья космическая скорость), позволяющую лететь на Марс или вообще покинуть Солнечную систему.

Чтобы за 4 месяца набрать скорость 30 км/с, двигатель должен потреблять мощность… 300 Вт.

Не так много, в 3 раза меньше мощности утюга! Но у утюга есть розетка, а где взять розетку в космосе?

В качестве источника энергии для ракеты, оснащенной ЭРД, В.П. Глушко предложил использовать фотоэлементы.

Ракета, оснащенная такими двигателями, самостоятельно выйти в космос не может. Для старта должен применяться другой двигатель.

Но после выхода в космическое пространство «солнечная» ракета, оснащенная ЭРД, могла бы за несколько суток набрать такую скорость, которая недоступна для ракет любых других типов.

Подобная схема полета на Марс ныне рассматривается в российском проекте высадки космонавтов на Красную планету.

Назначение

После выведения космического аппарата в космос его положение в пространстве нуждается в корректировке. На начальном этапе это может быть связано с необходимостью переведения аппарата на заданную орбиту или траекторию, а также с обеспечением максимальной освещенности солнечных батарей, направленности антенн и систем наблюдения. В дальнейшем могут проводиться орбитальные манёвры, связанные как с использованием аппарата по назначению, так и вызванные технической необходимостью, например, в случае уклонения от других объектов. Низкоорбитальные системы, кроме того, подвержены торможению атмосферой, из-за чего поддержание их орбиты в течение долгого времени требует наличия у аппарата двигательной установки. После исчерпания возможностей манёвра период активной жизни аппарата считается завершённым.

Задачей двигательной установки межпланетных аппаратов может являться разгон до второй космической скорости (иногда для этого используется последняя ступень ракеты-носителя). Корректировка траектории обычно осуществляется серией коротких запусков двигателя, между которыми аппарат находится в свободном полете. Наиболее эффективным способом перемещения космического аппарата с одной круговой орбиты на другую является эллиптическая переходная орбита, касательная к обеим круговым. Для её формирования на начальном участке используется серия ускорений, а на конечном — серия торможений, остальное время аппарат перемещается по инерции. Иногда для торможения используются особые методы — например, за счёт аэродинамического сопротивления атмосферы планеты.

Рисунок солнечного паруса

Некоторые типы двигательных установок, например, электроракетные двигатели или солнечный парус, обеспечивают малое приращение скорости при длительном действии. В этом случае траектория межпланетного аппарата будет иной: постоянное ускорение в первой части пути и постоянное торможение во второй. Солнечный парус в качестве движителя был успешно испытан на японском аппарате «IKAROS».

Для межзвездных перелётов также требуются свои двигательные установки. В настоящее время таких устройств не существует, но ведётся обсуждение их возможных вариантов. Расстояние до ближайших к Солнцу звёзд чрезвычайно велико, и достижение цели за приемлемое время требует высокой скорости полёта. Разгон и торможение межзвёздного корабля является непростой задачей для конструкторов.

Жесткий возница

На пресс-брифинге экипажа Crew Dragon сразу после стыковки корабля с МКС астронавт Боб Бенкен отметил, как плавно шел «Фалькон» первые минуты полета по сравнению с «Шаттлом». Это связано именно с тем, что двигатель «Мерлин»— жидкостный, а «Шаттлы» использовали на старте, помимо своих двигателей, еще и твердотопливные ускорители SRB.

Старт шаттла Discovery

NASA

Первые две минуты, на этапе работы твердотопливных ускорителей, трясет так, будто вы мчитесь на телеге по крупной булыжной мостовой. На трансляциях из кабины шаттла видно, как экипаж при запуске мотает в креслах, а как только ускорители отсоединяются — тряска прекращается, и остается лишь еле ощутимая вибрация водородных двигателей шаттла.

В горячем газе, заполняющем канал работающего твердотопливного двигателя, возникают акустические колебания. Они сливаются в более сильные волны и усиливаются – растет давление во фронте волны, а большая скорость звука в раскаленном газе дает волнам большую быстроту движения. Натыкаясь на горящую топливную поверхность, акустические волны своим давлением ускоряют горение и выделение энергии — и сами получают от горящего топлива усиливающий удар и отражаются. Так они гуляют по всему сжатому газу канала внутри топлива, поддерживая и увеличивая свою силу. Под их действием горение топлива, в среднем равномерное, испытывает частые и множественные локальные усиления. Что и вызывает вибрации двигателя, которые приводят к тряске.

Выхлоп ускорителя выглядит как яркое белое пламя. Яркость ему придают раскаленные твердые микрочастицы, хорошо излучающие свет видимого диапазона: у свечи это микрочастицы твердого углерода, а у твердого ракетного топлива светят частицы продуктов разложения перхлората аммония, оксида алюминия — и тот же углерод.

Сверхзвуковая выхлопная струя тормозится об воздух, порождая сильные звуковые поля. От струи отходят множественные акустические волны, двигатель ревет и грохочет. Интенсивность этого процесса так сильна, что на огневых испытаниях рев двигателя вздымает грунтовую пыль — и кажется, что грунт дымится.

Поднятая с земли пыль окрашивает в темный цвет дым струи, бьющей на испытаниях горизонтально. Также дым затемняется несгоревшим углеродом полибутадиена. Без этих темных включений выхлоп имел бы белый цвет, образуемый частицами оксида алюминия и хлорида аммония.

Огневые испытания ускорителя в июне 2016 года

NASA

Топливо[править | править код]

Основная статья: Твёрдое ракетное топливо

• Гомогенные топлива. Представляют собой твёрдые растворы (обычно — нитроцеллюлозы) в нелетучем растворителе (обычно в нитроглицерине). Применяются в небольших ракетах.
• Смесевые топлива. Это смесь твёрдых окислителя и горючего. Наиболее значимы:
  • Дымный порох. Исторически первое ракетное топливо. Состав: селитра, древесный уголь и сера.
  • Смесевые топлива на основе перхлората аммония (окислитель) и полимерного горючего. Наиболее широко применяемое топливо для тяжелых ракет военного и космического назначения.
  • В ракетомоделизме получило широкое распространение самодельное смесевое топливо на основе нитрата калия и органических связующих, доступных в быту (сорбит, сахар и тому подобных).
• Известны ракетные двигатели, где горючее является твердым топливом, а окислитель жидким веществом и подается в камеру сгорания насосами по трубопроводам. Достоинствами такого топлива являются возможность управления тягой двигателя, достижение более высоких температур сгорания за счет охлаждения камеры жидким окислителем. Такие ракетные двигатели являются промежуточными между ЖРД и РДТТ.

Топливо РДТТ американских межконтинентальных ракет состояло из смеси на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана с алюминием (первая ступень), с присадками (связующего НТРВ (англ. Hydroxyl Terminated Poly Butadien — полибутадиена с концевой гидроксильной группой), улучшающими стабильность скорости горения, формование и хранения заряда и смесью на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана в смеси с сополимером полибутадиена и акриловой кислоты (вторая ступень).

Краткие технические характеристики

ЭРД характеризуются малым массовым расходом РТ и высокой скоростью истечения ускоренного потока частиц. Нижняя граница скорости истечения примерно совпадает с верхней границей скорости истечения струи и составляет около 3 000 м/с. Верхняя граница теоретически неограничена (в пределах скорости света), однако для перспективных моделей двигателей рассматривается скорость, не превышающая 200 000 м/с. В настоящее время для двигателей различных типов оптимальной считается скорость истечения от 16 000 до 60 000 м/с.

В связи с тем, что процесс ускорения в ЭРД проходит при низком давлении в ускорительном канале (концентрация частиц не превышает 1020 частиц/м³), плотность тяги довольно мала, что ограничивает применение ЭРД: внешнее давление не должно превышать давление в ускорительном канале, а ускорение КА очень мало (десятые или даже сотые g). Исключением из этого правила могут быть ЭДД на малых КА.

Электрическая мощность ЭРД колеблется от сотен ватт до мегаватт. Применяемые в настоящее время на КА ЭРД имеют мощность от 800 до 2 000 Вт.

ЭРД характеризуются КПД — от 30 до 60 %.

Топливо

Основная статья: Твёрдое ракетное топливо

• Гомогенные топлива. Представляют собой твёрдые растворы (обычно — нитроцеллюлозы) в нелетучем растворителе (обычно в нитроглицерине). Применяются в небольших ракетах.
• Смесевые топлива. Это смесь твёрдых окислителя и горючего. Наиболее значимы:
  • Дымный порох. Исторически первое ракетное топливо. Состав: селитра, древесный уголь и сера.
  • Смесевые топлива на основе перхлората аммония (окислитель) и полимерного горючего. Наиболее широко применяемое топливо для тяжелых ракет военного и космического назначения.
  • В ракетомоделизме получило широкое распространение самодельное смесевое топливо на основе нитрата калия и органических связующих, доступных в быту (сорбит, сахар и тому подобных).

Топливо РДТТ американских межконтинентальных ракет состояло из смеси на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана с алюминием (первая ступень), с присадками (связующего НТРВ (англ. Hydroxyl Terminated Poly Butadien — полибутадиена с концевой гидроксильной группой), улучшающими стабильность скорости горения, формование и хранения заряда и смесью на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана в смеси с сополимером полибутадиена и акриловой кислоты (вторая ступень).

Рецепт смеси

Твердое топливо по своему составу очень разнообразно, и делится на несколько типов. Львиную долю занимают смесевые топлива — тонко измельченные и перемешанные неорганические компоненты, соединенные связующими веществами. Одни из них являются окислителями, другие горючими, они реагируют во фронте горения топлива.

Помимо горючего и окислителя в топливо добавляют многие вспомогательные вещества. Чтобы топливо было пластичным, хорошо размешивалось и могло подаваться при снаряжении в корпус двигателя шнековыми машинами, в топливо вводят пластификаторы. Чтобы придать ему твердость, в топливо добавляют эпоксидные отвердители. При длительном вертикальном положении массив топлива не должен оплывать, давать трещины и накапливать внутренние напряжения — ракеты иногда стоят на боевом дежурстве десятки лет.

Если в топливе появятся трещины, то при работе двигателя они станут нерасчетными площадями горения, оплывший свод потеряет расчетную толщину и изменит форму канала, а возникшие в массиве топлива напряжения приведут к дополнительному разгару в этих местах. Эти риски возрастают под действием взлетной перегрузки, в разы усиливающей вес и давление массы топлива. 

Физические свойства топлива регулируются связующими добавками специальных стабилизаторов. Также в топливо добавляют ингибиторы и катализаторы горения, флегматизаторы (они уменьшают чувствительность топлива к трению, что необходимо при изготовлении смеси и снаряжения двигателя), ингибиторы окисления и другие добавки.

Состав топлива ускорителя SLS таков:

• 69,6 процентов окислителя, перхлората аммония NHClO_4,
• 16 процентов металлического алюминия,
• 12 процентов полибутадиенакрилонитрила, 
• 1,96 процента эпоксидного отвердителя,
• 0,4 процента железа, которое используется в качестве катализатора.

В молекуле перхлората аммония — четыре атома кислорода. Они освобождаются при нагревании и окисляют металлический алюминий и полибутадиенакрилонитрил. Полибутадиенакрилонитрил, или бутадиен-нитрильный каучук (БНК) — это жесткая резина, которая работает и горючим, и связующим. Углерод и водород БНК при сгорании образуют газовое рабочее тело — смесь в основном углекислого газа и водяного пара. Второе горючее, мелкодисперсный алюминий, сгорает без выделения газов, но температура горения алюминия очень высока, около 3300 °С. Это повышает температуру газов, передавая им тепло сгорания металла.

Сравнение двигательных установок

Ниже приведена сравнительная таблица различных типов двигательных установок, включающая как проверенные, так и гипотетические варианты.

В первой колонке указан удельный импульс (равный скорости истечения рабочего тела), или эквивалентная ему величина для нереактивных двигателей, во второй колонке — тяга двигателя, в третьей — время работы двигателя, в четвёртой — максимальное приращение скорости (для одноступенчатой системы), при этом:

• если приращение скорости много больше удельного импульса, требуется огромное количество топлива;
• если приращение скорости много меньше удельного импульса, требуется пропорционально большее количество энергии, а при её отсутствии — времени.

В пятой колонке указан уровень готовности технологии:

• 1 — известны только основные физические принципы;
• 2 — сформулирована теория;
• 3 — теория подтверждена экспериментально;
• 4 — компоненты испытаны в лаборатории;
• 5 — компоненты испытаны в вакууме;
• 6 — проведены наземные испытания / компоненты испытаны в космосе;
• 7 — проведены испытания в космосе;
• 8 — допущено к лётным испытаниям;
• 9 — проведены лётные испытания.

Двигательные установки

Тип	Эквивалентныйудельныйимпульс (км/с)	Тяга(Н)	Времяработы	Макс.приращениескорости (км/с)	Уровеньготовности
Твердотопливный ракетный двигатель	1—4	103 — 107	минуты	~ 7	9
Гибридный ракетный двигатель	1,5—4,2	7	минуты	> 3	9
Однокомпонентный ракетный двигатель	1—3	0,1 — 100	миллисекунды/минуты	~ 3	9
Жидкостный ракетный двигатель	1,0—4,7	0,1 — 107	минуты	~ 9	9
Ионный двигатель	15 — 210	10−3 — 10	месяцы/годы	> 100	9
Двигатель на эффекте Холла	8—50	10−3 — 10	месяцы/годы	> 100	9
	2—6	10−2 — 10	минуты	?	8
Электрический ракетный двигатель термический	4—16	10−2 — 10	минуты	?	8[источник не указан 3815 дней]
Электростатический ракетный двигатель	100 — 130	10−6 — 10−3	месяцы/годы	?	8
Пульсирующий плазменный двигатель	~ 20	~ 0.1	~2 000-10 000 ч	?	7
Двухрежимный ракетный двигатель	1—4,7	0.1 — 107	миллисекунды/минуты	~ 3 — 9	7
Солнечный парус	300 000 (давление света)145—750 (солнечный ветер)	9 на 1 а. е.230 на 0,2 а. е.10−10 на 4 св. годах(для паруса площадью 1 км²)	неограниченно	> 40	9, 6, 5
Трехкомпонентный ракетный двигатель	2,5—5,3	0,1 — 107	минуты	~ 9	6
Магнитоплазмодинамический двигатель	20—100	100	недели	?	6
Ядерный ракетный двигатель	9	107	минуты	> ~ 20	6
Электромагнитный ускоритель	0 — ~30	104 — 108	месяцы	?	6
Тросовая система	—	1—1012	минуты	~ 7	7
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель	5—6	0.1 — 107	секунды/минуты	> 7?	6
Двигатель с ожижением атмосферного воздуха	4,5	103 — 107	секунды/минуты	?	6
Пульсирующий индуктивный двигатель	10—80	20	месяцы	?	5
Электромагнитный ракетный ускоритель	10—300	40 — 1,200	дни/месяцы	> 100	5
Плазменный двигатель	10—130	0,1—1	дни/месяцы	> 100	5
Солнечный ракетный двигатель	7—12	1 — 100	недели	> ~ 20	4
Радиоизотопный ракетный двигатель	7—8	1.3 — 1.5	месяцы	?	4
Ядерный электрический ракетный двигатель	переменная	переменная	переменная	?	4
Проект «Орион» (ядерный «взрыволёт»)	20—100	109 — 1012	несколько дней	~ 30—60	3
Космический лифт	—	—	неограниченно	> 12	3
	30/4,5	0.1 — 107	минуты	9,4	3
Магнитный парус	145—750	70/40 тонн	неограниченно	?	3
	200	~1 Н/кВт	месяцы	?	3
Лучевой (лазерный) двигатель	переменная	переменная	переменная	?	3
Пусковая петля/космический мост	—	~104	минуты	≫ 11 — 30	2
Проект «Дедал»	20—1000	109 — 1012	годы	~ 15 000	2
Газофазный ядерный реактивный двигатель	10—20	103 — 106	?	?	2
Ядерный ракетный двигатель на гомогенном растворе солей ядерного топлива	100	103 — 107	полчаса	?	2
Парус на частицах ядерного распада	?	?	?	?	2
Ракетный двигатель на частицах ядерного распада	15 000	?	?	?	2
Фотонный двигатель	300 000	10−5 — 1	годы/десятилетия	?	2
Термоядерный ракетный двигатель	100—1000	?	?	?	2
Каталитический ядерный импульсный ракетный двигатель на антиматерии	200—4000	?	дни/недели	?	2
Межзвёздный прямоточный двигатель Бассарда	2,2—20 000	?	неограниченно	~30 000	2
Двигатель Алькубьерре	> 300 000	?	?	неограниченно	2
Варп-двигатель	> 300 000	?	?	неограниченно	1

Конструкция ракеты

Любая конструкция, которую мы запускаем в космос, состоит условно из двух частей: космического корабля и ракеты-носителя. Из-за земного притяжения, сопротивления воздуха и плотности атмосферы основная масса конструкции заключается как раз в ракете-носителе, которая должна вытягивать полезную нагрузку на орбиту.

С самого начала освоения космоса люди поняли, что нужно делать многоступенчатые ракеты. Таким образом, как только у одной ступени заканчивалось топливо, она отделялась от всей конструкции и облегчала дальнейший полет. Схем расположения ступеней много: есть продольные, поперечные, смешанные. Есть также разгонные ступени, которые включаются на последнем этапе, уже в космосе, и выводят на орбиту космический аппарат.

Каждая ступень представляет из себя двигатель с топливным баком и необходимые для крепления, защиты и безопасности устройства.

В топливных баках содержатся два компонента — жидкость и окислитель, если мы говорим о жидкостных двигателях. С помощью насоса топливо и окислитель поступают в камеру сгорания, там смешиваются, поджигаются и через сопло выбрасывают реактивную струю. Смесь топлива и окислителя в таком случае становится рабочим телом системы — расходуя его, система движется в противоположном направлении от реактивной струи. Все по законам Ньютона.

На ракетных двигателях РД-107, РД-108 и РД-109 в качестве топлива использовался керосин, а в качестве окислителя — жидкий кислород. К примеру, на современном «Протоне» для тех же нужд используют гептил и N₂O₄.

Технология многоступенчатых ракет на жидком топливе оказалась настолько надежной и универсальной, что с их помощью летают в космос до сих пор. Более того, этот способ оказался универсальным — ничего другого мы пока не придумали. Первый искусственный спутник Земли летал на двухступенчатой ракете на керосине, Falcon9 Илона Маска, хоть они и научились возвращать ступени, идут все по тому же, известному пути — две ступени и керосин.

Очевидно, что в ближайшие годы нам не стоит ожидать отказа от ракет, как основного способа космических путешествий. Квантовые телепорты, антигравитация и прочее — пока только хорошие названия для глав фантастической книги, страницы которой придется писать нашим потомкам. А пока заправляем ракеты и летим в небо.

История

Электрореактивный двигатель в Политехническом музее, Москва. Создан в 1971 году в институте атомной энергии им. И. В. Курчатова

В 1964 году в системе ориентации советских КА «Зонд-2» в течение 70 минут функционировали 6 эрозионных импульсных РД, работавших на фторопласте; получаемые плазменные сгустки имели температуру ~ 30 000 К и истекали со скоростью до 16 км/с (конденсаторная батарея имела ёмкость 100 мкФ, рабочее напряжение составляло ~ 1 кВ). В США подобные испытания проводились в 1968 году на КА «ЛЭС-6». В 1961 году пинчевый импульсный РД американской фирмы «Рипаблик авиэйшен» (англ. Republic Aviation) развил на стенде тягу 45 мН при скорости истечения 10—70 км/с.

1 октября 1966 года трёхступенчатой геофизической ракетой 1Я2ТА была запущена на высоту 400 км автоматическая ионосферная лаборатория «Янтарь-1» для исследования взаимодействия реактивной струи электрического ракетного двигателя (ЭРД), работавшего на аргоне, с ионосферной плазмой. Экспериментальный плазменно-ионный ЭРД был впервые включён на высоте 160 км, и в течение дальнейшего полёта было проведено 11 циклов его работы. Была достигнута скорость истечения реактивной струи около 40 км/с. Лаборатория «Янтарь» достигла заданной высоты полёта 400 км, полёт продолжался 10 минут, ЭРД работал устойчиво и развил проектную тягу в пять граммов силы. О достижении советской науки научная общественность узнала из сообщения ТАСС.

Во второй серии экспериментов использовали азот. Скорость истечения была доведена до 120 км/с. В —1971 годах запущено четыре подобных аппарата (по другим данным, до 1970 года и шесть аппаратов).

Осенью 1970 года успешно выдержал испытания в реальном полёте прямоточный воздушный ЭРД. В октябре 1970 года на XXI конгрессе Международной астрономической федерации советские учёные — профессор Георгий Львович Гродзовский, кандидаты технических наук Ю. Данилов и Н. Кравцов, кандидаты физико-математических наук М. Маров и В. Никитин, доктор технических наук В. Уткин — доложили об испытаниях двигательной установки, работающей на воздухе. Зарегистрированная скорость реактивной струи достигла 140 км/с.

В 1971 году в системе коррекции советского метеорологического спутника «Метеор» работали два стационарных плазменных двигателя разработки Института атомной энергии им. И. В. Курчатова и ОКБ Факел, каждый из которых при мощности электропитания ~ 0,4 кВт развивал тягу 18—23 мН и скорость истечения свыше 8 км/с. РД имели размер 108×114×190 мм, массу 32,5 кг и запас РТ (сжатый ксенон) 2,4 кг. Во время одного из включений один из двигателей проработал непрерывно 140 ч. Эта электрореактивная двигательная установка изображена на рисунке.

Также электроракетные двигатели используются в миссии Dawn. Планируется использование в проекте BepiColombo.

Перспективы

Хотя электроракетные двигатели имеют малую тягу по сравнению с жидкотопливными ракетами, они способны работать длительное время и осуществлять медленные полеты на большие расстояния. Самые совершенные на сегодняшний день электрические ракетные двигатели имеют ΔV до 100 км/с и при использовании ядерных источников энергии пригодны для полетов к внешним планетам Солнечной системы, но недостаточно мощные для межзвездного полета. Если же говорить о межзвездном полете, то электроракетный двигатель с ядерным реактором рассматривался для проекта Дедал, но был отвергнут из-за малой тяги, большого веса необходимого для преобразования ядерной энергии в электрическую, оборудования, и как следствие, небольшого ускорения, которому потребовались бы столетия для достижения нужной скорости. Однако электро-ракетный способ межзвездного полета теоретически возможен при внешнем источнике энергопитания через лазер на солнечные батареи космического аппарата.

В настоящее время многими странами исследуются вопросы создания пилотируемых межпланетных кораблей с
ЭРДУ. Существующие ЭРД не являются оптимальными для использования в качестве маршевых двигателей для таких кораблей, в связи с чем в ближайшем будущем следует ожидать возобновления интереса к разработке сильноточных ЭРД на жидкометаллическом РТ (висмут, литий, калий, цезий) с электрической мощностью до 1 МВт, способных длительно работать при токах силой до 5—10 кА. Эти РД должны развивать тягу до 20—30 Н и скорость истечения 20—30 км/с при КПД 30 % и более. В 1975 г. подобный РД испытан в СССР на ИСЗ «Космос-728» (РД электрической мощностью 3 кВт, работающий на калии, развил скорость истечения ~ 30 км/с).

Кроме России и США исследованиями и разработкой ЭРД занимаются также в Великобритании, ФРГ, Франции, Японии, Италии. Основные направления деятельности этих стран: ИД (наиболее успешны разработки Великобритании и Германии, особенно — совместные); СПД и ДАС (Япония, Франция); ЭТД (Франция). В основном эти двигатели предназначены для ИСЗ.

Применение[править | править код]

Космонавтикаправить | править код

Редко используются в отечественной[где?] космонавтике (например, Старт (ракета-носитель)), однако широко применялись и применяются в ракетной технике других[где?] стран. В основном это элементы первой ступени (боковые ускорители):

• Боковой ускоритель МТКК Спейс шаттл и Space Launch System.
• Вторая ступень Наро-1 (Республика Корея), Антарес (США).
• Семейство твердотопливных ступеней Castor (англ.)русск.
• Японская ракета SS-520

Боевые ракетыправить | править код

Баллистические ракеты подводных лодок

• UGM-27 «Поларис» (1960)
• UGM-73 «Посейдон» (1970)
• UGM-96 «Трайдент» (1979)
• M1 (1972)
• M20 (1976)
• M45 (1996)
• M51
• Р-39 (1983)
• Р-30 «Булава»

Межконтинентальные баллистические ракеты

• LGM-30 «Минитмен» (1962)
• MX «Пискипер» (1986)
• РТ-23 УТТХ «Молодец»(1987)
• РТ-2ПМ «Тополь» (1982)
• РТ-2ПМ2 «Тополь-М» (1998)
• РС-24 «Ярс» (2009)
• РС-26 «Рубеж» (2017)

Противоракеты системы ПВО

LIM-49A «Спартен»

ПЗРК

Игла

В моделизмеправить | править код

В ракетомоделировании используется 2 типа двигателей на твёрдом топливе. Первые — на основе дымного пороха (в Америке такие двигатели имеются в свободной продаже). Но обычно используют расплав или смесь калийной селитры (или реже натриевой селитры) и углеводов (сахар, сорбит и декстроза) — это т. н. «карамель», она изготовляется самостоятельно. Ракетные двигатели обычно имеют сопло, но иногда делают и бессопловые двигатели. Их обычно изготовляют из картонных гильз для охотничьих ружей, в качестве сопла используется отверстие для капсюля.