0 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Что такое бессопловый ракетный двигатель

РАКЕТА С БЕСКОРПУСНЫМ БЕССОПЛОВЫМ ДВИГАТЕЛЕМ ТОРЦЕВОГО ГОРЕНИЯ (ВАРИАНТЫ) Российский патент 2013 года по МПК F42B15/00

Изобретение относится к ракетам, преимущественно боевым.

Известен бескорпусный бессопловой двигатель торцевого горения, не имеющий ни корпуса, ни сопла и состоящий на 99% из цилиндрической шашки твердого ракетного топлива особой структуры. Однако проблемой является установка на ракету с таким двигателем стабилизаторов. При горении шашки она укорачивается, и если бы на ней были установлены стабилизаторы, то они скоро отвалились бы или перекосились бы.

При использовании таких ракет из трубчатых направляющих с пазом или без паза для закрутки ракеты нет никаких сложностей. Нет никаких сложностей и с ракетами, имеющими гироскопическую систему управления, правда, управляющим элементом здесь могут быть только или «Регрессивная флюгерная «утка» по пат. №2410286, или газодинамической управление с помощью вспомогательного двигателя в головной части ракеты. Однако при использовании таких ракет в качестве маневренных противосамолетных ракет возможны некоторые сложности — ракете желательно иметь оперение, причем, довольно развитое, что совершать маневры с определенной перегрузкой. Для этого возможны следующие варианты ракет.

ВАРИАНТ 1. Ракета имеет расположенную на твердотопливной шашке скользящую втулку со стабилизаторами, причем на втулке имеются крыльчатки с валами, на которые наматываются нити, соединенная с головной частью ракеты. Под действием набегающего потока воздуха крыльчатка вращается, и на вал наматывается нить, подтягивая втулку вперед (все направления даны относительно направления полета). Желательно, чтобы крыльчатка имела косо расположенные лопасти, то есть, чтобы она имела вид воздушного винта, точнее — турбинки (см. фиг.1).

Чтобы уменьшить аэродинамическое сопротивление намотанной нити, валы крыльчаток можно располагать в вырезах стабилизаторов.

Однако при этом скорость подмотки нити меняется в зависимости от скорости ракеты, что особенно заметно при пуске с земли. В то время, как скорость горения шашки примерно постоянна. Чтобы избежать этого недостатка, вал крыльчатки может быть расположен под углом к набегающему потоку так, чтобы внешняя (то есть — дальняя от продольной оси ракеты) лопасть крыльчатки была параллельна потоку или даже имела отрицательный угол атаки по отношению к запланированному направлению вращения. В этом случае крыльчатка под действием набегающего потока вращаться почти не будет, а будет вращаться только тогда, когда внутренняя лопасть крыльчатки попадет в конус истекающих из двигателя газов. В этом случае скорость вращения крыльчатки будет саморегулироваться по мере продвижения обоймы к головной части ракеты: при интенсивной подмотке внутренняя лопасть крыльчатки выходит из конуса истекающих газов и подмотка замедляется, и наоборот, если подмотка замедлилась, крыльчатка полнее входит в конус истекающих газов и скорость подмотки увеличивается.

На крыльчатке желательно иметь не менее 6 лопастей.

Крыльчатка может быть и с поперечно расположенными лопастями и установлена при этом в заглубленном положении в концах консолей стабилизаторов, как роллероны.

На фиг.1 показан данный вариант изобретения, где: 1 — шашка двигателя, 2 — втулка на ней, 3 — стабилизаторы на втулке, 4 — вал, установленный в подшипниках скольжения в вырезах стабилизатора, 5 — крыльчатка (обратите внимание, на нижнем на рисунке вале видно, что вал расположен под углом к набегающему потоку, а внешняя лопасть расположена параллельно потоку, то есть не создает вращающего момента, вращающий момент создает внутренняя, не видимая на рисунке лопасть крыльчатки). На вал 4 наматывается нить 6, пропущенная через ушко 7. Пунктирными линиями 8 показан конус истекающих из двигателя газов.

Работает ракета так: крыльчатка 5 под действием истекающих газов 8 вращается, нить 6 наматывается на вал 4, и втулка 2 автоматически подтягивается к головной части ракеты по мере обгорания торца двигателя.

ВАРИАНТ 2. Крыльчатка с косыми или с поперечными лопастями может быть установлена и на головной части ракеты — это несколько уменьшит аэродинамическое сопротивление ракеты вследствие того, что нитяные шпули будут спрятаны в корпусе головной части ракеты. При этом система подтягивания нити может содержать редуктор (например, червячный) и центробежный стабилизатор частоты вращения. Скорость подтягивания при этом должна рассчитываться чуть больше, чем линейная скорость горения шашки двигателя.

ВАРИАНТ 3. Мощность, необходимая для подтягивания втулки со стабилизаторами, сравнительно небольшая. Поэтому ее подтягивание может осуществляться электродвигателем. Такая ракета содержит в головной части электродвигатель, редуктор и две или более шпули для намотки нити.

Для постоянства скорости подмотки электродвигатель может питаться от электронной схемы стабилизации частоты вращения (такие схемы хорошо известны и здесь не рассматриваются). Скорость подтягивания при этом также должна рассчитываться чуть больше, чем линейная скорость горения шашки двигателя.

Варианты 2, 3 графически не иллюстрируются и работают аналогично варианту 1.

Варианты 1, 2, 3 могут хорошо работать с трубчатыми пусковыми направляющими, например, на гранатомете или на ПЗРК — втулка со стабилизаторами подводится к горловине направляющей, а нить собирается в змейку рядом. При пуске за счет инерции втулка соскакивает к задней части ракеты.

ВАРИАНТ 4. Решить проблему отваливающихся стабилизаторов можно по-другому: каждый стабилизатор выполнен из нескольких стабилизаторов, приклеенных к шашке двигателя, и соединенных в одной плоскости «нос в хвост» соединением «выступ-паз».

Приклеенные стабилизаторы постепенно отваливаются по мере обгорания торца двигателя, и такие стабилизаторы постепенно укорачиваются в процессе полета.

На фиг.2, 3 показан четвертый вариант ракеты, где: 1 — шашка двигателя, 3 — приклеенные к ней «нос в хвост» небольшие стабилизаторы. Передний стабилизатор крепится к головной части ракеты. При управлении ракетой не в двух плоскостях, а в одной плоскости и по крену, два стабилизатора из четырех могут быть гораздо меньших размеров (верхний на чертеже).

Работает ракета так: по мере обгорания торца двигателя ненужные части стабилизаторов отваливаются.

ВАРИАНТ 5. Этот вариант предназначен преимущественно для ракет, выходящих за пределы атмосферы, но может использоваться и в атмосфере.

Эта ракета содержит в головной части электродвигатель, редуктор и две или более шпули для намотки нитей, соединенных со скользящей втулкой с газовыми рулями или интерцепторами. Причем нити выполнены электропроводными из металла или из углеволокна, и соединены с системой электропитания и управления.

Для позиционирования втулки на ней может иметься датчик огня.

Работает ракета так: по нитям подаются команды и электропитание газовым рулям или интерцепторам. А датчик огня регулирует подмотку нитей так, чтобы втулка всегда была на заданном расстоянии от торца двигателя.

lozga

Исток проблемы

Удельный импульс — это количество секунд, на которое хватит одного килограмма топлива для создания двигателем тяги в 1 Ньютон. Удельный импульс измеряется в секундах или метрах в секунду.

Посмотрим диаграмму значений удельного импульса для разных типов двигателей и разных скоростей полёта:

На дозвуковых скоростях энергию топлива лучше направить в работу турбин или винтов, чем сжигать для создания реактивной тяги. Поэтому сейчас на гражданских самолётах стоят турбореактивные двигатели с высокой степенью двухконтурности и винтовентиляторные двигатели. Максимальное значение удельного импульса делает такие двигатели экономичными, но на них принципиально не получится разогнаться до больших скоростей.
В более широком диапазоне работают турбореактивные двигатели. На них можно стартовать с аэродрома и разогнаться до 2-3 М. Но за это придётся заплатить уменьшением удельного импульса, поэтому такие двигатели сейчас ставятся в основном на военные аппараты, которым не так важна топливная экономичность.
ПВРД — это прямоточный воздушно-реактивный двигатель. ПВРД очень просто устроен и позволяет летать на сверхзвуковых скоростях. Одна беда — нуждается в разгонной ступени или носителе, потому что не работает при дозвуковых скоростях. ПВРД из-за своей простоты широко используется в боевых ракетах.
ГПВРД — это гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель. ГПВРД отличается от ПВРД тем, что в камеру сгорания воздух попадает со сверхзвуковой скоростью. Он просто устроен на картинке, но за этой простотой стоят очень сложные расчёты. ГПВРД испытываются в разных странах последние лет двадцать, но серийных аппаратов с ними пока не делали.
Ну и, наконец, ракетные двигатели на этой диаграмме показывают свою независимость от атмосферы и скорости движения.

Искушение универсальностью

А можно ли сделать универсальный аппарат, который бы смог летать в диапазоне 0-10 М? Самым близким к такому диапазону был SR-71 Blackbird, и он очень наглядно показывает сложность задачи. Для диапазона «всего лишь» 0-3,2 М понадобилось делать гибрид турбореактивного и прямоточного двигателей и создавать новое топливо. Посмотрите схему работы двигателя или видео:

Читать еще:  Давление сжатия для дизельных двигателей

Наш несовершенный мир устроен так, что универсальное устройство будет дороже, сложнее, менее надежным или функционально хуже специализированных, если совмещаемые в устройстве функции не будут родственными. Легко добавить будильник в мобильный телефон — там уже есть часы, экран, клавиатура, батарея и динамик. Но создать гибрид самолёта и автомобиля, или двигатель, способный работать на стоянке, сверхзвуке и гиперзвуке гораздо сложнее.

Постановка задачи

Каких показателей мы хотим добиться, и что будет нас ограничивать?

  • Полезная нагрузка предполагается в районе 10 тонн. Почему такая цифра? Этого хватит для того, чтобы вывести тяжелый спутник на околоземную орбиту или отправить стандартный спутник на геопереходную орбиту. Слишком маленькая полезная нагрузка очень облегчит нам задачу, но в этом случае возникнет вопрос осмысленности всей системы. Слишком большая полезная нагрузка потребует циклопических и космически дорогих конструкций.
  • Технические решения выбираются с максимальным уровнем технической готовности, в идеале, имеющие историю серийного производства. Во-первых, это гарантирует принципиальную реализуемость решения. Во-вторых, освоенные технологии должны быть дешевле.
  • При выборе технических решений также будем избегать гигантизма. Конструкции планетарного масштаба, самолёты-носители с десятками двигателей — всё это может красиво выглядеть, но нереализуемо в ближайшие десятилетия.

При создании нашего концепта будем двигаться «сверху вниз», это должно облегчить процесс принятия решений.

Верхняя ступень

30 км, т.е. 1500 м/с. Примерный расчёт даёт начальную массу в районе 60-80 тонн в зависимости от массы пустой верхней ступени.

Вторая ступень

Вторая ступень выполняет функцию разгона полезной нагрузки в атмосфере. Для этого ей пригодятся небольшие крылья — они будут создавать подъёмную силу. Но какой двигатель поставить на этот аппарат? Вариант с ракетным двигателем отметаем — он не использует кислород из атмосферы и поэтому имеет слишком низкий удельный импульс. ТРД теряет эффективность после 2 М. Остаётся один вариант — ПВРД. Кроме того, что он способен работать до скоростей в районе 5 М, его простота означает сравнительно небольшую массу, что крайне положительно скажется на характеристиках нашего аппарата.
Массу аппарата на уровне концепта определить можно только очень приблизительно, потому что нет прямых образцов для сравнения. Навскидку, если сравнивать с массовым совершенством грузовых самолётов, то начальная масса двух ступеней и полезной нагрузки попадёт в диапазон 250-350 тонн. Аппарат будет, очевидно, многоразовым.

Первая ступень

Двигатель второй ступени не может работать на дозвуковых скоростях. Поэтому нужно добавить ещё одну ступень, которая разгонит наш аппарат от нуля до 1,2-1,5 М. Каким образом мы можем это сделать? Идея самолёта-носителя отметается сразу — грузовые самолёты дозвуковые, и 300 тонн не может поднять никакой серийный грузовой самолёт. Теоретически можно поставить твердотопливные ускорители размером поменьше тех, которые были на Спейс Шаттле. Но можно возродить систему, которую предполагали использовать первые теоретики ракетного движения и фантасты — старт с рампы. Построив практически обычные рельсы, можно просто и дёшево разгонять вторую ступень на ракетных санях. Можно предположить следующие плюсы:

  • Крепление ускорителей к саням должно снизить прочностные требования к второй ступени.
  • После запуска ускорители вместе с санями тормозятся и могут без проблем использоваться повторно (что сложнее обеспечить для сбрасываемых в воздухе ускорителей).
  • Небольшое и переносимое людьми ускорение в 4 g потребует всего 3 км для достижения скорости 1,2 М и 3,2 км — для 1,5 М.
  • Горизонтальный разгон не требует преодолевать притяжение земли, стартовые ускорители становятся меньше.
  • Не нужно строить дорогие и циклопические конструкции.

Самым известным полигоном, использующим ракетные сани, является полигон на базе Холломан, где длина рельсов уже перевалила за 15 км, а максимальная достигнутая скорость — 8,5 М:


Четырёхступенчатые ракетные сани, достигшие скорости 8,5 М в 2003 году

Аналоги

Человечество отличается хитростью и изобретательностью, поэтому стоит поискать уже придуманные подобные схемы. В 2010 году NASA проводило исследования этой же идеи на более продвинутых технологиях. Вместо ракетных саней предлагалось использовать электромагнитную или газовую катапульту, а вместо ПВРД поставить ГПВРД, которые бы смогли разогнать вторую ступень до вдвое большей скорости — 10 М. Была даже сооружена модель системы:

Команда разработчиков предложила десятилетний план осуществления проекта. Жаль, новостей позже 2010 года найти не удалось. Вряд ли проект активно разрабатывается.

Также, родственными будут концепции:
StarTram, предполагающий разгон полезной нагрузки на маглеве до скоростей в районе первой космической.
Maglifter, идея 1994 года, также предлагающая использовать маглев для замены обычной первой ступени ракеты-носителя.

Заключение

Предложенная схема может иметь следующие достоинства:

  • Высокий уровень технической готовности компонентов, технологии освоены и недороги.
  • Простота обеспечения многоразовости первой и второй ступеней.
  • Удельный импульс второй ступени выше, чем у ракетных ступеней.
  • Реализация новых технологий может повысить общую эффективность системы. Например, если удастся создать гибрид ПВРД/ГПВРД, то скорость отделения третьей ступени и зону повышенного удельного импульса можно серьезно увеличить.
  • Стартовое сооружение универсально — по одним и тем же рельсам можно запускать стандартные и облегченные ступени.

Идей облегчения доступа в космос много, кто знает, может быть, в будущем космолёты будут стартовать с рамп, как это придумывали век назад?


Фильм «Космический рейс», 1935 г. Если не смотрели — рекомендую, как-никак К.Э. Циолковский — научный консультант

По тегу «Облегчение доступа в космос» другие публикации этой тематики — грустная история экономической неудачи Спейс Шаттла, идеи воздушного старта, «одной ступенью на орбиту», «большого глупого носителя».

Недостатки ракетных двигателей

Консервативность людей, которые работают в ракетной отрасли, объяснима. Они создают сложнейшее техническое средство, которое укрощает энергию крайне нестабильного топлива. В таком режиме работы малейшие изменения могут привести к катастрофе. Поэтому проще ничего не менять. Существуют даже присказки в духе ”дайте машине спокойно работать”.

Если такая мощь работает, может правда не стоит ей мешать?

Такой подход приводит к тому, что никаких революций за последние десятилетия не было. Немного менялось топливо, немного менялись двигатели, но принципиальных перемен не было. Тем не менее эффективность ракетного двигателя в десятки и сотни раз ниже, чем могла бы быть. Это не значит, что ракета может полететь быстрее или поднять в сто раз больше груза. Материалы просто не выдержат такую тягу.

Рев двигателей и комендантский час: как SpaceX вынудила жителей Техаса продать свои дома

Вместо этого можно просто в разы сократить запас топлива и взять дополнительный полезный груз. Так запуски станут намного дешевле и экономия на спускаемых модулях SpaceX покажется ”экономией на спичках”.

Главным недостатком современной технологии является то, что топливо сгорает постепенно. В обычных условиях скорость сгорания топлива составляет примерно 10-15 метров в секунду. Это называют медленным сгоранием, так как оно дозвуковое. Есть даже термин — дефлаграция. Так называется именно обычное воспламенение топлива, когда оно просто разгорается.

Когда горит так — это дефлаграция.

Есть и еще один способ сгорания топлива, который называется детонация. При таком воспламенении происходит взрыв, а не постепенное сгорание. В этом случае топливо сгорает быстрее, но эффективность такого сгорания на несколько порядков выше, а скорость воспламенения превышает скорость звука.

Скорость дефлаграции смеси водорода и кислорода составляет 10 м/с, а скорость детонации того же топлива — 2700 м/c. Разница более чем ощутима

Достаточно одной ступени

В последние годы рынок космических запусков перестал расширяться. Одна из главных причин – высокая стоимость выведения полезной нагрузки на орбиту. Что и говорить, космическая индустрия работает более чем нерационально – ради одного полета в космос уничтожается дорогостоящая многоступенчатая ракета-носитель. Одной из самых дорогих составляющих ракеты являются двигатели – при отбрасывании каждой ступени «сгорают» миллионы долларов.

Последние год-два Европа и особенно США активно пытаются найти способ удешевления запусков. В частности, за счет разработки двигателя, который мог бы использоваться многократно. Буквально неделю назад ряд российских и западноевропейских двигателестроительных компаний решил объединить усилия ради создания нового ракетного двигателя, одним из главных достоинств которого станет многоразовость: отработав положенный участок, двигатель будет возвращаться обратно на Землю на специальном спускаемом аппарате. Проект рассчитан на десять-пятнадцать лет, предполагается, что на него придется потратить не менее 1,2 млрд евро (о введении евро см. статью «Евро – новая валюта» – Прим. НиТ). Между тем прототип многоразового двигателя, позволяющий в несколько раз сократить стоимость космического запуска, давно создан в нашей стране.

Читать еще:  Датчик температуры двигателя а160

Зачем сжигают ступени

Со времен первых космических запусков ракеты-носители разных стран и фирм-производителей конструируются по одному принципу: все они состоят из нескольких ступеней, которые последовательно, друг за другом, выполняют свою задачу, а затем отбрасываются. Этот «принцип этажерки» для вывода полезного груза на космические орбиты предложил еще Константин Циолковский, и ему до сих пор верны все ракетостроители. Чем же объясняется такое единообразие?

Дело в том, что условия полета ракеты на околоземном участке и в открытом космосе существенно отличаются, а следовательно, различны и требования к двигателям, которые, собственно, являются основным содержимым нижних ступеней ракеты-носителя (плюс баки с топливом и система управления). Двигатель первой ступени должен обеспечить максимально возможную тягу, чтобы оторвать огромную стартовую массу от Земли и вывести ее в верхние слои атмосферы. Такая задача эффективнее всего решается с использованием топлива повышенной плотности – в большинстве отечественных жидкостных двигателей первой ступени сгорают кислород и керосин. Сопло такого «околоземного» двигателя сравнительно короткое. Околоземный участок полета кончается через 130. 180 секунд, и от двигателя второй ступени требуется уже совсем другое – высокий удельный импульс тяги для разгона ракеты до первой космической скорости. С этим эффективнее всего справляется топливо, состоящее из кислорода и водорода. Сопло этого двигателя гораздо длиннее, поскольку теперь за бортом вакуум и давление газовой струи в момент истечения из сопла должно быть как можно меньше.

Выходит, что двигатели нижних ступеней любой современной ракеты-носителя служат всего несколько минут, об их гибели оповещает бодрый голос комментатора в ЦУПе: «Есть отделение энной ступени!». Так что нет ничего удивительного в том, что еще в середине 70-х годов прошлого столетия лучшие умы ведущих космических держав захватила идея создать универсальный двигатель, который мог бы одинаково эффективно обеспечивать полет ракеты и на «околоземном», и на «космическом» участке ее траектории. Это позволило бы существенно усовершенствовать конструкцию ракеты, сделав ее одноступенчатой.

Прошло тридцать лет. За рубежом в этом направлении сделали, похоже, холостой оборот, и сегодня прототип единственного в мире универсального ракетного двигателя стоит в цеху НПО «Энергомаш» имени академика В.П. Глушко в подмосковных Химках. Здешние специалисты не только нашли и экспериментально подтвердили целый ряд технических решений, благодаря которым новый агрегат сочетает в себе качества двигателей первой и второй ступеней, но и пошли дальше. Они сделали его многоразовым, что позволяет заметно удешевить космические запуски и в будущем создать возвращаемую ракету-носитель или многоразовую аэрокосмическую систему, избавившись таким образом от полей падения, зон отчуждения и прочих опасностей.

Универсальное сопло

«Мы решили реализовать эту идею на уже отработанных технологиях, – рассказал «Эксперту» первый заместитель генерального директора и генерального конструктора НПО «Энергомаш» профессор Владимир Чванов. – Поэтому новый двигатель вобрал в себя конструктивные решения, которые уже были опробованы на семействе кислородно-керосиновых двигателей для «Зенита» и «Энергии» (речь идет о двигателях РД-171 и РД-170, причем РД-170 – самый мощный в мире маршевый двигатель многократного использования. – «Эксперт»)».

В результате получился двигатель, который на первый взгляд ничем не отличается от использовавшихся до сих пор традиционных ЖРД. Однако он один умеет работать в двух режимах: сначала как двигатель первой ступени, при этом в камере сгорания сжигаются традиционные для «околоземного» участка кислород (81,4%) с керосином (12,6%), и к ним еще добавляется водород (6%), а затем как двигатель второй ступени: на этот раз в той же камере сгорания сжигаются доказавшие свою эффективность на «космическом» этапе полета кислород (86%) и водород (14%).

Смелость отечественных конструкторов заключалась в том, что в первом режиме они решились одновременно подать в одну камеру сгорания три различных компонента и сжечь их вместе. (До сих пор ни одной двигателестроительной фирме мира не удавалось этого сделать, одновременно добившись устойчивого режима горения.)

«Добавка сразу в первом режиме небольшого количества водорода, который является основным топливным компонентом второго режима, необходима для того, чтобы затем плавно перейти с первого режима на второй», – пояснил начальник отдела технической информации «Энергомаша» Владимир Судаков. Иначе пришлось бы вносить в процесс горения двойное возмущение: одновременно прекращать поступление в камеру сгорания керосина и «включать» подачу водорода.

Добавка водорода в первом режиме позволила на 23% повысить одну из ключевых характеристик двигателя – удельный импульс: с 337 секунд (удельный импульс ракетного двигателя измеряется в секундах) в традиционных кислородно-керосиновых ЖРД до 415 секунд. Более того, в ходе испытаний прототипа двигателя неожиданно выяснилось, что благодаря добавлению водорода полнота сгорания традиционной топливной смеси кислород плюс керосин увеличилась и практически стала равна ста процентам.

Появление в первом режиме третьего топливного компонента потребовало от конструкторов создать новую форсунку (одно из главных ноу-хау проекта). Форсунка – это короткая трубочка, у которой помимо основного канала есть еще узкие канальчики в стенках для того, чтобы разные компоненты топлива поступали в камеру сгорания отдельно друг от друга. Форсунки-трубочки вплотную друг к другу натыканы над камерой сгорания и все вместе образуют смесительную головку. Если посмотреть снизу, через сопло, они очень напоминают соты, только не с шестигранными, а с круглыми ячейками. К примеру, в новой модификации двигателя РД-107 для первой ступени ракеты «Союз» таких форсунок более 900 штук.

До сих пор в технике использовались только двухкомпонентные форсунки. Для нового же двигателя необходимо было, не смешав по дороге, впрыснуть в камеру сгорания одновременно три разных компонента. При этом впрыскиваться они должны строго определенным образом, чтобы, говоря упрощенно, рядом с каждой молекулой, например, керосина оказалось точно рассчитанное количество молекул кислорода и водорода – только в этом случае произойдет необходимая химическая реакция. Именно от этого зависит качество процесса горения и, как результат, образование тяги.

Следующая техническая задача, которую впервые в мировой практике предстояло решить специалистам НПО «Энергомаш», – прекратить по окончании первого режима поступление керосина в камеру сгорания (этого удалось добиться установкой особых клапанов на тракте подачи керосина) и обеспечить устойчивый переход с первого, трехкомпонентного, режима на второй, двухкомпонентный.

Для того чтобы новый двигатель можно было использовать для одноступенчатой ракеты, была разработана конструкция «универсального» сопла, которое, как уже говорилось выше, сначала должно быть коротким, а затем длинным. Здесь российские специалисты решили взять на вооружение уже опробованную за рубежом конструкцию раздвижного сопла. Первоначально нижняя часть колокола сопла поднята наверх, образуя как бы вторые стенки для его верхней части, а после перехода двигателя на второй режим этот широкий обод, изготовленный, кстати, не из металла, а из особых композиционных материалов, опускается и пристраивается снизу, тем самым удлиняя сопло.

Рис. 1. Схема подачи топлива в камеру сгорания трехкомпонентного двигателя РД-704 (слева). Двухкомпонентные центробежные (тангенциальные) форсунки (справа)

Пятьдесят огневых испытаний прототипа нового двигателя показали, что все задачи решены на «отлично». Перспективный трехкомпонентный двухрежимный ЖРД получил наименование РД-704. Использовать двигатель можно будет десять-пятнадцать раз. По оценке профессора Чванова, сочетание преимуществ нового двигателя – его многоразовости и возможности выводить полезную нагрузку в космос на возвращаемой ракете, у которой вообще не будет отбрасываемых частей, – позволит снизить стоимость космических запусков в разы.

С нами дешевле

Беда энергомашевского творения в том, что оно, похоже, опередило свое время. В середине 90-х в Соединенных Штатах были проведены демонстрационные испытания уменьшенной в пять раз копии «ракеты будущего» – одноступенчатой Delta-Clipper, которая после взлета со стартового стола торжественно опустилась на него обратно. Этим экспериментом была подтверждена возможность создания возвращаемой ракеты. Ее посадкой в вертикальной плоскости можно будет управлять путем изменения тяги двигателей, а в горизонтальной – за счет отклонения их камер. Понятно, что у такой ракеты не может быть отбрасываемых ступеней, и единственный возможный вариант для нее – многоразовый двигатель, одинаково эффективный как в околоземном пространстве, так и в космосе.

По словам Владимира Чванова, в качестве двигателя для подобной многоразовой системы среди других вариантов рассматривался и новый двухрежимный двигатель НПО «Энергомаш». В 1994. 1995 годах специалисты «Энергомаша» по заказу американцев разрабатывали соответствующий проект, но потом Штаты отказались от услуг российских двигателестроителей и засекретили свои работы в этой области. По всей видимости, тогда им так и не удалось создать в данном направлении ничего такого, о чем было бы не стыдно оповестить мир.

Читать еще:  Энкодер для шагового двигателя своими руками

В конце 2000 года NASA (National Aeronautics and Space Administration) вновь активизировало работы по созданию многоразового космического носителя. В частности, в рамках программы SLI (Space Launch Initiative), на которую в течение ближайших пяти лет предполагается потратить около 5 млрд долларов, перед корпорацией Boeing поставлена задача разработать основу перспективного многоразового носителя RLV (Reusable Launch Vehicle), а компания Rocketdyne (подразделение Boeing) должна разработать двигательные установки для него. Параллельно NASA объявило конкурс проектов многоразовых ракет нового поколения. Европейское космическое агентство, опасаясь отстать от США, тоже обратилось к теме создания многоразового универсального двигателя. Однако пока дело застопорилось на стадии концептуальных споров о том, какие для него выбрать топливные компоненты.

Сейчас стоимость двигательных установок составляет порядка 40% стоимости всего ракетного комплекса. «Многоразовый двигатель всегда дороже одноразового, так как он сложнее. Наш новый двигатель будет стоить дороже одного одноразового двигателя (к примеру, кислородно-керосиновый двигатель РД-180, который «Энергомаш» производит для американских ракет Atlas III, стоит порядка 10 млн долларов. – «Эксперт»), но дешевле двух – с первой и второй ступеней», – говорит профессор Чванов.

Однако для того, чтобы прототип превратился в полноценный двигатель, «Энергомашу» нужны инвестиции. Сумма необходимых вложений минимизирована за счет использования в новом двигателе в основном уже давно освоенных производством элементов и отработанных технологий и приближается к 230 млн долларов. Для сравнения: на разработку «традиционного» водородного двигателя первой ступени европейской ракеты Ariane 5 потребовалось восемь лет и порядка 1 млрд долларов. В не меньшую сумму в свое время обошлось создание не очень удачного многоразового кислородно-водородного двигателя SSME для американской системы SpaceShuttle (разработчики до сих пор вынуждены постоянно заниматься его доводкой и усовершенствованием).

Думается, что прагматичные американцы и европейцы, если они, конечно, преуспеют в создании космических носителей нового поколения, могут прийти к выводу, что проще, быстрее, а главное, дешевле профинансировать доводку двигателя в России, нежели изобретать его самим. Тем более что один раз американцы так уже поступили: в 1996 году они сочли оптимальным вариантом поставить на свои новые тогда ракеты Atlas III наш РД-180.

Характеристики базовых отечественных двигателей
(источник: НПО «Энергомаш»)

[править] Классификация ЭРД

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

Твердотопливный ракетный двигатель

Твёрдото́пливный раке́тный дви́гатель (РДТТ — ракетный двигатель твёрдого топлива) использует в качестве топлива твёрдое горючее и окислитель.

Самые ранние сведения об использовании твёрдотопливных ракет (китайских пороховых ракет) относятся к XIII веку. Вплоть до XX века все ракеты использовали ту или иную форму твёрдого топлива.
В связи с тем, что создание эффективного топлива для подобных ракет является весьма сложной научной и технологической задачей, долгое время все советские ракеты среднего и дальнего радиуса действия строились с жидкостными двигателями.

Достоинствами твёрдотопливных ракет являются: относительная простота, отсутствие проблемы возможных утечек токсичного топлива, низкая пожароопасность [ источник не указан 3053 дня ] , возможность долговременного хранения, надёжность.

Недостатками таких двигателей являются невысокий удельный импульс и относительные сложности с управлением тягой двигателя (дросселированием), его остановкой (отсечка тяги) и повторным запуском, по сравнению с ЖРД; как правило, больший уровень вибраций при работе, по сравнению с ЖРД, большое количество агрессивных веществ в выхлопе наиболее распространённых топлив с перхлоратом аммония.

Космонавтика

Твёрдотопливные ступени никогда не использовались в советской и российской космонавтике, однако широко применялись и применяются в ракетной технике других стран. В основном это элементы первой ступени (боковые ускорители):

  • Боковой ускоритель МТКК Спейс шаттл и стартовый ускоритель Ариан-5.
  • Вторая ступень Наро-1 (Республика Корея), Антарес (США).
  • Семейство твёрдотопливных ступеней Castor (англ.) русск.

Боевые ракеты

В моделизме

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.

В настоящее время существуют программы для расчёта характеристик таких двигателей. Наиболее популярная — «SRM» авторства Ричарда Накки (существует и русскоязычная версия).

  • Гомогенные топлива. Представляют собой твёрдые растворы (обычно — нитроцеллюлозы) в нелетучем растворителе (обычно в нитроглицерине). Применяются в небольших ракетах.
  • Смесевые топлива. Это смесь твердых 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 т. п.).

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).

Что думают за рубежом?

В США в качестве подтверждения подготовки России к испытаниям ракеты сообщили о наличии спутниковых снимков, на которых присутствуют признаки подготовки к испытанию ядерной крылатой ракеты.

О подготовке испытаний, по утверждению американского телеканала, свидетельствуют спутниковые снимки, сделанные аппаратом американской аэрокосмической компании Capella Space в районе полигона Панково на Новой Земле. По словам экспертов Центра исследования вопросов нераспространения Института международных исследований Миддлбери в Монтерее, на них присутствуют «явные признаки подготовки к испытанию ядерной крылатой ракеты».

Полгода назад в США заявляли, что крылатая ракета неограниченной дальности с ядерной силовой установкой «Буревестник» позволит России в случае успешного завершения доводки наносить удары практически с любого направления. Кроме того, ее называли «летающим Чернобылем».

Ранее российским экспертам даже пришлось опровергать опасения британских военных по поводу того, что она годами может находиться в воздухе.

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector