Мощность ракетного двигателя
Мощность, развиваемая двигателем, т. е. механическая работа, совершаемая им в единицу времени (секунду), является важнейшей характеристикой любого двигателя. Это и естественно, если иметь в виду, что именно совершение этой механической работы за счет израсходования определенного количества энергии другого вида — тепловой, электрической или еще какой-либо — и является назначением всякого двигателя. В соответствии с этим двигатели подразделяются на электрические, тепловые и т. д.
Обычно мощность, развиваемая каким-либо двигателем, может быть использована самыми разнообразными способами. Для этого вал двигателя связывают с тем или иным потребителем механической работы. Так, например, поршневой двигатель внутреннего сгорания может быть установлен на электростанции и вращать ротор динамомашины, тогда мощность двигателя будет преобразовываться в электрическую энергию; он может вращать трансмиссию в цехе и приводить таким образом в движение станки; может быть установлен на автомобиле для привода его ведущих колес; наконец, может вращать пропеллер самолета и т. д. Во всех этих случаях мощность двигателя будет неизменной, она будет только по-разному расходоваться. В частности, для нас очень важно, что мощность такого двигателя, установленного, допустим, на самолете, будет также одинаковой, вне зависимости от того, неподвижен ли самолет, стоящий на аэродроме, или летит со скоростью в сотни километров в час.
Именно этим свойством обычного поршневого авиационного двигателя объясняется то, что он перестал удовлетворять требованию непрерывного роста скорости полета, характерному для современной авиации.
Действительно, мощность, потребная для полета данного самолета, очень быстро растет при увеличении скорости полета, пропорционально кубу этой скорости. Значит, при увеличении скорости полета в два раза потребная мощность вырастет соответственно в восемь раз. Еще значительнее становится рост потребной мощности при приближении скорости полета к скорости звука, т. е. скорости, с которой звук распространяется в воздухе (немногим более 1200 км/час вблизи земли), что объясняется дополнительным сопротивлением, связанным с явлением сжимаемости воздуха при этих скоростях.
Установка на самолетах все более мощных двигателей приводит лишь к незначительному увеличению скорости полета. Более мощные двигатели оказываются и более тяжелыми (вес двигателя увеличивается почти пропорционально его мощности), а также большими по размерам, вследствие чего для их установки требуются и большие по размерам самолеты. Но это в свою очередь увеличивает мощность, потребную для полета с данной скоростью.
Выход из этого заколдованного круга был найден применением двигателей принципиально иного типа — двигателей прямой реакции в частности, ракетных. Поэтому не без основания говорят что применение реактивных двигателей в авиации представляет собой настоящую техническую революцию.
Ракетный двигатель в смысле развиваемой им мощности ведет себя совсем иначе, чем, например, поршневые двигатели внутреннего сгорания.
B этом легко убедиться.
Как известно, мощность — это работа, произведенная за секунду, работа же есть действие силы на некотором пути. Поэтому величина работы определяется произведением силы на пройденный в направлении ее действия путь, а мощность соответственно равна произведению силы на скорость. Если мощность измерять в лошадиных силах, то, как известно, величину секундной работы в килограммометрах нужно еще разделить на 75, так как 1 л. с. = 75 кгм/сек; таким образом:
Чему же равна мощность ракетного двигателя? Так как реактивная сила, т. е. тяга, развиваемая двигателем, от скорости передвижения не зависит, то мощность ракетного двигателя оказывается прямо пропорциональной скорости полета.
Когда двигатель неподвижен — например, испытывается на станке, — его мощность равна нулю, несмотря на то, что тяга, развиваемая двигателем, может быть при этом очень велика. Мощность становится значительной лишь при больших скоростях передвижения.
Это свойство ракетного двигателя характеризует его как двигатель специфически транспортный; мало того, как двигатель для аппаратов, передвигающихся с очень большими скоростями, возможными лишь в воздухе и вне пределов атмосферы, т. е. двигатель для самолетов, снарядов, ракет.
На малых скоростях ракетный двигатель развивает весьма незначительную мощность, но зато при увеличении скорости мощность возрастает и может достигать значений, недосягаемых для других тепловых двигателей. Это обстоятельство позволяет получить с помощью ракетного двигателя скорость полета значительно большую, чем с помощью обычных (поршневых) авиационных двигателей.
Как велика может быть мощность ракетного двигателя, видно из следующего примера, относящегося к одной дальнобойной ракете.
На этой ракете установлен ракетный двигатель (он будет описан подробно в разделе о жидкостно-реактивных двигателях), развивающий тягу в 25 тонн. При запуске ракеты, когда скорость ее равна нулю, мощность двигателя также равна нулю. Но когда ракета, примерно через 1 мин. после старта, достигает высоты около 40 км, ее скорость становится очень большой, порядка 1500 м/сек (около 5500 км/час). Подсчитаем по нашей формуле мощность, которую развивает двигатель в этот момент:
Конечно, такую колоссальную мощность (полмиллиона лошадиных сил!) не в состоянии развить ни один тепловой двигатель при тех размерах и весе, которые имеет двигатель этой ракеты.
Ракетный двигатель совершает полезную работу за счет израсходования скоростной энергии газов, вытекающих из двигателя в атмосферу.
Доля тепловой энергии топлива, переходящей в скоростную энергию газов и, следовательно, величина этой скоростной энергии, от скорости полета не зависит.
В то же время мощность двигателя при изменении скорости полета меняется.
Это означает, что в зависимости от скорости полета скоростная энергия вытекающих из двигателя газов по-разному используется для совершения полезной работы[3].
Преобразование скоростной энергии газов в полезную работу двигателя полностью определяется скоростью полета. Некоторые характерные в этом отношении (режимы полета ракеты или самолета с ракетным двигателем представлены на фиг. 8. Верхний рисунок на этой фигуре соответствует режиму взлета — двигатель работает, но ракета неподвижна, скорость полета равна нулю. При этом полезная работа, т. е. мощность двигателя, тоже равна нулю. Куда же расходуется скоростная энергия струи газов, с большой скоростью вытекающих из двигателя? Очевидно газы, которые в этом случае мчатся относительно земли со скоростью, равной скорости истечения, уносят с собой эту скоростную энергию, которая затем бесполезно рассеивается в атмосфере.
Но вот ракета взлетела и начинает полет со все увеличивающейся скоростью. При этом разность между скоростью истечения и скоростью полета становится все меньше. Поэтому молекулы газа движутся относительно земли в сторону, противоположную направлению полета, со все меньшей скоростью. Это значит, что скоростная энергия, уносимая с собой молекулами, становится все меньшей. Следовательно, все большая часть скоростной энергии струи преобразовывается в полезную работу, сообщается ракете.
Весьма характерным является момент, когда увеличивающаяся скорость полета становится равной скорости истечения газов из двигателя, что соответствует среднему рисунку на фиг. 8. Очевидно что при этом скорость газов относительно земли становится равной нулю, т. е. относительно неподвижного наблюдателя газы будут неподвижными. Но это означает, что скоростная энергия этих газов равна нулю и, следовательно, вся скоростная энергия струи переходит в полезную работу. Однако следует иметь в виду, что это отвечает очень большой скорости полета, так как скорость истечения газов из ракетного двигателя равна 1500–2500 м/сек, т. е. примерно 5000-10000 км/час. Следовательно, этот случай может иметь место только при полете в самых верхних слоях атмосферы и вне ее. При скоростях полета до 1000–1200 км/час в полезную работу переходит менее четверти скоростной энергии струи.
Фиг. 8. Характерные режимы полета ракеты (точками условно обозначены молекулы газа, стрелками — направление их скорости относительно неподвижного наблюдателя).
При дальнейшем увеличении скорости полета молекулы газа, как это показано на нижнем рисунке фиг. 8, движутся относительно неподвижного наблюдателя в том же направлении, что и ракета, со скоростью, равной разности скорости полета и скорости истечения. При этом энергия, отдаваемая струей ракете, т. е. совершаемая ракетой полезная работа, даже превышает скоростную энергию струи. Противоречие здесь, конечно, лишь кажущееся, что становится очевидным, если рассматривать не только тепловую, но и скоростную энергию сжигаемого топлива, приобретенную им в результате ускорения ракеты в течение предшествующего полета.
Для уменьшения потерь скоростной энергии отходящих газов на малых скоростях полета на выходе из ракетного двигателя могут быть установлены специальные насадки, расположенные с некоторым зазором вокруг выходного сечения реактивного сопла[4]. При полете в атмосфере через кольцевую щель между таким насадком и соплом подсасывается воздух, который примешивается к струе отходящих газов, уменьшая их скорость, но зато увеличивая массу. Это может привести к существенному повышению тяги и, следовательно, мощности; например, когда двигатель неподвижен, т. е. скорость полета равна нулю, то такой, как говорят, эжекционный подсос воздуха, увлекаемого струей выходящих газов, увеличивает тягу двигателя на 1/3. Но когда скорость полета увеличивается, этот выигрыш в тяге резко падает: так, при скорости полета, составляющей всего 5 % от скорости истечения, выигрыш в тяге уменьшается наполовину. При еще больших скоростях вместо выигрыша может получиться даже уменьшение тяги.
Следующая глава >
tech.wikireading.ru
Межконтинентальная баллистическая ракета «Р-7», 1957 год, СССР:
Стартовый вес, кг: 283 000Вес боевой части, кг: 5 400Макс. дальность, км: 8 000
Для ЖРД существует много видов топлив, но те из них, что используются в наши дни, имеют более высокий удельный импульс, чем любое баллиститное и даже смесевое. Тем не менее, пути развития мирных и боевых ракет разошлись. В США уже очень давно отказались от боевого применения ракет на жидком топливе, и уже в 60-е годы на вооружении стояли твёрдотопливные смесевые.Стартовый вес, кг: 29 700Вес боевой части, кг: 450Макс. дальность, км: 9 300
В СССР долго держались, но и у нас знаменитая «Воевода» потихоньку доживает свой век.
Межконтинентальная баллистическая ракета «Р-36М2», 1986 год, СССР:
Стартовый вес, кг: 211 400Вес боевой части, кг: 8 730Макс. дальность, км: 11 000
В гражданской сфере господствуют ЖРД. Как уже было сказано, эти двигатели имеют более высокую удельную тягу. С другой стороны, гражданские ракеты не нужно скрытно хранить десятилетиями, быстро перемещать с места на место, нет требования к простоте запуска, и, наконец, сами запуски – коммерческие. ЖРД, тем не менее, имеет свои непростые «заморочки». В них камеру сгорания, в отличие от «смесевиков», нужно очень эффективно охлаждать. Топливо нужно подавать с огромным давлением.
Двигатель «Д-1-А-1100», 1942 год, СССР:
Макс тяга, тс: 1.1Макс. удельная тяга, с: 204Давление в камере сгорания, атм: 19Масса, кг: 48Горючее: керосинОкислитель: азотная кислота
В общем-то, конструктивно это относительно простая штука. Открыли кран, пошёл газ – пошло топливо. Закрыли кран – двигатель заглушен. Однако сегодня в мире нет ни одной «большой» ракеты, которая бы использовала эту схему. Почему? Есть недостатки.
Одна специфическая область применения двигателей с вытеснительной подачей всё же есть. Поскольку движущихся частей там, нет, такие агрегаты очень надёжны. Посадочная ступень американского лунного модуля «LEM» имела всего один двигатель. Взлётный модуль – тоже. Отказ любого из них был бы фатален. Поэтому использовалась именно вытеснительная подача на сжатом гелии, а компоненты топлива были самовоспламеняющимися.
В случае с насосной подачей возможности намного шире. Вытеснительные ёмкости не нужны. Прочность стенок топливных баков ограничена только конструктивными соображениями (в теории, они даже могут быть мягкими). Есть, правда, турбонасосный агрегат, который должен развивать гигантское давление и иметь внушительную производительность.
Чем же крутить этот насос? Снова вспомним двигатель ракеты «Р-1». Там используется «внешний привод». Ракета была оснащена баками с перекисью водорода и водным раствором катализатора. Ещё был вытеснительный «бачок» со сжатым азотом. При помощи сжатого азота эти компоненты подавались в газогенератор. Перекись в присутствии катализатора интенсивно разлагалась и крутила турбину, на валу которой были расположены два насосных колеса: для горючего и окислителя. Отработанная парогазовая смесь выбрасывались восвояси.
Наш «Союз» в двигателях первой и второй ступеней до сих пор использует точно такую же схему. Принципиальным отличием является лишь то, что там используется твёрдый катализатор, который не расходуется.
Двигатель «РД-107А», 2001 год, СССР:
Макс тяга, тс: 96Макс. удельная тяга, с: 320Давление в камере сгорания, атм: 60Масса, кг: 1 090Горючее: керосинОкислитель: жидкий кислород
Это ведь потери, да? Нужно возить с собой перекись, азот, газогенератор… Можно ли поступить как-то проще – крутить турбину, сжигая некоторую часть основных компонентов топлива? Да, впоследствии стали делать именно так. В этих двигателях продукты сгорания, отработав на турбине насосного агрегата, тоже выбрасываются в атмосферу. Почему не в камеру сгорания? Потому, что давление газа после турбины снижается и становится меньше, чем в камере. На картинках многих двигателей можно видеть скромную «трубку», которая идёт вдоль сопла до его среза – по ней как раз выбрасывается отработанный «насосный» газ.
Двигатель «Vulcain 1», 1996 год, Франция:
Макс тяга, тс: 114Макс. удельная тяга, с: 433Давление в камере сгорания, атм: 114Масса, кг: 1 686Горючее: жидкий водородОкислитель: жидкий кислород
Этот двигатель устанавливали на французскую ракету «Ariane-5G». Сейчас используют более совершенный «Вулкан-2», но тоже с «трубкой». Ещё пример. Есть такое американское ракетное семейство «Falcon». На эти ракеты ставят двигатель «Merlin». У него тоже открытая схема.
Двигатель «Merlin 1D», 2013 год, США:
Макс тяга, тс: 75.6Макс. удельная тяга, с: 311Давление в камере сгорания, атм: 97Масса, кг: 490Горючее: керосинОкислитель: жидкий кислород
Открытая схема, тем не менее, не идеальна. Отработанный насосный газ никак не заставишь вытекать с той же скоростью, что и основная масса продуктов сгорания – он уже потерял часть энергии на вращение турбины. Решить этот вопрос можно, если давление топлива на входе турбины будет намного выше, чем на входе камеры сгорания. Но этого нельзя достичь, так как и камера сгорания, и турбина питаются из одного источника. Выход очевиден: через турбину нужно прокачивать сразу весь объём. Но не устраивать же камеру сгорания прямо в турбонасосном агрегате! Во-первых, столько «дури» насосу не надо, а во-вторых, не существует турбины, которая выдержит этот гигантский тепловой поток.
Пустим тогда на турбину весь окислитель, но горючего добавим ровно столько, сколько нужно для привода насоса. Избыток окислителя поглотит часть выделяющейся теплоты – турбине будет не так тяжко. На выходе получим газообразный окислитель, к которому будет подмешано немного продуктов сгорания. Вот эту смесь дальше направляем в камеру. Горючее по старинке подаём в жидкой фазе. Получаем ЖРД замкнутого цикла с дожиганием «кислого» газа. Можно сделать наоборот. На турбину можно подавать весь объём горючего с небольшой добавкой окислителя. Данная схема называется замкнутой с дожиганием «сладкого» (чаще говорят «топливного» или «основного») газа.
Двигатель «НК-33», 1970 год, СССР:
Макс тяга, тс: 171Макс. удельная тяга, с: 331Давление в камере сгорания, атм: 147Масса, кг: 1 240Горючее: керосинОкислитель: жидкий кислород
Этот двигатель стоял на двух последних экземплярах советской лунной ракеты «Н1Ф», которые были сняты прямо со стартовых столов и распилены на металлолом, так и не успев блеснуть своими возможностями. Замкнутая схема с дожиганием «кислого» газа. Сейчас модификацию этого двигателя по имени «НК-33А» ставят на легкую модификацию «Союза» с индексом «2-1В».
Другой пример, двигатель «RS-25», 1977 год, США:
Макс тяга, тс: 223Макс. удельная тяга, с: 453Давление в камере сгорания, атм: 192.7Масса, кг: 3 390Горючее: жидкий водородОкислитель: жидкий кислород
Этого «зверя» ставили на «Спейс-Шаттл». Замкнутая схема с дожиганием «сладкого» газа.
Ещё одна «заморочка» ЖРД. Есть такое понятие как «коэффициент избытка окислителя». В чём суть: чтоб в соответствии с формулой химической реакции сжечь определённое количество горючего, требуется тоже вполне конкретное количество «молей» окислителя. Лишнее не прореагирует. Однако при высоких давлениях топливо сгорает – и тут же обратно диссоциирует на ионы компонентов. Потом, конечно, снова сгорает, но уже не в камере. Давление падает, удельная тяга тоже. Чтоб сгорание происходило надёжно и в нужном месте, окислителя подают в несколько раз больше. Чем выше давление в камере, тем больше должен быть избыток.
Нельзя прям вот так заявить, что этот избыток – лишний вес. В любом случае нам важна скорость истечения, пусть даже и того, что не прореагировало. В электрореактивных двигателях или в проектах ядерных рабочее тело вообще просто «выбрасывается в дырку», и ничего: удельная тяга – дай Бог каждому.
Двигатель «РД-0410», 1985 год, СССР:
Макс тяга, тс: 3.6Макс. удельная тяга, с: 910Масса, кг: 2 000Основное рабочее тело: водород
Следует понимать, что помимо удельной тяги нужна высокая мощность, и она тем больше, чем выше расход рабочего тела в единицу времени. «Постороннее» вещество принимает на себя и значительную часть тепловой нагрузки – легче охлаждать камеру сгорания и сопло. Однако на разогрев рабочего тела тоже расходуется много энергии. Собственно, так и объяснили на пальцах, почему даже в вакууме удельная тяга по факту всегда намного меньше теоретической.
Требуемый излишек окислителя зависит и от качества смесеобразования в камере сгорания. У замкнутой схемы один из компонентов подаётся в виде газа, и ему уже не нужно испаряться, чтоб смешаться со вторым. В качестве «побочного» эффекта камера становится втрое короче, так как горение начинается ближе к её «голове». В результате, для достижения очень высоких давлений в камере сгорания замкнутую схему приходится применять неизбежно.
Отчего бы тогда вообще не сделать «кисло-сладкий» вариант и поднять давление ещё на сотню атмосфер? Такие двигатели есть, но на практике схема ЖРД с полной газификацией ещё не применяется.
Отечественный пример, «РД-270», 1967 год, СССР:
Макс тяга, тс: 685Макс. удельная тяга, с: 322Давление в камере сгорания, атм: 257.6Масса, кг: 3 370Горючее: НДМГОкислитель: АТ
Из приведённых выше примеров можно увидеть, что наиболее распространёнными топливными компонентами для ЖРД являются пары керосин + кислород, водород + кислород и несимметричный диметилгидразин (НДМГ) + азотный тетраоксид (АТ). При этом удельный импульс, за который мы так боремся, неизменно оказывается выше у кислород-водородного топлива.
Для наглядности приведём данные по весовой отдаче нескольких ракет-носителей при выведении нагрузки на низкую опорную орбиту. Весовая отдача – это когда мы делим массу полезной нагрузки на стартовый вес ракеты. Чем она выше – тем лучше. Ради справедливости отметим, что опорная орбита у всех немного разная, как и географическая широта запуска.
«Delta-IV Medium», США: 3,8% (кислород + водород на обеих ступенях)
«H-IIA», Япония: 3,4% (первая ступень твёрдотопливная, вторая и третья – кислород + водород)
«Протон-М», Россия: 3,26% (НГМГ + АТ на всех 3 ступенях)
«Atlas-5 v.401», США: 2,9% (первая ступень – кислород + керосин, вторая – кислород + водород)
«Союз-2-1Б», Россия: 2,6% (кислород + керосин на всех 3 ступенях)
«Falcon-9 v.1.1», США: 2,6% (кислород + керосин на обеих ступенях)
«Ангара 1.2ПП», Россия: 2,2% (кислород + керосин на обеих ступенях)
«Ariane-5G», Франция: 2,1% (1 ступень твёрдотопливная, 2 ступень – кислород + водород, 3 ступень – НДМГ + АТ)
«CZ-2F», Китай: 1,8% (НДМГ + АТ на всех 3 ступенях)
«ASR», Япония: 1,3% (все три ступени твёрдотопливные)
«PSLV», Индия: 1,1% (первая и третья ступени твёрдотопливные, вторая – НДМГ + АТ, четвёртая – ММГ + АТ)
Почему тогда исключительно на водороде летают только американцы, но и то лишь на одной из трёх эксплуатируемых ракет (в самой лёгкой модификации)? Почему (внезапно) настолько неплох «Протон» с самым низким теоретическим удельным импульсом топливной пары?
Ответ довольно многогранен. Температура кипения водорода лишь градусов на 20 градусов выше абсолютного нуля. Делать такое горючее в больших объёмах весьма затратно. С кислородом несколько проще: он кипит при «всего» -182,96 градусах. Ещё водород невероятно летуч. Он нагло просачивается даже сквозь сварные швы топливных баков. Водородный двигатель в производстве также сложнее и дороже всех остальных.
В свою очередь, из всех видов применяемых жидких топлив у НДМГ + АТ самая высокая плотность. Это означает меньший объём баков и их собственный вес. Двигатели первой ступени «Протона» просты и надёжны. Топливные компоненты самовоспламеняющиеся – для запуска достаточно «открыть кран». Тяговооружённость этих двигателей (отношение максимальной тяги к сухому весу) вдвое выше, чем у РД-107А и в полтора раза, чем у РД-191, применяемого на «Ангаре».
Двигатель «РД-191», 2001 год, СССР:
Макс тяга, тс: 213Макс. удельная тяга, с: 337Давление в камере сгорания, атм: 263Масса, кг: 2 200Горючее: керосинОкислитель: жидкий кислород
Не будем так же забывать, что НДМГ + АТ остаются жидкими при нормальных условиях – заправленная ракета может долго стоять на столе без потерь. Теперь вспомним истоки её появления («Протон» развился из «УР-500»), в которых отчётливо маячит военное предназначение, и всё становится на свои места. Долгое хранение при постоянной готовности к старту, лёгкий и надёжный запуск…
Двигатель первой ступени «Протона» – «РД-253», 1963 год, СССР:
Макс тяга, тс: 166Макс. удельная тяга, с: 316Давление в камере сгорания, атм: 167Масса, кг: 1 080Горючее: НДМГОкислитель: АТ
Теперь давайте с первой попытки угадаем, на каком топливе летает «Воевода». Как видим, не всё так однозначно. Но ведь и у нас есть хороший двигатель на водороде!
Двигатель «РД-0120», 1984 год, СССР:
Макс тяга, тс: 200Макс. удельная тяга, с: 455Давление в камере сгорания, атм: 216Масса, кг: 3 450Горючее: жидкий водородОкислитель: жидкий кислород
Он был создан для «Энергии», но его мощности было недостаточно, чтоб заставить взлететь эту ракету, и на неё пришлось дополнительно ставить более традиционные «РД-170» в боковых блоках.
Двигатель «РД-170», 1981 год, СССР:
Макс тяга, тс: 806Макс. удельная тяга, с: 337Давление в камере сгорания, атм: 250Масса, кг: 9 750Горючее: керосинОкислитель: жидкий кислород
На самых эффективных двигателях, к сожалению, ракету тяжёлого класса просто не оторвать от земли. Таким образом, водородное горючее оказывается выгоднее там, где притяжение Земли уже действует не так сильно. Это вторая и последующие ступени. Тогда и двигатель проще, и водорода нужно делать меньше, и даже тяга запросто может быть меньше общей массы аппарата. Стотонный «Спейс-Шаттл», например, вообще «дотягивал» до своей орбиты на двух маневровых двигателях суммарной тягой «всего» 5.5 тонн.
Собственно, на сегодняшний день из двигателей, сжигающих «горючку» привычным образом, выжат объективный максимум. Конструкторы продолжают увеличивать тяговооружённость и удельную тягу, но при этом жестоко бьются за каждую секунду и каждый килограмм. В сфере традиционных ЖРД или РДТТ прорывов ждать уже не следует. Вот, пишут про «ледяные» ракеты, где алюминий реагирует с водой, создавая на выходе гидроксид алюминия и водород. Кто-нибудь знает теоретический максимум удельного импульса такого топлива? Водород, по идее, весьма эффективное рабочее тело.
Ещё в одном известном отечественном ракетном КБ занимаются детонационными двигателями (тут сразу вспоминается корабль инженера Лося из «Аэлиты»). Судя по тому, что технической информации по этой теме сущие крупицы, но при этом в официальных источниках федерального уровня то и дело мелькают российские и американские публикации, можно сделать вывод, что за данную технологию взялись крепко, а за первенство развернулась нешуточная борьба. Скоро мы что-то увидим… Так о чём речь?
Знаете, как называется «простое» горение, например, газа в кухонной плите? «Дефлаграционное» (гусары, молчать!) В данном процессе соседние объёмы топливной смеси поджигаются через перенос энергии теплопроводностью. Скорость распространения пламени относительно невелика. Вернёмся к истокам и вспомним порох. Можете себе представить, но в оружейном стволе он «просто» горит. Все взрывчатые вещества, именуемые «метательными», обладают свойством дефлаграционноного горения в тех условиях, в которых они применяются. Напротив, т.н. «бризантные» вещества должны именно детонировать. Первые используются для стрельбы, вторые – для боевых зарядов.
Если поджечь пороховой фитиль, то можно легко проследить за бегущим огоньком. Но вот если подорвать конец специального детонирующего шнура (применяется во взрывном деле), то визуально он взорвётся сразу весь. Всё оттого, что скорость детонационного горения равна скорости звука в данном веществе.
Инициирующий взрыв капсюля создаёт ударную волну на конце шнура, то есть, локально повышает давление. От этого вещество, оказавшееся в зоне повышенного давления, сжимается, нагревается и самовоспламеняется. Волна движется дальше и сжимает следующий участок. Так весь шнур сгорает практически моментально.
Как это может помочь в ракетном деле? Давление в зоне детонационного горения невероятно высоко. Если заполнить камеру сгорания компонентами и заставить их сдетонировать, оно возрастёт так быстро, что разметает двигатель по окрестным холмам. Одно из испытаний «РД-170» закончилось тем, что он, взорвавшись сам, разворотил и весь испытательный стенд. Может, там случилась детонация на фоне «высокой частоты»?
Ой, а вы знаете про «высокую частоту»? Это жуткая головная боль всех двигателистов-ракетчиков. Она погубила не один двигатель, и не одну ракету. Смысл в том, что в камере сгорания возникает циркуляция высокочастотных акустических волн. Мало ли, откуда они берутся – ракетный двигатель довольно шумная штука. Но если возникнут условия для резонанса и повышения их амплитуды, то камера сгорания может механически развалиться с известными последствиями. То есть, детонация, теоретически, даёт нам радикальное повышение давления в камере сгорания. Как следствие, можно повысить удельную тягу. Если, конечно, не взорвём весь двигатель.
В современных ракетных двигателях топливо подают с огромной скоростью. В детонационных она должна равняться скорости звука в газовой среде камеры сгорания – тогда фронт волны «зависнет» на месте, а процесс будет непрерывным и устойчивым. Для этого нужен насос с мощностью, большей на порядки, при филигранной точности управления…
Наши соотечественники говорят, что есть другой выход. Более того, давление на выходе топливного насоса обещают как раз-таки на порядки меньше, чем в традиционных двигателях. Кстати прирост удельной тяги сулят относительно скромный: для кислород-керосиновой пары «всего лишь» на уровне хорошего кислород-водородного.
Вот теперь факты кончились, и начинаются предположения. Скорее всего, речь идёт о спиральной детонационной волне в кольцевой камере сгорания. Информация об этом, в принципе, гуглится, но по-прежнему скудна. Условно, имеем один цилиндр, вставленный внутрь другого. Канал между ними и есть камера сгорания. С одного конца конструкция «глухая», с другой – сопло.
Заполним это пространство топливной смесью. Устроим очаг таким образом, чтобы запустить фронт волны по кругу. Внутри пика волны давление будет гигантским, а вот вне его оно будет близким к исходному. Тогда мы можем попасть в этот промежуток новой порцией топлива и продолжить процесс. Среднее же давление в камере может составить и триста, и пятьсот атмосфер, и возможно даже больше. Скорее всего, мощность такого двигателя можно будет регулировать в широких пределах частотой «взрывов», а её уменьшение не будет снижать удельную тягу. Возможно, с таким подходом может даже получиться одноступенчатый носитель, да ещё и многоразовый.Вот маленькое видео, где чуть-чуть затронута эта тема, правда, в контексте воздушно-реактивных двигателей.
Что касается ракетных – вот ещё кино. О детонационном двигателе говорят с 4:59, разрез выходного сопла со вскрытой рубашкой охлаждения показывают на 5:57. Слова о том, что двигатель будет работать импульсами – скорее всего деза для шпионов. Спиральная волна в кольцевой камере это квазистационарный процесс.
Воспрянем же надеждой, товарищи! Космос снова будет наш!
Прошу простить неточности и упущения, коих наберётся, пожалуй, на несколько книг. Всё ж развлекательный портал для широкого круга читателей.
И да, читайте книги.
maxpark.com
Движение ракете сообщают ее двигатели. Тяга ракетных двигателей создается, как и у авиационных реактивных двигателей, выбрасыванием наружу газовой струи. При этом ракета, как и самолет, движется в сторону, обратную направлению газового потока. Однако между авиационными реактивными двигателями и ракетными есть существенная разница. Так как авиационные реактивные двигатели работают в атмосфере, то в них окислителем горючего служит кислород воздуха (горение, как известно, — это бурно идущее окисление) . Ракетные же двигатели работают в разреженных слоях атмосферы, где кислорода очень мало, и в космическом пространстве, где его практически нет. Поэтому на борту ракеты или космического корабля обязательно имеется окислитель. Чаще всего окислителем для мощных ракетных двигателей служат жидкий кислород, тетраоксид азота, пероксид водорода. Горючее и окислитель смешиваются и воспламеняются в камере сгорания, и оттуда газы через реактивное сопло с большой скоростью выбрасываются наружу. Наиболее широко применяют жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), хотя существуют двигатели, работающие на твердом топливе (РДТТ). Основные части жидкостного ракетного двигателя — камера сгорания, в которой смешиваются и воспламеняются компоненты топлива, насосы, подающие в камеру горючее и окислитель, газовая турбина, вращающая эти насосы. Твердотопливные ракетные двигатели использовали еще до начала космической эры. Они поднимали в воздух сигнальные и фейерверочные ракеты, снаряды реактивной артиллерии, например легендарной «Катюши». Сейчас РДТТ выводят на трассы некоторые межконтинентальные баллистические ракеты, они применяются в качестве ускорителей при старте ракет, в качестве двигателей мягкой посадки космических кораблей и т. д. Наряду с мощными силовыми установками, поднимающими ракеты в космос, широко используют в космической технике двигатели малой тяги. Некоторые из них могут уместиться на ладони. Тяга таких двигателей невелика, но обычно ее вполне достаточно, чтобы сориентировать искусственный спутник Земли или космический корабль. Большой интерес проявляется сейчас к электрическим ракетным двигателям (ЭРД). Их достоинства — высокая скорость истечения газовой струи и возможность получать прямо в космосе энергию для ее разгона. В отличие от ЖРД; где топливо одновременно рождает и газовую струю, и энергию для ее ускорения, в ЭРД молекулы газа или заряженные частицы (ионы и электроны) ускоряются электрическим полем. Естественно, ЭРД требуют для своей работы много электроэнергии, а мощные электростанции, как известно, должны обладать большой массой. Поэтому ЭРД не могут выводить ракеты в космос, они работают лишь на космических аппаратах, уже доставленных на орбиту. Здесь большая тяга не нужна, и двигатели с большой скоростью истечения имеют неоспоримые преимущества. Тем более что они могут питаться от тех же солнечных батарей, которые снабжают электроэнергией всю бортовую аппаратуру. Первый ЭРД был создан в Советском Союзе. Сейчас эти двигатели делают и в других странах. Существуют индивидуальные РД — двигатели малой тяги для передвижения и маневрирования космонавтов в свободном полете вне корабля или станции. Такой двигатель можно держать в руках или укрепить на скафандре. Кроме химической и электрической энергии в перспективе РД могут использовать и ядерную энергию. В ядерных ракетных двигателях (ЯРД) вещества, образующие реактивную газовую струю, нагреваются в ядерном реакторе. Внедрение ЯРД в практику космонавтики сдерживается пока большой массой реактора и устройств, защищающих космонавтов и аппаратуру от радиоактивных излучений.
yunc.org
Ракетный двигатель — реактивный двигатель, источник энергии и рабочее тело которого находится в самом средстве передвижения. Ракетный двигатель — единственный практически освоенный для вывода полезной нагрузки на орбиту искусственного спутника Земли и применения в условиях безвоздушного космического пространства тип двигателя. Другие типы двигателей, пригодные для применения в космосе (например, солнечный парус, космический лифт) пока еще не вышли из стадии теоретической и/или экспериментальной отработки.
Сила тяги в ракетном двигателе возникает в результате преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела. В зависимости от вида энергии, преобразующейся в кинетическую энергию реактивной струи, различают химические ракетные двигатели, ядерные ракетные двигатели и электрические ракетные двигатели.
Характеристикой эффективности ракетного двигателя является удельный импульс (другое название — удельная тяга) — отношение тяги, развиваемой ракетным двигателем, к секундному массовому расходу рабочего тела. Удельный импульс имеет размерность (Н×с)/кг и на практике обычно сокращается до м/c, то есть размерности скорости. Для идеального ракетного двигателя удельный импульс численно равен скорости истечения рабочего тела из сопла.
Наиболее распространены химические ракетные двигатели, в которых в результате экзотермической химической реакции горючего и окислителя (вместе именуемые топливом) продукты сгорания нагреваются до высоких температур, разгоняются в сверхзвуковом сопле и истекают наружу.
Наиболее просты по конструкции твердотопливные двигатели (РДТТ), в которых горючее и окислитель хранятся в форме твёрдых веществ, а топливный бак одновременно выполняет функции камеры сгорания. Твердотопливные двигатели удобны в эксплуатации и хранении, но менее эффективны, чем жидкостные. Удельный импульс твердотопливных двигателей — 2—3 км/с.
В жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) горючее и окислитель пребывают в жидком агрегатном состоянии. Они подаются в камеру сгорания с помощью насосов. Жидкостные ракетные двигатели обеспечивают возможность регулирования тяги, в них может быть реализована многократность включения. Удельный импульс достигает 4.5 км/c.
Эффективность современных химических ракетных двигателей близка к теоретическому пределу, определяемому запасом химической энергии в топливе. Однако, обладая сравнительно невысоким удельным импульсом (в сравнении с электрическими ракетными двигателями), химические ракетные двигатели позволяют развивать большую тягу, что особенно важно при создании средств выведения полезной нагрузки на орбиту или для осуществления межпланетных полетов в относительно короткие сроки.
Ядерный ракетный двигатель (ЯРД) — двигатель, рабочее тело в котором (например, водород, аммиак и др.) нагревается за счет энергии, выделяющейся при ядерной реакции или радиоактивном распаде. Различают радиоизотопные, ядерные и термоядерные ракетные двигатели.
Ядерные ракетные двигатели позволяют достичь значительно более высокого (по сравнению с химическими ракетными двигателями) значения удельного импульса благодаря большой скорости истечения рабочего тела (от 8 000 м/с до 50 км/с и более). Вместе с тем, тяга ЯРД может быть сравнима с тягой химических ракетных двигателей, что создает предпосылки для замены в будущем химических ракетных двигателей ядерными.
Основной проблемой при использовании ЯРД является радиоактивное загрязнение окружающей среды, что не позволяет использовать ЯРД (кроме, возможно, газофазных — см. ниже), на первых двух ступенях ракет-носителей.
ЯРД разделяются на твёрдо- и газофазные. В твёрдофазных ЯРД делящееся вещество, как и в обычных ядерных реакторах, размещено в сборках-стержнях с развитой поверхностью, что позволяет эффективно нагревать (лучистой энергией в данном случае можно пренебречь) газообразное рабочее тело (обычно — водород), одновременно являющееся теплоносителем, охлаждающим элементы конструкции и сами сборки. Температура РТ ограничена максимальной допустимой температурой элементов конструкции (не более 3 000 °К), что ограничивает скорость истечения.
В газофазных ЯРД делящееся вещество, также как и РТ, находится в газообразном состоянии и удерживается в рабочей зоне электромагнитным полем. При этом существует небольшая утечка делящегося вещества во внешнюю среду. РТ (водород) содержит частицы углерода, поскольку нагревается за счёт поглощения лучистой энергии. Элементы конструкции в ЯРД этого типа не являются сдерживающим фактором, поэтому скорость истечения РТ может превышать 30 000 м/с при значительном расходе. Считается, что газофазные ЯРД могут быть использованы в качестве двигателей первой ступени, несмотря на утечку делящегося вещества.
На настоящий момент ядерные ракетные двигатели с делящимся веществом в твердой фазе находятся на стадии экспериментальной отработки. В Советском Союзе и в США такие ЯРД активно испытывались в 70-х годах XX века. Реактор «Nerva» был готов к использованию в качестве двигателя третьей ступени ракеты-носителя «Сатурн V», однако лунную программу к этому времени закрыли, а других задач для этих РН не было.
Газофазные ЯРД в настоящий момент находятся на стадии теоретической отработки, однако и в СССР, и в США проводились также и экспериментальные исследования. Ожидается, что новый толчок к работам над газофазными двигателями дадут результаты эксперимента «Плазменный кристалл», проводившегося на орбитальных космических станциях «МИР» и МКС.
В электрических ракетных двигателях (ЭРД) в качестве источника энергии для создания тяги используется электрическая энергия. Удельный импульс электрических ракетных двигателей может достигать 10—210 км/с.
В зависимости от способа преобразования электрической энергии в кинетическую энергию реактивной струи, различают электротермические ракетные двигатели, электростатические (ионные) ракетные двигатели и электромагнитные ракетные двигатели.
К особенностям (обычно считаемых недостатками) электрических ракетных двигателях относят низкую тягу (не превышающую единиц Ньютона для самых мощных из электрических ракетных двигателей) и неспособность работы в условиях атмосферы при высотах менее 100 км. Все это сужает область применения электрических ракетных двигателей.
В настоящий момент электрические ракетные двигатели применяются в качестве маршевых двигателей и двигателей ориентации на автоматических космических летательных аппаратах. Благодаря высокому удельному импульсу (скорости истечения) расход рабочего тела (РТ) небольшой, что позволяет обеспечить длительный срок активного существования КА.
mediaknowledge.ru
У ядерных РД (находятся в стадии изучения) можно получить удельный импульс, значительно превышающий импульс, развиваемый ХРД. Теплота, выделяющаяся в реакторах, идёт на нагрев рабочего тела, т. е. у этих РД, в отличие от ХРД, источник энергии и рабочее тело разделены (рис., б).
Повышение удельного импульса в десятки и сотни раз достигается с помощью электрических РД, в которых в кинетическую энергию реактивной струи переходит электрическая энергия.
Теоретически РД предельных возможностей является фотонный (квантовый) РД, в котором реактивная струя образуется квантами излучения (см. Фотон). Возможная область применения фотонного ракетного двигателя (См. Фотонный ракетный двигатель) — межзвёздные полёты, но пока (1975) реальных путей создания подобных РД не найдено.По характеру использования в ракетной и космической технике РД могут быть маршевыми (основные двигатели ракеты, разгоняющие её, например, до космической скорости), управляющими, тормозными, корректирующими, ориентационными, стабилизирующими и др. В авиации нашли применение РД в качестве основных и вспомогательных (стартовых, ускорительных) двигателей.
Лит. см. при статьях об отдельных видах ракетных двигателей.
К. А. Гильзин.
Схемы ракетных двигателей: а — химического; б — ядерного; 1 — бак с жидким окислителем; 2 — бак с жидким горючим; 3 — бак с жидким водородом; 4 — насос; 5 — камера сгорания; 6 — сопло; 7 — выхлоп газов из турбины; 8 — турбина; 9 — тепловыделяющие элементы; 10 — стержни управления; 11 — защитный экран.
dic.academic.ru
Материал из свободной русской энциклопедии «Традиция»
Ракетный двигатель — это реактивный двигатель того или иного типа устанавливаемый на ракете или каком либо космическом аппарате, и предназначенный для разгона или торможения последнего посредством включения ракетного двигателя или регулирования его работы. Ракетный двигатель — единственный практически освоенный для вывода полезной нагрузки на орбиту искусственного спутника Земли и применения в условиях безвоздушного космического пространства тип двигателя.
Изобретение относится к теплоэнергетике и энергомашиностроению, а именно к ракетным силовым установкам и может быть использовано для мобильных и стационарных объектов, использующих реактивную тягу, а так же для генерации жидкого или парообразного теплоносителя в системах теплоснабжения.
Рабочие циклы всех известных типов ракетных двигателей, использующих в качестве рабочего тела газообразные вещества, не обеспечивают срабатывание большого теплоперепада, так как характеризуются малым периодом преобразования тепловой энергии в потенциальную давления, и, за тем, в кинетическую энергию высокоскоростного потока газа при расширении в сопле.
Известно, что использование в тепловом двигателе в качестве рабочего тела парообразующей жидкости эффективнее, чем использование газообразного. Работа сжатия парообразующей жидкости ниже, чем газа и, кроме того, при генерации пара из жидкости обеспечивается возможность при одном и том же количестве подводимого тепла осуществить генерацию рабочего тела - пара с более эффективными начальными параметрами–более высоким давлением и меньшей температурой, например в паротурбинных установках, характеризующихся максимальной агрегатной мощностью.
При создании изобретений ставилась задача обеспечить максимальное использование тепловой энергии источника тепла РД для создания реактивной тяги с целью повышения всех основных технико-экономических показателей и показателей эксплуатационной и экологической безопасности.
Задача решена путём трансформации тепловой энергии в потенциальную энергию давления рабочего тела, для чего в качестве источника рабочего тела в ракетном двигателе используется парообразующая жидкость (ПЖ), например вода, а тепловая энергия источника тепла - продуктов сгорания ракетного топлива или атомной энергии используется для генерации из неё пара, который используется или с продуктами сгорания в виде газопаровой смеси или в качестве единственного рабочего тела для создания тяги при расширении в сверхзвуковом сопле.
В газопаровом ракетном двигателе (ГПРДЖТ), работающем на жидких компонентах топлива, горючее и окислитель являются теплогенерирующими компонентами и генерирующими высокотемпературное газообразное рабочее тело – продукты сгорания. Парообразующая жидкость является компонентом, потребляющим значительную долю тепловой энергии продуктов сгорания и преобразующим её в энергию давления водяного пара, который с продуктами сгорания образует газопаровую смесь, являющуюся рабочим телом. В газопаровом твёрдотопливном ракетном двигателе (ГПРДТТ), работающем на унитарном твёрдом топливе, парообразующая жидкость так же является основным компонентом, а газопаровая смесь рабочим телом.
В паровом ядерном ракетном двигателе (ПЯРД), работающем на энергии выделяемой твёрдыми ТВЭЛ, рабочим телом, создающим реактивную тягу, является водяной пар, при этом вся полость камеры выполняет функцию парогенератора (ПГ).
В газопаровых РД зона подачи компонентов топлива, горения и образования газообразных продуктов сгорания у головки камеры или зона горения у поверхности топливного заряда (шашки) выполняют функцию камер сгорания (предкамер), обеспечивающих эффективное сгорание топлива и максимальное выделение тепловой энергии. Остальная часть камеры за зоной полного сгорания топлива до сопла, в которую осуществляется подача воды, и в которой образуется газопаровая смесь, выполняет функцию газопароганератора (ГПГ).
В газопаровых и паровом ядерном ракетных двигателях, предназначенных для перемещения объектов в атмосфере Земли, вода размещается в соответствующей ёмкости на борту, подача осуществляется насосной или вытеснительной системами подачи.
В газопаровых ракетных двигателях и в паровом ядерном, предназначенных для водных и подводных транспортных средств, в качестве парообразующей жидкости используется забортная вода.
Подача воды в газопаровые ракетные двигатели осуществляется насосной системой или по каналу, сообщающему зону забортной воды в носовой части объекта с предсопловой зоной ГПГ после воспламенения топлива и выхода процесса горения на устойчивый режим.
После воспламенения топлива стартовая тяга осуществляется на продуктах сгорания. После набора объектом скорости осуществляется подача воды, и маршевая тяга создаётся газопаровой смесью. Вода поступает в полость ГПГ под динамическим напором и за счёт эжекции, создаваемой высокоскоростным потоком газопаровой смеси в предсопловой зоне.
По аналогии с прямоточными воздушно- реактивными двигателями газопаровые и паровой ядерный ракетные двигатели, использующие забортную воду, является прямоточными.
Для впрыска воды используются форсунки аналогичные топливным. Впрыск воды осуществляется в продукты сгорания за зоной полного сгорания топлива.
Вода, перед подачей в газопарогенератор, может использоваться для охлаждения камеры сгорания и проходить по системе её охлаждения, при этом охлаждения остальной части ГПГ и сопла из-за низкой температуры газопаровой смеси не требуется.
В газопаровых твёрдотопливных РД, используемых в воздушныхобъектах одноразового использования, например в ракетах, подача воды из бортовой ёмкости (ампулы) в полость ГПГобеспечивается простейшими вытеснительными системами подачи с использованием реактивной силы работающего двигателя.
Топливный заряд (шашка) устанавливается в корпусе ГПГ с возможностью перемещения (скольжения) относительно его стенок в направлении движения объекта. В теле шашки выполняются не сквозные параллельные оси каналы, а ампула с водой размещается перед шашкой и выполняется из водостойкого, герметичного, эластичного и сгораемого материала, и так же входит в водоподающие каналы шашки, повторяя и заполняя их внутренний контур.
Возможен вариант образования ёмкости для воды без использования специальной ёмкости на борту, для чего поверхности шашки, обращённые к воде (передний торец и каналы) покрываются водостойким, герметичным, сгораемым покрытием.
Возможен вариант подачи воды по каналам, выполненным и в теле шашки и в цилиндрическом корпусе газопарогенератора, или по канавкам, выполненным на наружной цилиндрической поверхности и в теле шашки, что повысит скорость и эффективность парообразования.
Для предотвращения подачи воды в зону горения и исключения снижения теплопроизводительности топлива, водоподающие канавки и каналы шашки могут бронироваться от ёмкости (полости) с водой до предсопловой зоны.
Разгон объекта осуществляется на газообразных продуктах сгорания топлива после его воспламенения и создания первоначальной тяги. После сгорания (прожигания) стенок каналов шашки и ампулы подача воды в предсопловую зону обеспечивается вытеснением за счёт давления газопаровой смеси на шашку и через шашку на воду, находящуюся в ампуле.
В газопаровых ракетных двигателях удельный расход воды может многократно превышать удельный расход топлива. Соотношение расходов топлива и воды определяется с учётом требуемой тяги, теплотворной способности используемого топлива, температуры используемой воды, температуры и давления газопаровой смеси в газопарогенераторе и на срезе сопла, и с учётом обеспечения максимальной эффективности расширения газопаровой смеси до начала конденсации пара. Так же учитывается давление окружающей среды, в которую осуществляется выхлоп (вода, воздух).
Регулировка тяги ГПЖРД может осуществляться только изменением расхода воды, так как основной составляющей рабочего тела (газопаровой смеси) являются водяные пары, при этом значительно упрощается система регулировки расхода компонентов топлива.
Для объектов, перемещающихся в атмосфере Земли в ЖРД и в РДТТ в качестве дополнительного рабочего тела по аналогии с прямоточными воздушно-реактивными двигателями может использоваться атмосферный воздух, повышающий расход газообразного рабочего тела через РД. Подача воздуха начинается после разгона объекта на продуктах сгорания топлива и обеспечивается скоростным напором встречного воздушного потока и за счёт эжекции. Подача осуществляется по осевому каналу в предсопловую зону камеры сгорания.
Ракетные двигатели, использующие в качестве дополнительного рабочего тела атмосферный воздух, являются прямоточными воздушно-ракетными двигателями (ПВРД).
В паровых ядерных ракетных двигателях (ПЯРД), используемых для мобильных, перемещающихся в атмосфере или в безвоздушном пространстве объектов, или для стационарных, например, используемых для генерации теплоносителя, вода подаётся в атомный реактор насосом из соответствующей емкости (бака) под избыточным давлением, превышающим рабочее давление в ПГ.
При использовании для генерации пара забортной воды двигатель является прямоточным, а забортная вода условным рабочим контуром.
По аналогии с известными газовыми ЯРД, в ПЯРД источники ядерной тепловой энергии атомного реактора ТВЭЛы и управляющие реакцией стержни могут располагаться непосредственно в парогенераторе, при этом реализуется простая, эффективная и экономичная высокоэнергетическая одноконтурная схема.
Кроме того, ППЯРД может быть выполнен по двухконтурной схеме, аналогичной двухконтурной схеме АЭС. Теплоноситель первого контура водо-водяного реактора прокачивается по теплообменнику, расположенному в полости парогенератора, передавая теплоту теплоносителя первого контура рабочему телу второго условного контура – забортной воде.
Вода в зону ТВЭЛов реактора, находящуюся под высоким рабочим давлением образующегося сухого перегретого пара, подаётся насосом через систему охлаждения реактора или непосредственно в реактор. После разгона объекта забортная вода подаётся за счёт динамического напора и за счёт эжекции за реактор в предсопловую зону парогенератора, омывая и дополнительно охлаждая реактор или непосредственно в предсопловую зону.
Вместе с тем, одноконтурный вариант ППЯРД, с использованием высокотемпературного пара, генерируемого в реакторе, для создания тяги из-за скоротечности цикла генерации и расширения пара, не обеспечивает полного использования его тепловой энергии, и, соответственно, максимального термического КПД. Кроме того, отработавший радиоактивный пар, поступая после выхлопа и конденсации в забортную воду, наносит вред окружающей среде.
Для достижения максимальных термического и эффективного КПД за счёт максимального использования ядерной тепловой энергии и расширения диапазона срабатываемого двигателем теплоперепада, генерация пара при одноконтурной и двухконтурной схемах может осуществлятся в два этапа.
Полость парогенератора содержит две зоны генерации. В первой, в которой установлены ТВЭЛы реактора (одноконтурная схема) или теплообменник первого контура (двухконтурная) и в которую подаётся лишь часть поступающей в двигатель воды, генерируется сухой перегретый пар. Во второй зоне, в которую дополнительно подаётся вода, за счет теплоты сухого перегретого пара генерируется насыщенный пар, который и является окончательным рабочим телом, создающим тягу при расширении в сопле.
Для более полного использования кинетической энергии выходящего за пределы сопла высокотемпературного скоростного потока пара и ускорения его конденсации и гашения парового колокола, например, с целью маскировки (торпеда или АПЛ), в поток пара за соплом через водозаборники может осуществляться подача дополнительной забортной воды для генерации дополнительного пара и создания пароводомётной тяги.
В ППЯРД расход воды определяется заданной тягой, мощностью атомного реактора и с учётом схемы – одноконтурная или двухконтурная. Для водных и подводных судов с ППЯРД, для исключения радиационного загрязнения акватории порта стоянки и прибрежной зоны, выход за их пределы может первоначально осуществляться по двухконтурной схеме с последующим переходом на одноконтурную схему.
Рабочий процесс в ГПРДЖТ осуществляется следующим образом.
После подачи и воспламенения компонентов топлива при давлении сгорания не ниже критического и выхода процесса горения на устойчивый режим, в ГПГ впрыскивается вода под давлением, превышающем расчётное рабочее давление газопаровой смеси. Одновременно, без изменения расхода воды увеличивается давление подачи компонентов топлива до давления образующейся газопаровой смеси. При испарении впрыснутой в ГПГ воды и образовании пара от продуктов сгорания отнимается тепло, равное скрытой теплоте парообразования. Образующийся водяной пар с продуктами сгорания образует рабочее тело - газопаровую смесь, давление которой будет значительно выше начального давления продуктов сгорания и равно сумме парциальных давлений продуктов сгорания и водяного пара, при этом температура газопаровой смеси будет значительно ниже начальной температуры продуктов сгорания.
Давление продуктов сгорания без изменения расхода подаваемого топлива и, соответственно их количества в газовой зоне, примыкающей к головке, увеличится до давления газопаровой смеси за счёт подпора образующейся газопаровой смесью. Соответственно, объём газов уменьшится, при этом дополнительно возрастёт за счёт сжатия их температура в зоне горения, что будет способствовать более полному сгоранию топлива с максимальным выделением тепловой энергии.
Пример расчёта термического КПД газопарового РД.
В современных РД температура продуктов сгорания в камере составляет 3000-4000К, на срезе сопла 1500-2000К. Термический КПД примерно равен 0.3-0.45.
Газопроизводительность жидких компонентов топлива и паропроизводительность воды принимаем условно равными. Соотношение расходов - 20% компонентов топлива и 80% воды. Начальное давление продуктов сгорания Р=40кг/см2, температура Т=2700К. После подачи воды парциальное давление продуктов сгорания Р=20кг/см2 , паров 80 кг/см2, общее давление газопаровой смеси в газопарогенераторе составит 100кг/см2., температура Т=700К, температура продуктов сгорания в зоне горения после подпора газопаровой смесью Ткс=3000К. Давление газопаровой смеси на срезе сопла Р=1кг/см2, температура Тсс= 350К.
Термический КПД рабочего цикла газопарового ракетного двигателя составит 0,884.
Использование в рабочих циклах ракетных двигателей воды позволяет более полно использовать выделяемую источниками тепла тепловую энергию для совершения полезной работы за счёт расширения температурного диапазона рабочего цикла. Трансформация тепловой энергии в потенциальную энергию давления пара или газопаровой смеси обеспечивает резкое повышение всех технико-экономических показателей, таких как, удельная тяга, удельный расход топлива, удельный вес, при использовании забортной воды или воздуха обеспечивается увеличение коэффициента полезной нагрузки.
Резкое снижение удельного расхода топлива в газопаровых жидкостных и твёрдотопливных ракетных двигателях соответственно обеспечивает и резкое снижение количества и токсичности выхлопных газов, так как основное количество газопарового выхлопа будут составлять пары воды, а в ядерном только водяной пар. Все варианты двигателей по сравнению с известными обеспечивают не менее чем двукратное снижение потерь теплоты с рабочим телом в окружающую среду и повышение экологической безопасности, снижается тяжесть последствий при аварийных ситуациях (аварийный подрыв ракеты, отказ двигателя, падение ракеты при отрыве от стартового стола).
В газопаровых ракетных двигателях обеспечивается менее теплонапряжённый режим работы двигателя, что позволяет упростить конструкцию камеры газопарогенератора и сопла, исключив систему охлаждения - рубашку, использовать для критической части сопла и корпуса газопарогенератора менее термостойкие и дорогостоящие материалы и снизить стоимость их изготовления.
При использовании прямоточных газопаровых или газовых ракетных двигателей для объектов, перемещающихся в воде или в атмосфере, обеспечивается снижение лобового сопротивления среды.
При использовании газопаровых ракетных двигателей для торпед и зенитных ракет повышается маскирующий эффект, так как уменьшаются размеры и интенсивность инверсионного следа в водной среде (несконденсировавшегося водяного пара), в воздушной среде снижается интенсивность инфракрасного излучения выхлопа, состоящего в основном из низкотемпературного водяного пара.
Применение газопаровых и парового РД для транспортных средств, космических ракет, ракетного оружия позволит резко снизить себестоимость их производства и эксплуатации.
При запуске космических объектов с использованием ПЯРД обеспечивается возможность его многократного использования. С целью исключения радиационной опасности старт и разгон ракеты с ПЯРД, работающим по одноконтурной схеме, может осуществляться газопаровыми пороховыми ускорителями. После окончания работы и остановки реактора, ПЯРД с помощью спускаемого аппарата возвращается на Землю и может после перезарядки ядерным топливом использоваться повторно, т.е. многократно.
С появлением ППЯРД отпадёт необходимость в сложных современных ядерных силовых установках для надводных и подводных транспортных средств, которые по существу являются комбинацией нескольких преобразователей одного вида энергии в другой, работающих по схеме: тепловая энергия ядерного топлива в потенциальную энергию давления водяного пара, потенциальная энергия пара в паровой турбине в кинетическую энергию скоростного потока, с преобразованием её в механическую вращения ротора электрогенератора, механическая электрогенератора в электрическую, электрическая в электродвигателе в механическую вращения вала или валопровода. Многократный передел энергии осуществляется с целью получения из тепловой энергии, в конечном счете, механической вращения вала.
Несмотря на различие в использовании источников тепловой энергии для генерации рабочего тела (ракетное топливо или ядерное) и незначительные конструктивные отличия от известных, все предлагаемые газопаровые и паровой ядерный двигатели с точки зрения термодинамического цикла идентичны, так как тепловая энергия источников тепла используется для генерации из парообразующей жидкости пара, который является во всех предлагаемых ракетных двигателях рабочим телом, создающим тягу.
Все варианты ракетных и ядерных двигателей защищены патентом РФ (положительное решение РОСПАТЕНТа о выдаче патента от 25.09.09 г.).
Все варианты ракетных и ядерных двигателей защищены патентом РФ №2380563.
traditio.wiki
Ученица 9Б класса
Кожасова Индира
Содержание
введение. 2
назначение и виды ракетных двигателей. 2
Термохимические ракетные двигатели. 3
Ядерные ракетные двигатели. 6
другие виды ракетных двигателей. 8
Электрические ракетные двигатели. 9
Использованная литература. 10
По виду применяемого топлива (рабочего тела) ракетные двигатели подразделяются на:
Твердотопливные
Жидкостные
Военные (боевые) ракеты обычно имеют твердотопливные двигатели. Это связанно с тем, что такой двигатель заправляется на заводе и не требует обслуживания весь срок хранения и службы самой ракеты. Часто твердотопливные двигатели применяют как разгонные для космических ракет. Особенно широко, в этом качестве, их применяют в США, Франции, Японии и Китае.
Жидкостные ракетные двигатели имеют более высокие тяговые характеристики, чем твердотопливные. Поэтому их применяют для вывода космических ракет на орбиту вокруг Земли и на межпланетные перелёты. Основными жидкими топливами для ракет являются керосин, гептан (диметилгидразин) и жидкий водород. Для таких видов топлива обязательно необходим окислитель (кислород). В качестве окислителя в таких двигателях применяют азотную кислоту и сжиженный кислород. Азотная кислота уступает сжиженному кислороду по окислительным свойствам, но не требует поддержания особого температурного режима при хранении, заправки и использовании ракет.
Двигатели для космических полетов отличаются от земных тем, что они при возможно меньшей массе и объеме должны вырабатывать как можно большую мощность. Кроме того, к ним предъявляются такие требования, как исключительно высокая эффективность и надежность, значительное время работы. По виду используемой энергии двигательные установки космических аппаратов подразделяются на четыре типа: термохимические, ядерные, электрические, солнечно – парусные. Каждый из перечисленных типов имеет свои преимущества и недостатки и может применяться в определенных условиях.
В настоящее время космические корабли, орбитальные станции и беспилотные спутники Земли выводятся в космос ракетами, оснащенными мощными термохимическими двигателями. Существуют также миниатюрные двигатели малой силы тяги. Это уменьшенная копия мощных двигателей. Некоторые из них могут уместиться на ладони. Сила тяги таких двигателей очень мала, но её бывает достаточно, чтобы управлять положением корабля в пространстве.
В жидкостных термохимических ракетных двигателях в качестве горючего используется спирт, керосин, бензин, анилин, гидразин, диметилгидразин, жидкий водород. В качестве окислителя применяют жидкий кислород, перекись водорода, азотная кислота. Возможно, в будущем будет применяться в качестве окислителя жидкий фтор, когда будут изобретены способы хранения и использования такого активного химического вещества.
Горючее и окислитель для жидкостных реактивных двигателей хранятся раздельно, в специальных баках и с помощью насосов подаются в камеру сгорания. При их соединении в камере сгорания развивается температура до 3000 – 4500 °С.
Продукты сгорания, расширяясь, приобретают скорость от 2500 до 4500 м/с. Отталкиваясь от корпуса двигателя, они создают реактивную тягу. При этом, чем больше масса и скорость истечения газов, тем больше силы тяги двигателя.
Удельную тягу двигателей принято оценивать величиной тяги создаваемой единицей массы топлива сгораемой за одну секунду. Эту величину называют удельным импульсом ракетного двигателя и измеряют в секундах (кг тяги / кг сгоревшего топлива в секунду). Лучшие твердотопливные ракетные двигатели имеют удельный импульс до 190 с., то есть 1 кг топлива сгорающий за одну секунду создает тягу 190 кг. Водородно-кислородный ракетный двигатель имеет удельный импульс 350 с. Теоретически водородно-фторовый двигатель может развить удельный импульс более 400 с.
Обычно применяемая схема жидкостного ракетного двигателя работает следующим образом. Сжатый газ создает необходимый напор в баках с криогенным горючим, для предотвращения возникновения газовых пузырей в трубопроводах. Насосы подают топливо в ракетные двигатели. Топливо впрыскивается в камеру сгорания через большое количество форсунок. Также через форсунки в камеру сгорания впрыскивают и окислитель.
В любой машине при сгорании топлива образуются большие тепловые потоки, нагревающие стенки двигателя. Если не охлаждать стенки камеры, то она быстро прогорит, из какого бы материала она ни была сделана. Жидкостный реактивный двигатель, как правило, охлаждают одним из компонентов топлива. Для этого камеру делают двух стеночной. В зазоре между стенками протекает холодный компонент топлива.
Большую силу тяги создает двигатель, работающий на жидком кислороде и жидком водороде. В реактивной струе этого двигателя газы мчатся со скоростью немногим больше 4 км/с. Температура этой струи около 3000°С, и состоит она из перегретого водяного пара, который образуется при сгорании водорода и кислорода. Основные данные типичных топлив для жидкостных реактивных двигателей приведены в таблице №1
Таб. №1
| Окислитель | Горючее | Плотность, кг/м3 | Удельная тяга, с | Удельная теплота сгорания, кДж/кг |
| Азотная кислота | Керосин | 1,36 | 235 | 6100 |
| Жидкий кислород | Керосин | 1,0 | 275 | 9200 |
| Жидкий кислород | Жидкий водород | 0,25 | 340 | 13400 |
| Жидкий кислород | Диметилгидразин | 1,02 | 285 | 9200 |
| Жидкий фтор | Гидразин | 1,32 | 345 | 9350 |
Но у кислорода наряду с достоинствами есть и один недостаток – при нормальной температуре он представляет собой газ. Понятно, что применять в ракете газообразный кислород нельзя ведь в этом случае пришлось бы его хранить под большим давлением в массивных баллонах. Поэтому уже Циолковский, первым предложивший кислород в качестве компонента ракетного топлива, говорил о жидком кислороде как о компоненте без которого космические полеты не будут возможны.
Чтобы превратить кислород в жидкость, его нужно охладить до температуры -183°С. Однако сжиженный кислород легко и быстро испаряется, даже если его хранить в специальных теплоизолированных сосудах. Поэтому нельзя долго держать снаряженной ракету, двигатель которой использует в качестве окислителя жидкий кислород. Заправлять кислородный бак такой ракеты приходится непосредственно перед запуском. Если такое возможно для космических и других ракет гражданского назначения, то для военных ракет, которые требуется поддерживать в готовности к немедленному запуску в течение длительного времени такое неприемлемо. Азотная кислота не обладает таким недостатком и поэтому является «сохраняющимся» окислителем. Этим объясняется её прочное положение в ракетной технике, особенно военной, несмотря на существенно меньшую силу тяги, которую она обеспечивает.
Использование наиболее сильного из всех известных химии окислителей – фтора позволит существенно увеличить эффективность жидкостных реактивных двигателей. Однако жидкий фтор очень неудобен в эксплуатации и хранении из-за ядовитости и низкой температуры кипения (-188°С). Но это не останавливает ученых-ракетчиков: экспериментальные двигатели на фторе уже существуют и испытываются в лабораториях и на экспериментальных стендах.
Советский ученый Ф.А. Цандер еще в тридцатые годы в своих трудах предложил использовать в межпланетных полетах в качестве горючего легкие металлы, из которых будет изготовлен космический корабль – литий, бериллий, алюминий и др. В особенности как добавку к обычному топливу, например водородно-кислородному. Подобные «тройные композиции» способны обеспечить наибольшую из возможных для химических топлив скорость истечения – до 5 км/с. Но это уже практически предел ресурсов химии. Большего она практически сделать не может.
Хотя в предлагаемом описании пока преобладают жидкостные ракетные двигатели, нужно сказать, что первым в истории человечества был создан термохимический ракетный двигатель на твердом топливе – РДТТ.
Топливо – например специальный порох – находится непосредственно в камере сгорания. Камера сгорания с реактивным соплом, заполненная твердым топливом – вот и вся конструкция. Режим сгорания твердого топлива зависит от предназначения РДТТ (стартовый, маршевый или комбинированный). Для твердотопливных ракет применяемых в военном деле характерно наличие стартового и маршевого двигателей. Стартовый РДТТ развивает большую тягу на очень короткое время, что необходимо для схода ракеты с пусковой установки и её первоначального разгона. Маршевый РДТТ предназначен для поддержания постоянной скорости полета ракеты на основном (маршевом) участке траектории полета. Различия между ними заключаются в основном в конструкции камеры сгорания и профиле поверхности горения топливного заряда, которые определяют скорость горения топлива от которой зависит время работы и тяга двигателя. В отличие от таких ракет космические ракеты-носители для запуска спутников Земли, орбитальных станций и космических кораблей, а также межпланетных станций работают только в стартовом режиме со старта ракеты до вывода объекта на орбиту вокруг Земли или на межпланетную траекторию.
В целом твердотопливные ракетные двигатели на имеют много преимуществ перед двигателями на жидком топливе: они просты в изготовлении, длительное время могут храниться, всегда готовы к действию, относительно взрывобезопасны. Но по удельной тяге твердотопливные двигатели на 10-30% уступают жидкостным.
Принцип действия ядерных ракетных двигателей почти не отличается от принципа действия термохимических двигателей. Разница заключается в том, что рабочее тело нагревается не за счет своей собственной химической энергии, а за счет «посторонней» энергии, выделяющейся при внутриядерной реакции. Рабочее тело пропускается через ядерный реактор, в котором происходит реакция деления атомных ядер (например, урана), и при этом нагревается.
У ядерных ракетных двигателей отпадает необходимость в окислителе и поэтому может быть использована только одна жидкость.
В качестве рабочего тела целесообразно применять вещества, позволяющие двигателю развивать большую силу тяги. Этому условию наиболее полно удовлетворяет водород, затем следует аммиак, гидразин и вода.
Процессы, при которых выделяется ядерная энергия, подразделяют на радиоактивные превращения, реакции деления тяжелых ядер, реакцию синтеза легких ядер.
Радиоизотопные превращения реализуются в так называемых изотопных источниках энергии. Удельная массовая энергия (энергия, которую может выделить вещество массой 1кг) искусственных радиоактивных изотопов значительно выше, чем химических топлив. Так, для 210Ро она равна 5*108 КДж/кг, в то время как для наиболее энергопроизводительного химического топлива (бериллий с кислородом) это значение не превышает 3*104 КДж/кг.
К сожалению, подобные двигатели применять на космических ракетах-носителях пока не рационально. Причина этого – высокая стоимость изотопного вещества и трудности эксплуатации. Ведь изотоп выделяет энергию постоянно, даже при его транспортировке в специальном контейнере и при стоянке ракеты на старте.
В ядерных реакторах используется более энергопроизводительное топливо. Так, удельная массовая энергия 235U (делящегося изотопа урана) равна 6,75*109 КДж/кг, то есть примерно на порядок выше, чем у изотопа 210Ро. Эти двигатели можно «включать» и «выключать», ядерное горючее (233U, 235U, 238U, 239Pu) значительно дешевле изотопного. У таких двигателей в качестве рабочего тела может применяться не только вода, но и более эффективные рабочие вещества – спирт, аммиак, жидкий водород. Удельная тяга двигателя с жидким водородом равна 900 с.
В простейшей схеме ядерного ракетного двигателя с реактором, работающим на твердом ядерном горючем рабочее тело размещено в баке. Насос подает его в камеру двигателя. Распыляясь с помощью форсунок, рабочее тело вступает в контакт с тепловыделяющим ядерным горючим, нагревается, расширяется и с большой скоростью выбрасывается через сопло наружу.
Ядерное горючее по запасу энергии превосходит любой другой вид топлива. Тогда возникает закономерный вопрос – почему же установки на этом горючем имеют все-таки сравнительно небольшую удельную тягу и большую массу? Дело в том, что удельная тяга твердофазного ядерного ракетного двигателя ограничена температурой делящегося вещества, а энергетическая установка при работе испускает сильное ионизирующее излучение, оказывающее вредное действие на живые организмы. Биологическая защита от таких излучений имеет большой вес не применима на космических летательных аппаратах.
Практические разработки ядерных ракетных двигателей, использующих твердое ядерное горючее, были начаты в середине 50-х годов 20-го столетия в Советском Союзе и США, почти одновременно со строительством первых ядерных электростанций. Работы проводились в обстановке повышенной секретности, но известно, что реального применения в космонавтике такие ракетные двигатели до сих пор не получили. Все пока ограничилось использованием изотопных источников электроэнергии относительно небольшой мощности на беспилотных искусственных спутниках Земли, межпланетных космических аппаратах и всемирно известном советском «луноходе».
Существуют, пока на стадии теоретической или лабораторной следующие проекты ракетных двигателей:
q импульсные ядерные ракетные двигатели использующие энергию взрывов небольших ядерных зарядов;
q термоядерные ракетные двигатели, в которых в качестве топлива может использоваться изотоп водорода. Энергопроизводительность водорода в такой реакции составляет 6,8*1011 КДж/кг, то есть примерно на два порядка выше производительности ядерных реакций деления;
q солнечно-парусные двигатели – в которых используется давление солнечного света (солнечный ветер), существование которого опытным путем доказал русский физик П.Н. Лебедев еще в 1899 году. Расчетным путем ученые установили, что аппарат массой в 1 т, снабженный парусом диаметром 500 м, может долететь от Земли до Марса примерно за 300 суток. Однако эффективность солнечного паруса быстро уменьшается с удалением от Солнца.
q
В электрических ракетных двигателях разгон рабочего тела до определенной скорости производится нагреванием его электрической энергией. Электроэнергия поступает от солнечных батарей или атомной электростанции. Способы нагревания рабочего тела различны, но реально применяется в основном электродуговой. Он показал себя очень надежным и выдерживает большое количество включений. В качестве рабочего тела в электродуговых двигателя применяют водород. С помощью электрической дуги водород нагревается до очень высокой температуры и он превращается в плазму - электрически нейтральную смесь положительных ионов и электронов. Скорость истечения плазмы из двигателя достигает 20 км/с. Когда ученые решат проблему магнитной изоляции плазмы от стенок камеры двигателя, тогда можно будет значительно повысить температуру плазмы и довести скорость истечения до 100 км/с.
Первый электрический ракетный двигатель был разработан в Советском Союзе в 1929-1933 гг. под руководством В.П. Глушко (впоследствии он стал создателем двигателей для советских космических ракет и академиком) в знаменитой газодинамической лаборатории (ГДЛ).
1. Советский энциклопедический словарь
2. С.П. Уманский. Космонавтика сегодня и завтра. Кн. Для учащихся.
www.coolreferat.com
