РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Как известно, самолеты эксплуатируются на относительно незначительных высотах. Это в первую очередь обусловлено тем, что подъемная сила, удерживающая самолет в горизонтальном полете, создается не двигате­лем, а аэродинамическим эффектом, возникающим в результате обтекания его корпуса (в основном крыльев) набегающим воздушным потоком. На рис. 15.65 показан профиль крыла самолета в поперечном сечении. При набегании воздушного потока на нижнюю плоскость крыла самолета, он изменяет направление своего движения вследствие криволинейного про­филя крыла. Нижняя плоскость крыла самолета прикладывает некоторое усилие к набегающему потоку, чтобы изменить направление его движения. В соответствии с третьим законом механики Ньютона со стороны набегаю­щего потока воздуха к крылу самолета по всей плоскости будет приложена некоторая распределенная сила, равнодействующая которой равна R. Раз­ложим по правилу параллелограмма силу R на две составляющие:

• вертикальную Ry, поднимающую самолет;

• горизонтальную препятствующую полету самолета.

Если вертикальная составляющая Ry больше силы тяжести самолета G, то он будет подниматься, что и происходит при взлете и наборе им высоты. Если вертикальная составляющая Ry меньше силы тяжести самолета <7, то он будет снижаться, что и происходит при посадке. При выполнении равенства Ry = G самолет будет находиться в горизонтальном полете.

Таким образом, самолет может осуществлять полет только в окружаю­щей атмосфере. В этом случае упрощается задача доставки окислителя в реактивный двигатель для окисления (сгорания) топлива. Для окисления топлива в авиационных ТРД используется кислород, входящий в состав атмосферного воздуха. Поэтому на борту самолета находится только топ­ливо.

Некоторые типы летательных аппаратов (например, ракеты, за исклю­чением крылатых) должны осуществлять полет в безвоздушном простран­стве. Для доставки полезных грузов в космическое пространство (вывода на орбиту космических кораблей) также используются реактивные двига­тели. В них для создания необходимой силы тяги также должно сгорать топливо. Однако в космическом (безвоздушном) пространстве отсутствует

Полная аэродинамическая сила

Сопротивления

Та

Рис. 15.65. Профиль крыла самолета в поперечном сечении

Кислород, необходимый для окисления (сгорания) топлива. Поэтому такой реактивный двигатель должен нести не только топливо, но и окислитель.

Как известно, кислород имеется в воздухе (примерно, 21%). Естествен­но, что даже и в жидком состоянии нет смысла нести в космическое пространство воздух. Поэтому на практике, в качестве окислителя для топ­лива реактивных двигателей, предназначенных для осуществления полетов в космическое пространство, используется жидкий кислород, или другие вещества, в состав которых входит большое количество кислорода.

Класс реактивных двигателей объединяет все двигатели прямой реак­ции, в которых реактивная сила действует непосредственно на них и далее на корпус летательного аппарата. В названии «реактивный» отражен сам принцип создания силы тяги.

Реактивные двигатели, которые на своем борту имеют запас, как топ­лива, так и его окислителя, получили название ракетных (по названию летательных аппаратов, в которых они используются). Ракетные двигате­ли, это подкласс реактивных двигателей. Отличительной их особенностью является независимость от среды движения (внешних условий).

Принцип работы ракетного двигателя почти не отличается от принципа работы авиационного реактивного двигателя. При работе ракетного двига­теля возникает сила Р, передающаяся на ракету (рис. 15.66). Если эта сила будет больше веса ракеты, последняя под ее действием начнет подниматься. Сила, создаваемая двигателем, установленным на космическом аппарате, меняет необходимым образом движение этого аппарата: тормозит его при посадке на Землю или Луну, корректирует территорию полета и т. п. Во всех случаях применения ракетного двигателя имеет место действие силы, создаваемой двигателем на летательный аппарат.

Рассмотрим принцип работы ракетного двигателя.

Пусть в замкнутой цилиндрической камере (рис. 15.67) содержится газ под давлением рк, большим давления окружающей среды pQ. Как бы велико не было рк, равнодействующая сил давления газов на стенки камеры в любом направлении, очевидно, будет равной нулю, так как давление в газах и жидкостях передается во все стороны одинаково. Сила, действующая с внутренней стороны на левую стенку, равна:

Рлев=Рк5, (15.216)

Где рк — давление газа внутри цилиндрической камеры; S — площадь стен­ки.

Аналогично определяется сила, действующая на правую стенку:

Рпр = -Рк5. (15.217)

Знак минус указывает, что сила Рпр действует в отрицательном направ­лении оси х. Правые части выражений (15.216) и (15.217) равны, а поэтому равны и их левые части. Результирующая этих сил равна нулю:

Р = ^Рлев + Рпр = PKS — PKS = 0. (15.218)

Аналогичный вывод можно сделать в отношении внутренних сил, действующих на верхнюю и нижнюю криволинейные поверхности цилин­дрической камеры.

И ^

Газовый

Рис. 15.68. Действие газа и окружаю­щей среды на стенки открытой камеры

Пусть в правой стенке камеры выполнено отвер­стие площадью Sc (рис. 15.68).

Следовательно, на левую стенку с внутренней стороны будет действовать сила, определяемая по формуле (15.216). Так как в правой стенке выполне­но отверстие, то на нее с внутренней стороны будет действовать следующая сила (с учетом направления действия):

PUP = —PK(S—SC). (15.219)

Тогда результирующая сила, действующая на ка­меру со стороны газа с внутренней стороны, равна:

X>B„=PKS—Рк(5 — 5С) = pKS — PKS+pKSc=pKSc.

(15.220)

Сила РВи направлена в сторону положительно­го направления оси х, т. е. толкает камеру в этом направлении. Таким образом, суммарная сила, дей­ствующая на камеру с внутренней стороны, равна произведению давления газа в отверстии на площадь поперечного сечения этого отверстия[82]. Суммарную неуравновешенную силу действующую на камеру с внутренней

Рис. 15.67. Действие газа и окружаю­щей среды на стенки закрытой камеры

Рис. 15.66. Действие двигателя на ракету

Стороны, называют реактивной силой (обозначается R).

(15.221)

Таким образом, равнодействующая всех внутренних сил, действующих на камеру (рис. 15.68), представляет собой реактивную силу R, приложен­ную к камере:

Л = ]Г>вн=Рк5с.

С внешней стороны на камеру действует окружающая среда, облада­ющая давлением pQ. Силы, приложенные к верхней и нижней криволи­нейным поверхностям камеры, как и прежде, взаимно уравновешиваются

(их результирующая, как и прежде, равна нулю). На левую стенку в отрицательном направлении оси х действует сила, равная:

Рсълев = —PoS. (15.222)

На правую стенку со стороны окружающей среды в положительном направлении оси х действует сила, равная:

FUp=Po(S-Sc). (15.223)

Результирующая внешняя сила, действующая на камеру, равна:

Рвнеш = + -^о-лев = Po(S — Sc) — pQS =

= PoS ~ PoSc — PoS = —p0Sc— (15.224)

Определим суммарную силу, действующую на камеру:

Р = Рв«еш + ]ГР™ = PoSc + Рк5с = — Ро)5с. (15.225)

Равнодействующая Р сил давления газов по всей (внутренней и внеш­ней) поверхности камеры называется тягой двигателя (силой, перемеща­ющей камеру в пространстве).

Главной частью большинства современных ракетных двигателей явля­ется полузамкнутая камера, в которой при работе двигателя поддержива­ется давление, большее, чем давление окружающей среды. Равнодейству­ющая сил давления газов по поверхности камеры будет той силой, которая оказывает требуемое от двигателя воздействие на ракету или космический аппарат.

Пусть давление окружающей среды равно нулю (pQ = 0), тогда выра­жение (15.225) примет вид:

P = PkSC — (15.226)

Сравнивая выражения (15.221) и (15.226), приходим к заключению, что сила тяги Р реактивного двигателя в пустоте равна реактивной силе R.

Приведенные выше зависимости и рассуждения были бы справедливы­ми при условии, что давление газа в отверстии, выполненном в правой стенке камеры (рис. 15.68), было равно давлению газа в камере и с те­чением времени это давление не понижалось. Первое условие выполнить невозможно, так как под действием перепада давления (рк — pQ) через отверстие газ будет истекать, в результате его скорость относительно Камеры будет увеличиваться от нуля до некоторого значения с. Если не пополнять количество газа в камере, то давление газа рк в камере, а с ним и тяга двигателя будут быстро падать. Такой характер имеет, например, изменение силы отдачи, действующей на винтовку в момент выстрела. Эта сила, являющаяся, по сути дела, также силой тяги, действует, как известно, очень короткое время, толчком. Все ракетные двигатели, должны создавать силу тяги в течение некоторого промежутка времени, а поэтому должны иметь средства для пополнения количества газа в камере и под­держания, таким образом, нужного поля давлений в ней.

Для этого в камерах большинства современных двигателей сжигается (окисляется) в большом количестве топливо. При этом в камеру сгорания двигателя подается также окислитель, запас которого размещается на са­мой двигательной установке (ракете). Бели количество газа, образующегося в одну секунду при сжигании топлива, равно количеству газа, истекающего за то же время из камеры, то в ней поддерживается постоянное давление рк, чем и обеспечивается постоянство тяги.

Таким образом, возникновение тяги объясняется неуравновешенностью сил давления газов на поверхность камеры вследствие того, что камера сообщается с окружающей средой. Рассмотрим принцип возникновения тяги в реактивном двигателе несколько иначе.

Действие ракетного двигателя, как это видно из рассмотренной схемы работы камеры, всегда сопровождается истечением газов из камеры. При этом газ ускоряется (в камере он почти неподвижен) и на выходе имеет большую относительную скорость с.

Как известно из курса физики, тело может двигаться с ускорением только под действием некоторой силы. Следовательно, чтобы ускорить массу вытекающих из камеры газов, нужно воздействовать на них какой-то внешней силой. Этой силой является сила взаимодействия газов со стенка­ми камеры. Однако всякое действие вызывает равное ему противодействие. Бели на газы со стороны камеры действует выталкивающая сила Рвыт, вызывающая их ускорение, то и со стороны газов на камеру действует такая же по величине, но противоположная по направлению сила R (третий закон Ньютона). Такой силой и является реактивная сила, которая всегда действует в направлении, противоположном направлению истечения газов.

Определим выталкивающую силу, действующую на газовый поток в выходном отверстии.

Пусть из камеры (рис. 15.68) в течение некоторого промежутка времени At выбрасывается некоторая масса газа Am. При этом относительная скорость этой массы увеличивается (изменяется) от с0 = 0 до с. Как известно из курса теоретической механики, изменение импульса тела равно импульсу силы. В этом случае можно записать:

Ат(с — с0) = РвытAt. (15.227)

Так как Со = 0, то выражение (15.227) можно представить в виде:

Am • с = РВЫТД T. Преобразуем последнее выражение к виду:

^■с = FBbIT. (15.228)

Отношение Am/At = тс представляет собой секундный расход газа (расход газа через отверстие в течение 1 секунды). Тогда выражение (15.228) можно записать в виде:

Рвыт = гпсс. (15.229)

Выражение (15.229) позволяет определить выталкивающую силу, дей­ствующую на газ в отверстии со стороны камеры.

Таким образом, сила РВыт> вызывающая ускорение какой-то массы, должна быть тем больше, чем больше, величина этой массы и чем больше скорость, которую масса под действием данной силы достигает. Учитывая направление действия силы FBbIT, выражение (15.229) следует записать со знаком «минус»:

Рвыт = ~тсс. (15.229′)

В соответствии с третьим законом механики Ньютона со стороны истекающего газа на камеру должна действовать равная по величине, но противоположная по направлению сила реакции струи:

R = —FBblT = тсс. (15.230)

Выражение (15.230) справедливо в том случае, если в канале газ расши­ряется полностью, т. е. на срезе отверстия (рис. 15.68) его давление равно давлению окружающей среды.

Если в канале газ расширяется не полностью, то сила тяги реактивного двигателя определяется по формуле:

Р = R + SK(Pa — р0) = тсс + SK(pa— Ро). (15.231)

Величина произведения тс • с в выражении (15.231) носит название ди­намической составляющей силы тяги, а величина SK(Pa— PQ) — статической составляющей силы тяги.

Все ракетные двигатели, рассчитанные для создания тяги в течение некоторого промежутка времени, должны иметь устройства для восполне­ния убыли газа из камеры для поддержания в ней постоянного давления. Для этого в камеру ракетного двигателя непрерывно подается топливо и окислитель. Поэтому из камеры реактивного двигателя непрерывно истекают продукты сгорания топлива.

Выражение (15.231) позволяет заключить, что, реактивная сила и тяга двигателя зависят в основном от секундного расхода газов из камеры, а также от того, с какой скоростью они выбрасываются в атмосферу. Чем больше расход газов и чем больше скорость их истечения из двигателя, тем больше будут при прочих равных условиях реактивная сила и тяга.

Тяга или реактивная сила — это первая основная характеристика (пара­метр) любого ракетного двигателя. Измеряются эти величины в единицах силы, т. е. в ньютонах (килоньютонах). По величине тяги можно судить о том, для выполнения каких задач может быть применен данный двигатель, какого веса ракету он может поднять или какой космический корабль можно этим двигателем затормозить и т. п. В зависимости от назначения двигателя его тяга может колебаться в очень широких пределах. Так, для управления полетом космического аппарата иногда достаточно тяги, меньшей ЮН. В то же время для старта мощных космических ракет требуются двигатели с тягой в тысячи тонн, т. е. разница в тяге двигателей может составлять миллионы раз.

Учитывая зависимость (7.71)[83], выражение (15.231) можно представить в виде:

(15.233)

Из уравнения Клапейрона PV = MR0T имеем:

P— = R0T; pVm = RoT.

Объединяя выражения (15.232) и (15.233), получим:

Учитывая выражение (3.120)1 зависимость (15.234) можно представить в виде:

(15.234)

(15.235)

Где R — универсальная газовая постоянная; Мг — молярная масса газовой смеси, истекающей из камеры сгорания ракетного двигателя.

Выражение (15.235) показывает, что для увеличения силы тяги ракет­ного двигателя необходимо:

• увеличивать давление газов рк в камере сгорания;

• применять топлива, в результате сгорания которых образуются газы с малой молярной массой Мг;

• понижать давление ра газов на срезе канала, через который они исте-

Кают;

• увеличивать температуру газов Т в камере сгорания;

• увеличивать секундный расход газов тс.

Чтобы увеличить секундный расход газов гас, необходимо увеличить подачу топлива и окислителя в камеру сгорания. В этом случае на борту ракеты эти компоненты должны быть в достаточном количестве. Такой подход снижает величину полезной нагрузки на борту ракеты, а поэтому в некоторых случаях может привести к отрицательным последствиям.

Самым рациональным путем увеличения силы тяги является снижение перепада давлений ра/рк газового потока в выходном сечении камеры. Это можно сделать путем увеличения рк и снижения ра. При увеличении Рк отношение Ра/Рк на выходном канале снижается лишь до некоторого критического значения /?кр = ра/рк, после которого одновременно с ростом Рк увеличивается и ра (/? = /?кр = Idem). Поэтому для увеличения степени расширения газов камеры сгорания снабжают специальными комбиниро­ванными каналами, представляющим собой по форме сопло Лаваля. Как известно, в сопле Лаваля газовый поток можно расширить до давления окружающей среды.

О D

Окислитель Топливо Реактивный двигатель Рис. 15.69. Конструктивная схема ракетного двигателя

-О J \Como

На рис. 15.69 показана конструктивная схема ракетного двигателя. Нижняя часть камеры сгорания топлива, являющаяся продолжением дни­ща, представляет собой сужающуюся часть сопла, в минимальном сечении которого достигается скорость истечения газов, равная местной скорости звука сзв. При ускорении газового потока его давление снижается[84]. В минимальном сечении сопла давление газов равно критическому давлению. В расширяющейся части сопла газовый поток продолжает расширяться (его скорость становится сверхзвуковой), а давление — понижаться. На срезе сопла давление газового потока может быть равным давлению окру­жающей среды (ра = р0). В этом случае выражение (15.235) принимает

Вид:

(15.236)

При выводе уравнения (15.236) мы полагали, что давление газов в выходном сечении сопла двигателя ра равно давлению окружающей среды Р0. В действительности это не соблюдается. На высоте несколько десятков километров мы имеем почти вакуум и давление газов в выходном сечении сопла ра значительно выше давления окружающей среды р0. Поэтому при подъеме ракеты появляется так называемая статическая составляющая силы тяги, равная 5К (ра — pQ). Она создает дополнительную скорость истечения газов: .

Дс_ (Ра-РоРк

Тс

(15.237)

Секундный расход газа тс представляет собой суммарный секундный расход топлива[85] гат и окислителя тп0:

Гпс = тТ + гп0.

Тяга является очень важной характеристикой двигателя. Однако только по одной величине тяги нельзя судить о совершенстве двигателя или об эффективности его работы. Ведь одна и та же тяга может быть создана при различных расходах топлива. Совершенство двигателя и эффектив­ность его работы характеризуются удельной тягой, под которой понимают
отношение тяги, создаваемой двигателем, к секундному расходу топлива (газа) в нем:

Ранее отмечалось, что, изменяя длину сопла Лаваля, можно довести величину давления на его срезе ра до давления окружающей среды PQ и даже сделать еще меньшим. Бели ра = р0, то выражение (15.238) принимает вид:

Выражение (15.231) при рА=Ро можно представить в виде:

Р = тсс. (15.240)

Тогда удельная сила тяги ракетного двигателя равна:

= & = = (15-241)

Тпс тпс

Удельная сила тяги ракетного двигателя, рассчитанная по формуле (15.239), является идеальной. Ее можно получить при отсутствии потерь в нем (в камере сгорания и сопле). Так как в камере сгорания и в сопле всегда имеют место потери энергии, и величина их в среднем определена для двигателей определенных схем, действительная удельная сила тяги Руд. д определяется как произведение теоретической удельной силы тяги Руд на коэффициент учитывающий потери энергии в камере сгорания и сопле:

РУД. Д = <Р-Руд- (15.242)

Преобразуем выражение (15.231) к виду:

Р = тс [с+ ^ (рл — р0)] . (15.243)

Величина ~

Се = с+^(ра-рс) (15.244)

Тс

Называется эффективной скоростью истечения газов.

Подставляя выражение (15.243) в выражение (15.241), получим:

Руд = с+^(ра-Рс) = Се. (15.245)

Тпс

Удельную силу тяги еще называют единичным импульсом. Это название исходит из следующих соображений:

• отношение силы к массе представляет собой удельную силу (силу, приходящуюся на единицу массы тела);

• отношение силы тяги к массовому расходу (расход массы тела в течение 1 секунды) представляет собой удельную силу тяги, действующую на тело в течение 1 секунды. Время действия удельной силы тяги равно 1 секунде.

Расчеты показывают, что второе слагаемое в выражении (15.245) по сравнению с первым мало и составляет обычно не более 10—15%, а поэтому величина эффективной скорости истечения газа се определяется в основном величиной скорости газа с в выходном сечении сопла.

Выражение (15.239) показывает, что удельная сила тяги ракетного дви­гателя (единичный импульс двигателя) зависит от температуры газов Тк в камере сгорания, молярной массы газов Мг и степени расширения газов в сопле Рк/Ро — Чем выше температура газов в камере сгорания Тк, тем больше скорость их истечения с. Температура газов в камере сгорания ракетного двигателя зависит от тепловой эффективности (теплоты сгорания) топли­ва. Чем меньше молярная масса газов, истекающих из сопла двигателя, тем также больше удельная сила тяги. Если принять рк/р0 = Idem, то удельная сила тяги ракетного двигателя полностью определяется характеристиками топлива. Поэтому удельная сила тяги характеризует термодинамические свойства топлива.

Учитывая соотношение (5.51)[86], выражение (15.239) можно представить в виде:

Где Тк — температура газов в камере сгорания; Т0 — температура газов на выходе из сопла.

Как известно, величина

„ Гк-Г0

1 к

Представляет собой термический КПД теплового двигателя.

Л2 = 1^4. (15.248)

Тогда выражение (15.246) можно представить в виде:

Введем обозначение: Объединяя выражения (15.247) и (15.248), получим:

(15.249)

Зависимость (15.249) позволяет приближенно определить удельную силу тяги (единичный импульс или скорость истечения газов из сопла) ракетного двигателя. Для обычных жидких горючих смесей (топливо органического происхождения и жидкий кислород) А « 0.25.

Все приведенные выше зависимости дают теоретические значения вели­чин. Действительные значения скорости истечения и силы тяги, несколько меньшие. Ниже приведены значения термического КПД ракетного двига­теля.

Данные, приведенные ниже, показывают, что независимо от степени расширения газа в сопле двигателя только часть тепловой энергии может быть преобразована в механическую энергию движения ракеты:

Ро/Рк		Ро/Рк
1.0	0.091	0.05	0.448
0.5	0.190	0.02	0.525
0.2	0.304	0.01	0.577
0.1	0.380

Общая масса ракеты М равна:

М = М0 + тс + гаь, (15.250)

Где М0 — масса полезного груза, находящегося на ракете; тс — масса кон­струкции ракеты (без полезного груза и топлива); ть — масса топлива.

Учитывая выражение (15.250), выражение (15.182) можно представить в виде:

Утах = сЫ М° + т; + т> = cln (l + = cln (1 + D). (15.251)

М0 + тс \ М0 + гас /

Величина d, представляющая собой отношение массы топлива к массе ракеты без топлива, является важной конструктивной характеристикой ракеты. Чем больше эта величина, тем больше максимальная скорость полета ракеты в конце активного участка. Следовательно, она косвенно характеризует степень совершенства энергетической (двигательной) уста­новки ракеты.

Зависимость (15.251) называют формулой Циолковского. Она позволяет оценить влияние на максимальную скорость ракеты в конце активного участка полета только параметров топлива.

Учитывая зависимость (15.241), выражение (15.251) можно представить в виде:

Fmax = Py>(l + d). (15.252)

Учитывая свойства логарифмов

1па = — « « 2.3lgа, lge 0.4343 6 ‘

Выражение (15.252) можно записать в виде:

Vmax = 2.3Pyfllg(l + D). (15.253)

Масса топлива ть, находящегося на борту ракеты, определяется по формуле:

Mb = Q6PT, (15.254)

Где Qb — вместимость топливных баков; рТ — плотность топлива.

Чем плотнее топливо, тем больше его масса при одной и той же вмести­мости баков. Поэтому чем плотнее топливо, тем лучше массовые характери­стики ракеты. Однако, энергетические возможности топлива с увеличением плотности в большинстве случаев снижаются. Расчеты показывают, что для ракет, предназначенных для полета на большие расстояния, выгоднее выбирать топлива с высокими энергетическими показателями, обеспечи­вающими высокую удельную силу тяги, даже если они имеют невысокую плотность. С уменьшением дальности полета значение плотности топлива возрастает.

Иногда, оценивая степень конструктивного совершенства ракетного двигателя, пользуются массовым коэффициентом, представляющим собой отношение массы конструкции двигательной установки к массе топлива, запасаемого на борту ракеты. Для современных ракетных двигателей, работающих на жидком топливе (ЖРД), этот коэффициент составляет примерно 0.1…0.2, а для двигателей, работающих на твердом топливе (РДТТ), он составляет примерно 0.08… 1.25. Очевидно, чем меньше эта величина, тем совершеннее двигатель с конструктивной точки зрения.

В некоторых случаях применяют параметр, именуемый удельной массой двигательной установки и представляющий собой отношение массы кон­струкции двигателя к тяге. ЖРД имеют удельную массу 0.0008… 0.004, у РДТТ эта величина несколько хуже: 0.005… 0.01.

Определить удельную силу тяги можно опытным или расчетным (тео­ретическим) путем. Опытная оценка эффективности различных ракетных топлив производится на стендах с замером силы тяги, развиваемой дви­гателем, и секундных расходов компонентов топлива (суммарный расход топлива и окислителя в единицу времени равен секундному расходу газов через сопло двигателя). Тягу двигателя определяют при различных соот­ношениях окислителя и топлива (горючего) и таким образом находят наи­лучшее соотношение, при котором при данном расходе топлива получается максимальная сила тяги.

Для определения энергетических показателей топлива расчетным путем необходимо знать состав и температуру продуктов сгорания, образующихся в камере сгорания двигателя при заданном давлении. Зная химический состав топлива (горючего) и окислителя, можно написать уравнение реак­ции горения, протекающей в камере двигателя. Например, при сжигании керосина в жидком кислороде при стехиометрическом соотношении компо­нентов уравнение реакции горения имеет вид:

С7Н16 +1102 7С02 + 8Н20.

Из этого уравнения легко установить количество образующихся продук­тов сгорания — углекислого газа и водяных паров.

Так как количество тепловой энергии, выделяющейся при образовании углекислого газа и водяных паров известно, то становится известным и общее количество тепловой энергии, получаемой в процессе сгорания топлива.

Однако такой простейший расчет дает только приблизительный ответ на вопрос о составе продуктов сгорания ракетного топлива и его эффектив­ности. При сгорании топлива температура газов в камере двигателя дости­гает значений 3000… 3500°С. При таких темцературах продукты сгорания топлива — углекислый газ и водяные пары — разлагаются. Этот процесс разложения называют термической диссоциацией. Чем выше температура сгорания топлива, тем больше степень диссоциации газов. Диссоциация происходит с образованием ряда новых газообразных веществ — окиси уг­лерода СО, окиси азота N0, радикала ОН, атомарного Н и молекулярного Н2 водорода, атомарного N и молекулярного N2 азота и др. С повышением давления в камере сгорания при той же температуре степень диссоциации продуктов сгорания топлива уменьшается.

Таким образом, сгорание топлива в камере ракетного двигателя со­провождается образованием продуктов сгорания, представляющих собой смесь из различных газов. Диссоциация, т. е. разложение сложных молекул на более простые и легкие, с одной стороны, способствует понижению температуры газов в камере сгорания, так как диссоциация происходит с поглощением тепловой энергии, а с другой стороны — образованию газов с меныЬей молярной массой, чем исходные продукты сгорания.

Для получения большой удельной силы тяги Рс необходимо увеличивать скорость газового потока с на выходе из сопла двигателя. Для увеличения скорости газового потока на выходе из сопла двигателя следует обеспечить его полное расширение. Бели давление газа на срезе сопла ра равно атмо­сферному давлению р0> то скорость истечения газов с будет максимальной. Поэтому при проектировании соплу JIаваля следует придать определенные геометрические размеры, при которых будет обеспечено полное расширение газа. Однако по мере подъема ракеты давление окружающей среды р0 уменьшается (рис. 15.70). При этом изменяются плотность и температура воздуха. На высоте 30 км над уровнем моря давление воздуха примерно равно 0.00118 МПа, т. е. составляет всего « 1.2%. Плотность воздуха р составляет всего 1.45% от исходной величины. Изменение температуры на высотах около 50 км практически не влияет на изменение плотности воздуха, так как давление и плотность на этих высотах очень малы.

Температура воздуха по мере подъема ракеты над поверхностью Земли также сначала уменьшается. Это происходит до высоты около 11… 12 километров и объясняется следующим. Воздух прозрачен для солнечных лучей, и они проходят сквозь него. При этом воздух почти не нагревается. Солнечные лучи поглощаются Землей и тем самым нагревают ее. Земля в свою очередь нагревает воздух. Чем ближе к поверхности Земли, тем больше тепловой энергии получает воздух и тем сильнее он нагревается.

На рис. 15.71 показан график изменения температуры воздуха с высо­той. Температура воздуха, понизившись до 220 К, на высоте 10… 12 км остается постоянной. Затем вновь возрастает до высоты около 50 км, где в атмосфере имеется озон. Озон непосредственно поглощает солнечное излучение, что повышает температуру окружающей среды.

При расчетах траекторий полета ракет дальнего действия сопротивле­ние воздуха на высотах примерно со 100 км (а иногда и меньших) можно не учитывать, так как плотность воздуха очень мала. Однако даже очень малая плотность воздуха при длительном полете ракеты может замет­но снизить его скорость. Примером этого является полет искусственных спутников Земли, скорость которых при входе в атмосферу уменьшается, в результате чего они сильно нагреваются и сгорают в плотных слоях атмосферы.

Н, км

30

15 О

5000 10000 Р, Н

Н, км

-25

Рис. 15.71. Изменения температуры воздуха с высотой

30 Н, км

Рис. 15.70. График из­менения давления возду­ха с высотой

Рис. 15.72. График из­менения силы тяги ракет­ного двигателя с высотой

Зная, как изменяется давление воздуха с высотой, можно установить зависимость силы тяги ракетного двигателя с высотой. Полагая р0 = О, выражение (15.243) можно записать в виде:

Ртш* = тс\с+?Щ. (15.255)

L тпс J

На рис. 15.72 представлен график изменения силы тяги ракетного дви­гателя с высотой. На высоте 30 км давление воздуха практически равно нулю, а сила тяги двигателя на 10% больше, чем на уровне моря.

Давление газа ра на срезе сопла двигателя для высотных ракет вы­бирается в зависимости от того, на какой высоте большее время будет находиться ракета с работающим двигателем.

Чем большее расширение претерпевают газы в сопле, тем больше степень превращения тепловой энергии газового потока в кинетическую энергию струи.

Установим взаимосвязь между размерами сопла, давлением газов в камере сгорания и секундным расходом газа. Секундный расход газа в любом сечении сопла двигателя, в том числе и минимальном (критическом) равен:

™>с = РкрСкрЗкр, (15.256)

Где ркр — плотность газа в критическом сечении сопла двигателя; СкР — критическая скорость истечения газа; 5кр — минимальная площадь сечения сопла.

Из первого выражения системы (7.105)[87] имеем:

Km / 2 \А Кпкр U +1/ ‘

Где VMi — удельный объем газа в камере сгорания; VmKp — удельный объем газа в критическом (минимальном) сечении сопла.

Учитывая, что Vm — \/р, последнее выражение можно представить в виде:

«(—V■

\k + lJ

Из этого выражения имеем:

2

Pi

Плотность газа в камере сгорания двигатель определяется на основе уравнения состояния идеального газа:

_ Рк

Pi=Як■ (15-258)

Где рк ~~ давление газов в камере сгорания; R0 — удельная газовая постоян­ная смеси газов; Тк — температура газов в камере сгорания. Объединяя выражения (15.257) и (15.258), запишем:

Для определения критической скорости СкР истечения газов в минималь­ном сечении сопла воспользуемся первым выражением системы (7.106)[88], которое можно представить в виде:

= (15.260)

Подставим выражения (15.259) и (15.260) в выражение (15.256):

Ш.-&Ы A)*.J™RoTK =

С RaTK \к +1/ V * + 1

_ — ( 2 / 2К R0TK _

-РкОКр\К+1) ^ к+1 (доГк)2 ~

У л? г V^

Где Ь — постоянный коэффициент.

Уравнение (15.261) связывает секундный расход газа тс с площадью критического (минимального)

Сечения сопла 5Кр и параметрами газа рк и ТК в камере сгорания перед входом в сопло.

На основе выражения (15.240), определим силу тяги ракетного двигате­ля: , q

1/Pl _{ 2 1/Ркр

Р= АРк^кр с (15.262)

Мг

Подставляя выражение (15.261) в выражение (15.236), получим:

Ьркр&р / 2к ДГК Г. /Р<Л**Ч у Fc-l мг [ VpJ J-

Р =

(15.263)

V Mr

2к RTK

Преобразуем последнее выражение: Р = BpKpSKp

= BpKpSKp Введя обозначение

‘ 2 к К — 1

-(g)

R 1

(15.264)

КС = Ь

Выражение (15.264) представим в виде:

P = KcPkSk р. (15.265)

Бели сравнить эту формулу с формулой (15.226), полученной для камеры без сопла, то можно сказать, что коэффициент Кс показывает увеличение силы тяги реактивного двигателя за счет наличия сопла. Во многих случаях Кс = 1.5… 1.7 и, следовательно, применение сопла позволяет значительно увеличить силу тяги. Поэтому все современные двигатели имеют камеры с соплами, причем у некоторых двигателей сопло по размерам и массе является основной частью камеры.

Выражение (15.265) показывает, что сила тяги ракетного двигателя прямо пропорциональна давлению рк газа в камере сгорания двигателя и площади критического (минимального) сечения 5К сопла. Эти зависимости представлены на рис. 15.73.

Кроме характеристик, перечисленных выше, в некоторых случаях ис­пользуют понятие мощности ракетного двигателя:

Тпг

N„ =

(15.266)

Г кг м2 _ кг • м м _ Н-м _ Дж _ 1 Чс с2" с2 с — с — с — J’

			/
		/
	/
/

				/
/

Л **

Рис. 15.73. Зависимость силы тяги двигателя от давления газов

Формула Циолковского (15.182) получена при условии, что на движу­щуюся ракету не действуют внешние силы. Однако реально на ракету в полете действует сила тяжести, которая с высотой полета изменяется. При полете в атмосфере на ракету действует также сила аэродинамического сопротивления воздуха, которая изменяется как с высотой полета, так и при изменении скорости полета.

Как известно, все тела притягиваются друг к другу. Земля также при­тягивает к себе тела. Силу, с которой человек притягивается к поверхности Земли, называют силой тяжести или весом.

На ракету в полете действует сила тяжести (силы притяжения Земли). Эту силу определяют по известной в физике формуле Ньютона:

F = (15.267)

Где 7 — гравитационная постоянная; М — масса ракеты; М3 — масса Земли; г — расстояние от центра Земли до центра масс ракеты. Зависимость (15.267) можно записать в виде:

М-М3 (.R + H)2

Где R « 6370 км — средний радиус Земли; H — расстояние от поверхности Земли до центра масс ракеты.

Силу тяжести ракеты можно определить на основании второго закона Ньютона:

G = Мд. (15.269)

Приравняв выражения (15.268) и (15.269), получим:

М9 = 7,р, ь)а, (R + Hj*

(R + H)3 * = (15-270)

М-М3

Выражение (15.270) показывает, что по мере удаления от поверхности Земли (увеличивается H) ускорение свободного падения тела д уменьшает­ся. В частном случае, если ракета находится на поверхности Земли (h — 0) ускорение свободного падения тела равно:

9о = (15-271)

Разделим выражение (15.270) на выражение (15.271):

9 _ R2 9о (R + H)2 Из последнего выражения имеем:

<15-272>

F = 77^3, (15.268)

Таким образом, по мере удаления ракеты от поверхности Земли умень­шается ускорение свободного падения тела, а поэтому уменьшается и сила
тяжести, действующая на нее. При высоте подъема H — 100 км ускорение д свободного падения тела уменьшается примерно на 3%. Бели же высота подъема составляет H = 500 км, то ускорение д свободного падения тела уменьшается уже примерно на 14%.

Таким образом, при расчетах траекторий полетов ракет следует учиты­вать и переменный характер действия силы тяжести. При этом заметим, что сила аэродинамического сопротивления окружающей среды всегда направлена против движения ракеты, а сила тяжести —к центру Земли. Поэтому результат действия силы тяжести зависит от направления ее движения относительно Земли. При вертикальном полете ракеты сила тяжести всегда направлена против ее движения.

Формула (15.182) позволяет определить максимальную скорость полета ракеты при действии на нее только реактивной (движущей) силы. Однако на ракету в полете действуют и силы сопротивления. Поэтому резуль­тирующая сила, движущая ракету, будет несколько меньше. При этом масса ракеты М в полете уменьшается, так как расходуются топливо и окислитель.

Рассмотрим полет ракеты с учетом действия на нее силы сопротивления[89] F и изменения ее массы (рис. 15.74). Пусть в некоторый момент времени ее масса равна М, а абсолютная скорость полета равна V. В течение бесконечно малого промежутка времени Dt из ракеты будет выброшена бесконечно малая мас­са газов Dm. Скорость движения газов относительно ракеты равна с. Тогда абсолютная скорость движе­ния массы dM равна с —V. При уменьшении массы (М — dM) скорость ракеты увеличивается (V + dV). Применим к ракете, как системе, закон механики об изменении количества движения (импульса).

Рис. 15.74. К вы­воду уравнения по­лета ракеты

Начальный импульс ракеты равен Рнач = MV. Через бесконечно малый промежуток времени Dt в импульс ракеты равен Ркои = (М — DM)(V + dV). Так как масса отбрасываемых из двигателя ракеты газов в начальный момент равна нулю (dM = 0), то ее начальный импульс также равен нулю. В течение бесконечно малого промежутка времени Dt импульс отбрасываемой массы газов станет равным Рот = — (с— V)dM. Знак «минус» учитывает направление векто­ра абсолютной скорости отбрасываемой массы газов (газы отбрасываются ракетным двигателем в проти­воположную по отношению к направлению полета ракеты сторону). Таким образом, суммарный импульс системы (ракета + отбрасываемая масса газов) в конце бесконечно малого промежутка времени станет равным:

= Р«°н + Р°т = (М — dM) -(V + dV) + [-{c— V)dM]. (15.273)

Таким образом, за бесконечно малый промежуток времени Dt импульс рассматриваемой системы изменяется на величину, равную:

АР=(М — dM) • (V + dV) + [-(с — V)dM] — MV. (15.274)

Изменение импульса системы равно импульсу внешних сил:

АР = (М — dM) • (V + dV) + [-(с— V)dM] — MV = -Fdt. (15.275)

Знак «минус» в выражении (15.275) учитывает направление действия силы F (она направлена против движения ракеты).

Преобразуем выражение (15.275):

АР = М -V + MdV — VdM — dMdV — cdM + VdM — MV = -Fdt.

После сокращений получим:

MdV— dMdV — cdM = -Fdt.

Учитывая, что произведение двух бесконечно малых величин DM • DV Представляет собой бесконечно малую величину еще более высокого поряд­ка, последнее выражение можно упростить до вида:

MdV — cdM = -Fdt. (15.276)

(15.277)

Разделим левую и правую части равенства (15.276) на Dt:

DV	DM
Dt ~	"C dt ~
DV	DM
‘ Dt	~C dt ‘

Величина DV/Dt = а представляет собой ускорение, с которым движется ракета, а величина dM/dt — тс — секундный расход массы (газа).

Окончательно выражение (15.277) запишем в виде:

М-а — Стс — F. (15.278)

Величина Р = тсс представляет собой основную часть силы тяги ракетного двигателя. Как правило, сила тяги ракетного двигателя является постоянной величиной. Если Р> F, то ракета будет двигаться с ускорени­ем.

Выражение (15.278) впервые получено русским ученым И. И. Мещер­ским и носит его имя. Смысл этого уравнения заключается в следующем. При движении тела с переменной массой уравнение его движения необхо­димо писать так же, как и уравнение движения тела с постоянной массой, добавив только в правую часть уравнения силу Р = тсс.

Выясним, как влияет сила тяжести ракеты F = G = Мд на ее подъем в вертикальном направлении. Для этого воспользуемся выражением (15.277), записав его в виде:

A/f dV dM ..

В этом выражении знак «минус» учитывает, что в результате сгорания топлива масса ракеты уменьшается, т. е. dM/dt < 0.

После преобразований получим:

DV = с ^^ dt — — adt; dV = с —— — adt.

Mdt My ‘ M *

Последнее выражение для удобства запишем в виде: DV = c^—gdt + cd(\nC),

Где С — некоторая постоянная [d(ln С) = 0].

Проинтегрируем последнее выражение, полагая, что ускорение свобод­ного падения д за время работы двигателя изменяется незначительно (д Ibidem):

J dV = gdt + clnC, [InC = idem];

V = — c(\nM — InC) — gt. (15.279)

Пусть в начальный момент при T = 0 ракета находится в неподвижном состоянии V = 0. Масса ракеты в этом случае равна М = М0. Тогда из выражения (15.279) имеем:

0 = — clnM0 + с in С; clnC = clnM0, [С = М0].

Тогда выражение (15.279) можно записать в виде:

V = — c(]nM-\nM0)-gt;

М

V = — clnj^—gt. (15.280)

Так как М < Ма, то М/М0 < 1, а поэтому

, М п

Ымо<0-

Бели бы на ракету не действовала сила тяжести (д = 0), то выражение (15.280) имело бы вид:

М

VMaX = — cln —. (15.281)

Выражение (15.281) позволяет определить максимально возможную скорость полета ракеты в идеальном случае.

Для реальных одноступенчатых ракет отношение М/М0 примерно равно 0.3…0.1. Пусть скорость истечения газов из сопла равна 2500 м/с (ЖРД). Тогда по формуле (15.281) имеем:

Vm6X = -2500 in 0.3 « 3000 ^.

Таким образом, если бы на ракету не действовала сила тяжести, то при данном соотношении М/М0 = 0.3 и скорости истечения газов из сопла с = 2500 м/с можно достичь скорости полета, примерно равной V = 3000 м/с.

Пусть на ракету действует сила тяжести, и ее двигатель активно ра­ботает в течение 60 секунд. Тогда в соответствии с выражением (15.280) получим:

V = -2500 ■ In 0.3 — 9.81 • 60 « 3000 — 600 = 2400 м/с.

В действительности из-за влияния не только силы земного притяжения, но и силы аэродинамического сопротивления воздушной среды, двигатель разгоняет ракету до меньшей скорости (потеря скорости может составлять до 1000 м/с).

Поэтому тяговые возможности ракетных двигателей на практике стре­мятся увеличить путем увеличения скорости истечения газов при меньшем времени работы двигателя.

Основная задача ракеты как летательного аппарата состоит в том, чтобы заданному полезному грузу сообщить требуемую скорость. Напри­мер, если требуется вывести космический аппарат на круговую орбиту на высоте 500 км, то ему требуется сообщить скорость, равную 8.17 км/с. Если космический аппарат должен покинуть пределы земного притяжения, то ему требуется сообщить скорость, равную 11.2 км/с. Расчеты показали, что возможности одноступенчатой ракеты весьма ограничены при решении данных задач. Это обусловлено ограниченными энергетическими возмож­ностями современных топлив, применяемых в ракетной технике.

Для получения больших скоростей полетов ракет требуется размещать на них большое количество топлива и окислителя. В этом случае увеличи­ваются конструктивные размеры и масса самой ракеты т. е. увеличивается масса составных частей ракеты, которые должен перемещать ракетный двигатель. Для этого требуется увеличить силу тяги двигателя, что связано с увеличением массового расхода топлива и окислителя.

Проблема разгона ракет до больших скоростей может быть решена путем дробления их конструкции, т. е. применением составных (многосту­пенчатых) конструкций. Ступенчатость конструкции ракеты позволяет в определенный момент времени отбрасывать от нее элементы, которые в дальнейшем не используются. Поэтому современные ракеты для вывода на орбиту космических кораблей имеют в своем составе несколько двигателей, соединенных по определенной схеме (рис. 15.75).

Многоступенчатая ракета состоит из нескольких ступеней (не считая полезного груза), каждая из которых представляет собой самостоятельный

7_ШГ \Первая ступень

ХЛГ Третья ступень

Рис. 15.75. Схемы многоступенчатых ракет с продольным и поперечным Давлением

Блок с собственными баками для топлива и окислителя и собственным двигателем. Когда все топливо данной ступени сгорает, она вместе с баками, конструктивными узлами и двигателем отделяется от ракеты, в результате чего масса самой ракеты уменьшается. Следующая ступень сообщает ракете необходимое ускорение при меньшем расходе топлива и окислителя, так как уменьшается сила тяжести, действующая на ракету. Последняя ступень ракеты должна обеспечить требуемую скорость ее полета.

Использование составных ракет требует правильного распределения масс ее частей (ступеней). Это распределение должно быть таким, чтобы каждая ступень обеспечивала одинаковое приращение скорости (Vi = V2 = V3). Тогда Vmgx = 3Vi. Для обеспечения такого равенства необходимо, чтобы массы отдельных ступеней менялись по геометрической прогрессии. Так, если массу первой (стартовой) ступени принять за 100%, то масса второй ступени составит 20… 30%, а масса третьей ступени — 4… 9%.

Введя обозначение M/MQ = и;, запишем уравнение (15.281) для много­ступенчатой ракеты:

V‘Max = — С • Ln(U;I • Ш2 • … •

Каждая из величин ш меньше единицы. При наличии нескольких сту­пеней произведение Шх • и>2 • … • щ может оказаться достаточно малым, и величина ln(u;i • ш2 • … — и;») может достичь больших значений, что соответствует большей конечной скорости.

Пусть требуется вывести на некоторую траекторию полета ракету массой 60 тонн. Ракета в данном случае может быть выполнена, как по одноступенчатой, так и по многоступенчатой (трехступенчатой) схеме. Каждая ракета содержит 45 тонн топлива вместе с окислителем. Скорость истечения газов из ракетного сопла равна с = 2500 м/с.

Для одноступенчатой ракеты по формуле (15.281) имеем:

Для трехступенчатой ракеты примем, что в баках первой ступени помещается 25 тонн топлива и окислителя при массе ступени 30 тонн; в баках второй ступени —16 тонн топлива и окислителя при массе ступени 20 тонн и в баках последней ступени — 4 тонны топлива с окислителем при массе ступени 10 тонн. Для многоступенчатой ракеты имеем:

17 оспа ГМ1 1 /60 — 25 30-16 10 —4\ „КАЛ м V^ = -2500 [-j. In (_ ._._)« 4500 -.

Таким образом, за счет применения трехступенчатой ракеты ее головная часть с полезным грузом будет иметь скорость, примерно в 1.3 раза большую, чем скорость одноступенчатой ракеты.

Напомним, что формула Циолковского справедлива только для идеаль­ных условий полета ракет. В реальных условиях полета ракет необходимо учитывать действие на них силы сопротивления окружающей среды и силы притяжения Земли. Сила аэродинамического сопротивления окружающего воздуха зависит от скорости полета ракеты в квадрате. Чем больше ско­рость полета ракеты, тем больше сила аэродинамического сопротивления

Рис. 15.76. Классификация ракетных двигателей

Окружающего воздуха. Поэтому на практике запуска ракет стремятся преодолеть силу аэродинамического сопротивления окружающего воздуха, двигаясь с меньшей скоростью, и только когда плотность воздуха зна­чительно уменьшится, скорость полета существенно увеличивают. В этом случае сокращается расход топлива и окислителя при выведении ракеты на необходимую траекторию полета.

Следовательно, на практике выбирают некоторую рациональную так­тику вывода ракет на требуемую траекторию, исходя из решаемых задач и условий их полета.

Конструктивно ракетные двигатели выполняются одинаково. Все они имеют камеру сгорания и специальное сопло, которое вначале сужается, а затем — расширяется. Однако, исходя из различия решаемых ракетами задач, в качестве топлива в их двигателях могут использоваться различные вещества. Это обстоятельство обуславливает определенные требования к системам подачи обеспечению топлива в камеру сгорания и обеспечения его эффективного сгорания.

На рис. 15.76 приведена классификация ракетных двигателей. Ракетные двигатели, которые создают реактивную силу тяги путем отбрасывания продуктов сгорания топлива (газов), образующихся в резуль­тате химических превращений (реакций окисления), называют химически­ми ракетными двигателями (ХРД). Двигатели, создающие реактивную силу тяги также путем отбрасывания некоторой массы вещества, не ис­пользуя при этом тепловую энергию, выделяющуюся в процессе сгорания (окисления) топлива, называют нехимическими ракетными двигателями (НХРД).

ХРД по роду применяемого топлива условно делятся на:

• жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), в которых топливо и окисли­тель находятся в жидком состоянии;

• ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ);

• комбинированные (КРД) или гибридные (ГРД), в которых топливо и окислитель находятся в различных фазовых состояниях;

• воздушно-реактивные двигатели (ВРД), использующие в качестве топ­лива вещество в твердом или жидком состоянии, а окислителем явля­ется кислород, входящий в состав окружающего воздуха.

ЖРД, РДТТ и КРД имеют близкие харак­теристики и могут с успехом применяться как на ракетах больших дальностей, так и на кос­мических аппаратах. ВРД имеют существенно другие характеристики, чем остальные ХРД; кроме того, они не могут использоваться на космических аппаратах из-за отсутствия в кос­мическом пространстве воздуха.

Классификация ракетных двигателей по способу получения энергии для отбрасывания газов с целью получения реактивной силы тяги является основной, но не единственной.

На рис. 15.77 приведена конструкция ракеты с ЖРД.

Топливо[90] для ракетных двигателей должно удовлетворять целому ряду требований:

• обеспечивать большой удельный импульс;

• иметь большую плотность;

• быть безопасным в обращении и удобным для хранения;

• быть дешевым.

Всем этим требованиями ни одно топливо полностью не удовлетворяет. Поэтому на практике идут на некоторый компромисс в зависимости от того, какое из перечисленных выше требований в каждом конкретном случае является наиболее важным. Большая часть ракетных топлив состоит из двух компонент:

• горючее;

• окислитель.

Обтекателе

Стабилизатор

Рис. 15.77. Конструктивная схема ракеты с ЖРД

Эти компоненты смешиваются в камере сгорания двигателя, куда они поступают под давлением через специальные форсунки. Такие топлива на­зывают двухкомпонентные. Реже применяют однокомпонентные топлива, состоящие только из одного вещества, которое диссоциирует при высокой температуре. Они пока играют малую роль в ракетной технике.

На ранних этапах становления и развития ракетной техники в качестве горючего (одной из компонент топлива) использовался этиловый спирт С2Н5ОН (использовался на немецкой ракете V-2).Широко он используется и в настоящее время. Важное значение имеет то обстоятельство, что до­бавление 25% воды, которое производится главным образом для понижения температуры горения, сравнительно мало понижает удельный импульс. Оп­тимальная смесь этилового спирта, воды и кислорода (окислителя) может иметь удельный импульс, близкий к теоретическому значению для случая, когда топливо не содержит воды. Такая топливная смесь сравнительно безопасна в обращении, удобна для хранения, имеет достаточно высокий удельный импульс, довольно низкую плотность и не очень дорога.

В ЖРД в качестве горючего также может использоваться керосин. Он представляет собой смесь насыщенного и ненасыщенного углеводорода и обозначается как « СюН2о- Он безопасен, прост в обращении, дешев и обладает высокой теплотой сгорания. Недостатком керосина является малая плотность и необходимость принудительного воспламенения при смешении с окислителем.

Распространенным горючим для ракет является гидразин (H2N —NH2). Гидразин и некоторые его производные, такие, как, например, асимметрич­ный диметилгидразин, применяются в небольших ракетах. Он используется в основном в соединении с азотной кислотой. Удельный импульс этой смеси несколько выше, чем у этилового спирта и жидкого кислорода. Недостатком ее является образующийся в процессе горения ядовитый газ.

В качестве горючего в ЖРД может использоваться и перекись водорода (Н2О2). Она может применяться и как окислитель, и как однокомпонентное топливо. Как однокомпонентное топливо перекись водорода имеет малый удельный импульс.

Перспективным горючим для ракетных двигателей является водород (Н2). При сгорании водорода образуются водяные пары, имеющие малую молярную массу МГ. Чем меньше молярная масса газа, тем быстрее он ис­текает из сопла ракетного двигателя. Водород в соединении с жидким кис­лородом имеет наивысшую теплоту сгорания. В настоящее время накоплен достаточный опыт обращения с жидким водородом, поэтому кислородно — водородные двигатели успешно внедряются в ракетную технику.

В качестве окислителя чаще всего применяют жидкий кислород 02. Он представляет собой синеватую жидкость с высоким энергосодержанием, обладает свойством притягиваться магнитом. Вследствие низкой темпера­туры кипения кислорода может происходить замораживание клапанов и трубопроводов. Однако связанные с этим трудности к настоящему времени преодолены, и жидкий кислород является практически единственным окис­лителем, применяемым в мощных ускорителях. Многие металлы, а также резина и пластики при контакте с жидким кислородом, который имеет очень низкую температуру, становятся чрезвычайно хрупкими и непригод­ными для использования в качестве конструкционных материалов. Другие металлы (медь, алюминий, свинец) становятся намного тверже. Все это необходимо учитывать, если применяется жидкий кислород.

Жидкий кислород не токсичен, не вызывает коррозии, и легкие кон­такты его с оболочкой не опасны, так как между жидкостью и оболочкой образуется газообразная пленка.

Жидкий озон (Оз) может быть идеальным окислителем. Но он очень агрессивный и опасный в обращении. В чистом виде озон крайне неустой­чив. Он обладает большой плотностью и высоким энергосодержанием. Озон очень чувствителен к органическим веществам, металлам и к воде, но если 25% жидкого озона смешать с жидким кислородом, то полученная смесь не будет взрывоопасной.

Широкое распространение в качестве окислителя получила азотная кислота (HNO3). Она бывает двух видов: белая дымящаяся азотная кисло­та, содержащая не более 2% воды, и красная дымящаяся азотная кислота, содержащая 15… 22% растворенного диоксида азота (N02). Цвет ее может изменяться от оранжевого до темно-красного, образующиеся красные пары очень ядовиты. Недостатком азотной кислоты является ее очень высокая агрессивность по отношению к большинству конструкционных материа­лов. Для уменьшения агрессивности азотной кислоты к ней добавляют присадки, например серную кислоту (H2SO4), которая также улучшает условия самовоспламенения при запуске двигателя. Добавление к азотной кислоте 20…40% четырехокиси азота N2O4 увеличивает теплотворную способность и плотность топлива, а также улучшает способность топлива к самовоспламенению.

Азотная кислота имеет достаточную плотность и может применяться со многими горючими. С анилином и гидразином азотная кислота образует самовоспламеняющуюся смесь.

Перспективными для ЖРД могут стать топлива на основе низкоки — пящих фтористых окислителей. Фтор опасен в обращении и обладает сильным коррозионным действием. Теоретически он должен давать очень большую скорость истечения газов вследствие высокой энергии реакции. Применение фтористых окислителей с такими горючими, как водород, гидразин, аммиак и диметилгидразин, может дать очень высокие удельные импульсы тяги.

Доли окислителя и горючего в топливе определяются соотношени­ем компонентов. Теоретическое соотношение компонентов, при котором окислитель полностью окисляет горючее, называется стехиометрическим соотношением компонентов (а = 1). Если а > 1, в топливе избыток окислителя; если а < 1 — недостаток окислителя.

Обычно в камерах ЖРД используются топлива с некоторым недо­статком окислителя (а = 0.85…0.95), так как это позволяет получить максимальную силу тяги и несколько уменьшить температуру продуктов сгорания, образующихся в камере двигателя.

Ниже приведены основные характеристики некоторых жидких ракет­ных топлив при рк/ра = 40 и оптимальных соотношениях горючего и окислителя:

Топливо:	Плотность, кг/м3	Температура горения, К	Удельный импульс, Нс/кг
Окислитель	Горючее
98%-ная азотная кислота	Керосин	1360	ЗОЮ	2410
60% HN03 +40% N204	Керосин	1380	3150	2455
Жидкий кислород	Керосин	1000	3610	2745
Жидкий кислород	93.5%	990	3300	2650
	Этиловый
	Спирт
Моноокись фтора	Керосин	1300	4530	3140

Топливо (горючее и окислитель) на ракете размещается в специальных баках. Из этих баков горючее и окислитель по трубопроводам поступают в камеру сгорания. Для того чтобы топливо поступило в камеру сгорания, требуется создать давление, так как в камере сгорания двигателя давление газов очень высокое. Кроме того, следует увеличить давление топлива еще и на величину, необходимую для его распыления и перемешивания, а также на величину потерь на трение и завихрения в топливных магистралях.

Подачу топлива в двигатель можно осуществить либо путем выдавлива­ния его из баков — вытеснительная система подачи, — либо путем откачки из топливных баков насосами и созданием в топливных трубопроводах за насосами необходимого давления подачи — насосная система подачи.

При вытеснительной системе подачи могут быть реализованы различ­ные способы создания давления в топливных трубопроводах. Существу­ют вытеснительные системы —с газобаллонной подачей, с жидкостным (ЖАД) или пороховым (ПАД) аккумулятором давления.

На рис. 15.78 показана схема газобаллонной системы подачи топлива в камеру сгорания ракетного двигателя. Топливо из баков 6 (горюче) и 7 (окислитель) подается в камеру сгорания двигателя 9 путем его выдавливания каким-либо газом (обычно воздухом). При применении для вытеснения топлива воздуха система подачи называется вытеснительной системой с воздушным аккумулятором давления (ВАД). Запас газа на борту ракеты хранится в баллоне 1 под высоким давлением (примерно 20 МПа).

Из баллона высокого давления 1 газ через пусковой клапан 2 поступает к редуктору 5, который понижает давление газа до необходимого значения, которое необходимо создать в баках 6 и 7 с компонентами топлива, чтобы подать его в камеру сгорания. Пройдя через обратные клапаны газ поступает к мембранам свободного прорыва 5. После разрушения мембран 5 газ поступает в баки 6 и 7, вытесняя из них компоненты топлива (горючее и окислитель). Горючее и окислитель, пройдя через отсечные клапаны 5, поступают в камеру сгорания двигателя 9. Отсечные клапаны 8 обеспечивают подачу компонентов топлива в двигатель 9 в течение требуемого промежутка времени.

Так как температура газов в камере сгорания очень велика, то ЖРД охлаждают с помощью горючего. Для этого горючее из бака 6 по трубо­проводу сначала подводят к нижней части сопла, после чего оно по специ­альному спиральному каналу вокруг сопла и камеры сгорания поднимается вверх, охлаждая сильно нагретые поверхности двигателя. Охладив поверх­ности двигателя, топливо из бака 6 попадает к форсунке, установленной в головке камеры сгорания.

Общим недостатком всех вытеснительных систем подачи топлива яв­ляется нагруженность баков, в которых во время работы должно под­держиваться давление, превышающее на 1… 1.5 МПа давление газов в камере сгорания двигателя. Поэтому топливные баки с вытеснительной системой подачи топлива имеют толстые стенки, что увеличивает их массы. С увеличением давления газов в камере сгорания увеличивается и масса топливных баков.

Насосная система подачи (рис. 15.79) имеет принципиальное отличие от вытеснительных систем подачи. Сжатый газ из баллона 1 через редуктор давления 2 поступает в бак 3 с перекисью водорода. Перекись водорода вытесняется из бака 3 в парогазогенератор 4- В парогазогенераторе 4 Происходит разложение перекиси водорода с помощью катализаторов на

Рис. 15.78. Схема газобаллонной си — Рис. 15.79. Схема турбонасосной си­стемы подачи топлива стемы подачи топлива

Водяной пар и кислород. При разложении перекиси водорода выделяется тепловая энергия.

Образующийся в парогазогенераторе 4 парогаз, имеющий температуру примерно 450… 500°С, поступает в дальнейшем на турбину 8 и приводит ее во вращение. Турбина 8 приводит во вращение насосы 7 и 9, которые забирают из бака 5 горючее и бака 6 окислитель, и подают их в камеру сгорания двигателя 10. Из турбины 8 парогаз через специальные патрубки выбрасывается в окружающую среду.

Устройство, объединяющее турбину 8 и насосы 7, 0, называется турбо — насосным агрегатом.

При такой схеме подачи топлива в камеру сгорания двигателя в баках 5 и б поддерживается небольшое давление (примерно 0.2…0.4МПа). В этом случае нет необходимости изготавливать толстостенные массивные топливные баки.

№

___

Как известно, во время горения топлива в камере сгорания выделяется чрезвычайно большое количество тепловой энергии, в результате чего стен­ки двигателя сильно нагреваются. Поэтому без тщательно продуманного охлаждения ракетного двигателя материал его конструкции не выдержит высокой температуры и может сгореть. Проблема охлаждения ракетного двигателя еще осложняется тем, что в качестве охлаждающей жидкости в нем можно использовать практически только компоненты топлива, кото­
рые, как правило, обладают худшими охлаждающими свойствами, чем при­меняемая для этих целей почти во всех других тепловых двигателях вода.

Существует два способа охлаждения ракетного двигателя:

• наружное (регенеративное);

• внутреннее.

Стенки камеры сгорания и сопла двигателя, в котором предусмотре­но наружное охлаждение, делают двойными. Между внутренней и на­ружной стенками с помощью калиброванных проволок и специальных выштамповок устанавливается зазор величиной 1… 1.5мм, который и образует рубашку охлаждения. Один из компонентов топлива, который используется в качестве охлаждающего агента, подводится к коллектору, расположенному на сопле, и затем проходит через охлаждающую рубашку, омывая внутреннюю стенку двигателя. Из зарубашечного пространства компонент подходит к головке двигателя и через форсунки поступает в камеру сгорания.

Нагрев компонента при прохождении его через рубашку охлаждения в среднем происходит на 100…110°С. При наружном охлаждении, каким бы интенсивным оно ни было, потерь тепловой энергии не происходит, так как она вместе с охладителем почти полностью возвращается в камеру сгорания при поступлении в нее нагретого компонента, использующегося в качестве охладителя. Поэтому при наружном охлаждении стремятся отводить как можно больше от двигателя тепловой энергии.

Обеспечить охлаждение ракетного двигателя с длительностью работы даже в одну минуту за счет только наружного охлаждения не всегда удается. Двигатели больших ракет с большой дальностью полета работают 1.5… 2 минуты и более. Для предупреждения прогара огневой стенки соп­ла и камеры сгорания в таких двигателях, помимо наружного охлаждения одним из компонентов, применяется также и внутреннее охлаждение.

Внутреннее охлаждение осуществляется путем подачи на огневую стен­ку камеры одного из компонентов (обычно горючего). На стенке образуется тонкая жидкая пленка, защищающая ее от непосредственного воздействия горячих газов. Подавать на стенку компонент для создания защитной плен­ки можно в любом сечении камеры. Наиболее просто подачу производить через форсунки, расположенные по краям головки. Пристеночный слой горючего почти не смешивается с окислителем, поэтому вблизи головки он практически не участвует в горении. При удалении от головки жид­кая пленка уменьшается по толщине за счет испарения. При некотором удалении от форсуночной головки жидкая пленка полностью испаряется, превращаясь в паровую пленку. Паровая пленка постепенно смешивается с продуктами сгорания, выгорает, становясь все тоньше и тоньше по мере приближения к выходному сечению сопла.

Внутреннее охлаждение в отличие от наружного сопряжено с потерями тепловой энергии. Горючее, подаваемое непосредственно на стенку камеры, не перемешивается с окислителем. Пройдя по стенке до выходного сечения сопла, это горючее выгорает лишь частично, большая же часть его вы­брасывается через сопло в виде пара. Поэтому охлаждение ракетных дви­
гателей обеспечивается в основном наружным охлаждением; внутреннее охлаждение применяется лишь в качестве дополнительного.

В настоящее время ракеты решают самые различные задачи, от которых зависит радиус их действия. Исходя из решаемых задач, в ракетах могут применяться различные двигатели (жидкостные, твердотопливные, комби­нированные и другие). Возникает своеобразная конкуренция этих типов двигателей, в связи с чем следует сравнить их по основным характеристи­кам.

Основные достоинства ЖРД:

• большая удельная сила тяги;

• удобство регулирования, выключения и многократного запуска;

• возможность длительной работы при любой достижимой практически температуре газов (из-за реализации принудительного охлаждения ка­меры сгорания и сопла);

• благоприятные массовые характеристики;

• возможность изменения направления вектора тяги поворотом камеры сгорания.

К основным недостаткам ЖРД:

• конструктивная сложность схемы;

• трудность хранения в состоянии к пуску;

• громоздкость оборудования, необходимого для подготовки двигателя к запуску (заправочное оборудование, устройства для контроля и т. п.);

• сложность эксплуатации (отсюда — плохие показатели боеготовности ракеты по двигателю);

• относительно низкая плотность топлива.

На рис. 15.80 показана конструктивная схе­ма ракеты РДТТ. Такие ракеты, как правило, выполняются в виде самостоятельных агрегатов летательных аппаратов. Под двигательной уста­новкой с РДТТ следует понимать конструкцию самого двигателя твердого топлива, который со­стоит из камеры сгорания, соплового блока и агрегатов управления тягой.

Камера сгорания РДТТ предназначена для размещения заряда твердого топлива, воспла­менителя, системы зажигания и отсечки тяги. Ее параметры выбираются исходя из условий обеспечения нормальных условий горения топ­лива во время работы двигателя. При размеще­нии РДТТ в конструкции летательного аппарата корпус двигателя выполняется несущим, т. е. он составляет основу всей конструкции ракеты. С ним, как правило, стыкуется боевая часть, при­борный отсек, другие агрегаты и узлы ракеты.

Обтекатель \ Полезный

Стабилизатор

Газовые рули

Рис. 15.80. Принципиальная схема ракеты с РДТТ

Топливо (горючее и окислитель), использу­емое в РДТТ, находится в твердом агрегатном
состоянии (твердой фазе). Весь его запас размещается непосредственно в камере сгорания, которая существенно отличается от камеры сгорания ЖРД.

Одним из критериев эффективности РДТТ является отношение полного импульса к массе двигателя с топливом (называется качеством двигате­Ля). Очевидно, чем больше значение этого критерия, тем эффективнее двигатель.

Величина, численно равная отношению объема топливного заряда к объему камеры сгорания, называется коэффициентом наполнения камеры двигателя.

Рассмотрим характерные особенности одной из самих ранних конструк­ций РДТТ. Двигатель содержит (рис. 15.81):

• камеру 1\

• заряд твердого топлива 2;

• воспламенитель 3;

• диафрагму удерживающую заряд в требуемом положении;

• пиропатроны для зажжения воспламенителя 3.

Все основные характеристики РДТТ определяются в значительной мере свойствами топлива. Твердые ракетные топлива представляют собой самостоятельный и довольно обширный класс топлив. В зависимости от химического состава, ТРТ делят на две группы:

• коллоидные (двухосновные) топлива (баллистистные пороха);

• смесевые топлива.

Коллоидные топлива начали применять раньше смесевых. Эти топлива представляют собой так называемые растворы гомогенных веществ, моле­кулы которых содержат горючие и окислительные элементы. Основу их составляет нитроцеллюлоза с различным содержанием азота и нитрогли­церина. Нитроцеллюлоза растворяется в нитроглицерине.

Для коллоидных баллистистных порохов характерны следующие недо­статки:

• относительно низкое содержание энергии (температура горения не пре­вышает 2300 К);

• плохие массовые характеристики (низкая плотность компоновки заряда в корпусе двигателя при наборе из шашек малого диаметра);

• высокое давление, при котором порох горит полностью. Это давление составляет 4… 5 МПа. При меньшем давлении в камере выделяется не вся энергия, которая может выделиться в условиях полного сгорания;

• сильная зависимость скорости горения пороха от температуры заряда. При изменении температуры от —40 до +40°С скорость горения может измениться в 1.5… 2.0 раза;

• пожаро — и взрывоопасность в процессе производства;

• недостаточная эластичность, не позволяющая прочно скреплять заряд со стенками камеры;

• не представляется возможным изготавливать шашки зарядов большого диаметра, так как практически нельзя добиться однородности топлива по толщине.

Эти топлива применяются в сравнительно небольших двигателях.

Смесевые ТРТ — это смесь горючих и окислительных веществ, которые в общем случае могут быть неоднородными (гетерогенными). Горючее в смесевом топливе выполняет еще и роль связующего вещества. Поэтому не случайно в качестве этого компонента используют различные каучуки: полисульфидные, полиуретановые; полибутадиеновые. Если есть необхо­димость повысить энергетические характеристики топлива, можно приме­нить добавки — своеобразное второе горючее в виде порошков алюминия, бериллия, магния.

Окислителем в смесевых топливах являются в основном неорганиче­ские кристаллические вещества, например перхлораты аммония NH4CIO4, реже—калия КСЮ4, нитраты натрия NaNOs или аммония NH4NO3.

Смесевые ТРТ по сравнению с коллоидными обладают рядом преиму­ществ:

• больше удельная масса и удельный импульс;

• выше термическая стойкость и продолжительность хранения;

• шире допустимый интервал начальных температур заряда;

• ниже предел давления, при котором обеспечивается нормальное горение

Топлива;

• простота изготовления заряда;

• возможность формировки заряда путем непосредственной заливки топ­ливной массы в камеру двигателя.

В современных смесевых топливах содержится 60… 75% окислителя, 15… 25% горючего — связующего и 10… 20% алюминиевой пудры.

Смесевые топлива обеспечивают температуру горения, равную 3000… 3800 К.

Непрерывное улучшение характеристик топлив позволило в настоящее время применить РДТТ в ракетах большой дальности. К числу последних относится американская ракета «Минитмен». РДТТ применяют также в качестве ускорителей в космических ракетах с ЖРД. Примером таких ракет является ракета «Титан-Зс», для старта которой, кроме основных ЖРД, используются два мощных РДТТ. Стартовая масса ракеты 700 тонн. Каждый РДТТ развивает силу тяги в пустоте 5400 кН при времени работы 110 секунд.

Схема современного РДТТ приведена на рис. 15.82. Двигатель включа­ет:

• камеру 1\

• заряд 2;

• воспламенитель 3.

Тяга двигателей ракет больших дальностей обычно должна быть посто­янной в течение всего времени работы. Постоянство тяги обеспечивается постоянством расхода топлива, и, следовательно, заряд должен сгорать так, чтобы поверхность горения его оставалась неизменной.

Одной из форм заряда, обеспечивающей постоянство площади горения, является форма, при которой внутренний канал (по которому горит топ­ливо) выполняется в виде «звездочки» (рис. 15.82).

Рис. 15.81. Схема РДТТ Рис. 15.82. Схема современного РДТТ

Отличительными особенностями современных РДТТ большой тяги яв­ляются полное заполнение камеры зарядом и защита стенок камеры от действия горячих газов самим же топливом. Современные РДТТ могут иметь большие размеры. Большая длина двигателей обусловлена, прежде всего, необходимостью создавать значительную тягу, для которой требует­ся большой расход топлива. Чем больше требуемый расход топлива, тем большей должна быть поверхность его горения. Разность между внешним диаметром и диаметром внутреннего канала обеспечивает необходимое время работы двигателя. Скорость горения твердого топлива обычно со­ставляет несколько миллиметров в секунду. Если двигатель работает 100 секунд, то при скорости горения в 5 миллиметров в секунду, то толщина сгоревшего топлива составит 50 сантиметров.

Все прежние РДТТ работали до полного выгорания топлива. В настоя­щее время двигатели некоторых ракет должны выключаться в строго опре­деленный момент времени, чтобы обеспечить, например, нужную скорость полета ракеты.

В противоположность ЖРД, выключение которых осуществляется про­сто прекращением подачи топлива в камеру сгорания, выключение РДТТ представляет собой очень сложную задачу. Для выключения РДТТ требу­ется сбросить давление газов в камере. Для этого в нужный момент откры­вают отверстия в корпусе — дополнительные сопла. Через эти отверстия, как через основные сопла, в окружающую среду выбрасываются газы. Это ведет к быстрому снижению давления в камере. Выключение РДТТ часто называют «отсечкой».

В некоторых случаях не обязательно прекращать горение топлива. Достаточно прекратить действие двигателя на летательный аппарат. Для этого используют сопла противотяги, направленные в сторону, противопо­ложную направлению основных сопел, и имеющие большие, чем основные, размеры. Сопла противотяги до некоторого момента закрыты. Они начина­ют работать лишь тогда, когда необходимо прекратить действие РДТТ. При этом тяга двигателя будет направлена в другую сторону. Если двигатель в этот момент отсоединить от ракеты (летательного аппарата), то произойдет их расстыковка.

Одна из важных проблем, которую приходится решать конструкторам при отработке современных РДТТ, — это проблема обеспечения термостой­кости сопел. Температура продуктов сгорания твердых топлив и время работы РДТТ теперь приближаются к соответствующим характеристикам

ЖРД. Однако охлаждать сопла РДТТ нечем. Наиболее распространенным способом защиты сопел до сих пор является постановка в критическом (минимальном) сечении (там наиболее интенсивная передача тепловой энергии от газов к стенке) вкладышей из материалов на основе графита (рис. 15.83). Этот вкладыш выдерживает температуру свыше 3000К.

Однако этот способ при дальнейшем увеличении температуры газов оказывается уже недостаточным — сопла, особенно при длительной рабо­те, все же разгораются. Поэтому конструкторами ракет отрабатываются сопла новых конструкций, например, с применением карбидов титана или циркония, армированных вольфрамовой проволокой.

Ниже приведены тактико-технические характеристики управляемых баллистических ракет (УБР) с РДТТ:

Показатель	Ракеты
Минитмен-П	Минитмен-Ш	Посейдон	Першинг-П	MX
Максимальная	11000	13000	4600	2500	11000
Дальность полета, км
Тип двигателя	РДТТ	РДТТ	РДТТ	РДТТ	РДТТ
Мощность ядерного	1	0.17	0.04	0.05	0.6
Боевого заряда, Мт
Стартовая масса, т	33	35.4	29.5	7.2	86.5

РДТТ будут и в будущем конкурировать с ЖРД, особенно в области малых и средних дальностей полета. Но так как удельная сила тяги, разви­ваемая РДТТ, все же при прочих равных условиях меньше удельной силы тяги, развиваемой ЖРД, то они не могут успешно применяться для вывода на орбиту космических аппаратов. Здесь приоритет принадлежит ракете с ЖРД. Однако РДТТ могут применяться и в качестве вспомогательных двигателей на ракетах с ЖРД (твердотопливные ускорители).

В настоящее время ведутся работы по созданию и совершенствованию комбинированных (КРД), или гибридных ракетных двигателей (ГРД). Конструктивная схема одного из таких двигателей приведена на рис. 15.84. Двигатель включает камеру i, в которой размещен заряд 2 твердого компонента топлива, бак 3 с жидким компонентом, аккумулятор давления 4 (устройство, вырабатывающее сжатый газ для вытеснения жидкого компонента из бака), трубопроводы и автоматические системы.

Камера имеет сопло, охлаждаемое жидким компонентом. При необходи­мости может охлаждаться и остальная часть камеры. Жидкий компонент входит в камеру через форсунки, размещенные на головке. В качестве устройства, обеспечивающего повышение давления в баке 5, может слу­жить либо воздушный баллон (баллон со сжатым газом), либо пороховой (шашка твердого топлива) аккумулятор давления. Не исключена возмож­ность применения насосной системы подачи жидкого компонента.

Графитовый вкладыш Рис. 15.83. Установка графитового вкладыша в сопле РДТТ

Удельная сила тяги КРД превышает удельную силу тяги РДТТ и приближается к удельной силе тяги ЖРД. Теоретически КРД имеют много преимуществ: их можно выключать и у них больший удельный импульс, чем у РДТТ. Достаточно отработанных конструкций КРД пока еще нет, кроме опытных экземпляров ракет-носителей.

Рис. 15.84. Схема КРД

В настоящее время предлагаются совершенно новые технические идеи и концепции, реализовать которые можно только в будущем. Ниже приве­дены данные ракет-носителей, которые использовались и используются в настоящее время для вывода полезных грузов в космическое пространство:

Год (страна)	Ракета-	Масса груза, кг:
Носитель	Выводимого на низкую земную орбиту	Выводимого на геостационарную орбиту
1957 (СССР)	А (СЛ-1)	Спутник-1
1958 (США)	Джуно-1	Спутник «Эксплорер-1»
1958 (США)	Атлас-Скор	Радиовещательная установка
1959 (СССР)	Восток	4730 |
1960 (СССР)	Молния	Спутник	«Молния»
1960 (США)	Скаут	215 |
1960 (США)	Дельта	Семейство «Дельта»
1962 (США)	Тор-Дельта	Спутник связи « Тел стар-1»
1962 (США)	Атлас- Центавр	Семейство «Атлас»
1963 (СССР)	Союз	7240
1964 (СССР)	Космос	1350
1964 (США)	Титан-ЗА	Семейство «Титан»
1965 (США)	Тор-Дельта	Геостационарный спутник «Эрли Бед»
1965 (СССР)	Молния	Спутник связи «Молния-1А»
1965 (Франция)	Диамант	Астерикс
1968 (СССР)	Протон	20600 |	| 2100
1972 (США)	Дельта	Спутник дистанционного зондирования Земли «Лэндсат-1»

Год (страна)	Ракета- носитель	Масса груза, кг:
Выводимого на низкую земную орбиту	Выводимого на геостационарную орбиту
1977 (<5<ВД	Циклон	4000
1979 (ЕКА*)	Ариан-1	Семейство «Ариан»
1981 (США)	Спейс-Шаттл	23 000 (пилотируемый)
1985 (СССР)	Зенит	13740
1986 (СССР)	Протон	Орбитальная станция «Мир»
1986 (ЕКА)	Ариан-1	Спутник дистанционного зондирования Земли «Спот-1»
1987 (СССР)	Энергия	105000	19000
1988 (ЕКА)	Ариан-4	8000	4200
1988 (СССР)	Энергия- Буран!	30000
1989 (США)	Дельта-2	5000	1800
1989 (США)	Титан-4	17700	5400
1989 (США)	Титан-3	14400	5625
1990 (США)	Пегас	410
1990 (США)	Атлас-1	5700	2250
1991 (США)	Атлас-2	6580	2680
1995 (ЕКА)	Ариан-5	23000	6920

*ЕКА — Европейское космическое агентство.

Повышенный интерес к посылке людей на Марс заставил специалистов еще раз обратить свои взоры к ядерным двигателям, обеспечивающим большой удельный импульс и сокращение времени экспедиции на две трети.