Россия располагает развитыми стратегическими ядерными силами, основным компонентом которых являются межконтинентальные баллистические ракеты разных типов, используемые в составе стационарных или подвижных грунтовых комплексов, а также на подводных лодках.
При определенном сходстве на уровне базовых идей и решений, изделия этого класса имеют заметные различия. В частности, используются ракетные двигатели разных типов и классов, соответствующие тем или иным требованиям заказчика.
С точки зрения особенностей силовых установок все устаревшие, актуальные и перспективные МБР можно разделить на два основных класса. Такое оружие может оснащаться жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) или двигателями на твердом топливе (РДТТ).
Оба класса имеют свои преимущества, благодаря чему находят применение в различных проектах, и пока ни один из них не смог вытеснить из своей области «конкурента». Вопрос силовых установок представляет большой интерес и стоит отдельного рассмотрения.
История и теория
Известно, что первые ракеты, появившиеся много веков назад, оснащались твердотопливными двигателями на самом простом горючем. Такая силовая установка сохраняла свои позиции до прошлого века, когда были созданы первые системы на жидком топливе.
В дальнейшем развитие двух классов двигателей шло параллельно, хотя ЖРД или РДТТ время от времени сменяли друг друга в качестве лидеров отрасли.
Пуск ракеты УР-100Н УТТХ с жидкостным двигателем. Фото Rbase.new-factoria.ruПервые дальнобойные ракеты, развитие которых привело к появлению межконтинентальных комплексов, оснащались жидкостными двигателями. В середине прошлого века именно ЖРД позволяли получить желаемые характеристики при использовании доступных материалов и технологий. Позже специалисты ведущих стран приступили к разработке новых сортов баллиститных порохов и смесового топлива, результатом чего стало появление РДТТ, пригодных для использования на МБР.К настоящему времени в стратегических ядерных силах разных стран получили распространение как жидкостные, так и твердотопливные ракеты. Любопытно, что российские МБР комплектуются силовыми установками обоих классов, тогда как Соединенные Штаты еще несколько десятилетий назад отказались от жидкостных двигателей в пользу твердотопливных. Несмотря на такую разницу подходов, обеим странам удалось построить ракетные группировки желаемого облика с требуемыми возможностями.В области межконтинентальных ракет первыми стали жидкостные двигатели. Такие изделия имеют ряд преимуществ. Жидкое горючее позволяет получить более высокий удельный импульс, а конструкция двигателя допускает изменение тяги сравнительно простыми способами. Большую часть объемов ракеты с ЖРД занимают баки топлива и окислителя, что определенным образом снижает требования к прочности корпуса и упрощает его производство.Одновременно с этим ЖРД и ракеты, оснащенные ими, не лишены недостатков. В первую очередь, такой двигатель отличается высочайшей сложностью производства и эксплуатации, негативно сказывающейся на стоимости изделия. МБР первых моделей имели недостаток в виде сложности подготовки к запуску. Заправка топлива и окислителя осуществлялась непосредственно перед стартом, а кроме того, в некоторых случаях была связана с некоторыми рисками. Все это негативным образом сказывалось на боевых качествах ракетного комплекса.
Жидкостные ракеты Р-36М в транспортно-пусковых контейнерах. Фото Rbase.new-factoria.ruРакетный двигатель твердого топлива и построенная на его основе ракета имеет положительные стороны и преимущества перед жидкостной системой. Главный плюс – меньшая стоимость производства и упрощенная конструкция. Также у РДТТ отсутствуют риски утечек агрессивного топлива, а кроме того, они отличаются возможностью более длительного хранения. На активном участке полета МБР твердотопливный двигатель обеспечивает лучшую динамику разгона, сокращая вероятность успешного перехвата.Твердотопливный двигатель проигрывает жидкостному по своему удельному импульсу. Поскольку горение заряда твердого топлива почти не поддается контролю, управление тягой двигателя, остановка или повторный запуск требуют особых технических средств, отличающихся сложностью. Корпус РДТТ выполняет функции камеры сгорания и потому должен иметь соответствующую прочность, что предъявляет особые требования к используемым агрегатам, а также негативно сказывается на сложности и стоимости производства.
ЖРД, РДТТ и СЯС
В настоящее время на вооружении стратегических ядерных сил России состоит около десятка МБР разных классов, предназначенных для решения актуальных боевых задач. Ракетные войска стратегического назначения (РВСН) эксплуатируют ракеты пяти типов и ожидают появления еще двух новых комплексов.
Такое же количество ракетных комплексов используется на подводных подлодках ВМФ, однако в интересах морской компоненты «ядерной триады» пока не разрабатываются принципиально новые ракеты.Несмотря на свой солидный возраст, в войсках все еще остаются ракеты УР-100Н УТТХ и Р-36М/М2. Подобные МБР тяжелого класса имеют в своем составе несколько ступеней с собственными жидкостными двигателями.
При большой массе (более 100 т у УР-100Н УТТХ и около 200 т у Р-36М/М2) ракеты двух типов несут значительный запас горючего, обеспечивающий отправку тяжелой головной части на дальность не менее 10 тыс. км.
Общий вид ракеты РС-28 «Сармат». Рисунок «Государственный ракетный центр» / makeyev.ruС конца пятидесятых годов в нашей стране изучалась проблематика применения РДТТ на перспективных МБР. Первые реальные результаты в этой области были получены к началу семидесятых. В последние десятилетия такое направление получило новый толчок, благодаря чему появилось целое семейство твердотопливных ракет, представляющих собой последовательное развитие общих идей и решений на основе современных технологий.В настоящее время РВСН располагает ракетами РТ-2ПМ «Тополь», РТ-2ПМ2 «Тополь-М» и РС-24 «Ярс». При этом все подобные ракеты эксплуатируются как с шахтными, так и с подвижными грунтовыми пусковыми установками. Ракеты трех типов, созданные на основе общих идей, построены по трехступенчатой схеме и оснащаются твердотопливными двигателями. Выполнив требования заказчика, авторы проектов сумели минимизировать габариты и массу готовых ракет.Ракеты комплексов РТ-2ПМ, РТ-2ПМ2 и РС-24 имеют длину не более 22,5-23 м при максимальном диаметре менее 2 м. Стартовая масса изделий – порядка 45-50 т. Забрасываемый вес, в зависимости от типа изделия, достигает 1-1,5 т. Ракеты линейки «Тополь» комплектуются моноблочной головной частью, тогда как «Ярс», по известным данным, несет несколько отдельных боевых блоков. Дальность полета – не менее 12 тыс. км.Нетрудно заметить, что при основных летных характеристиках на уровне более старых жидкостных ракет, твердотопливные «Тополи» и «Ярсы» отличаются меньшими габаритами и стартовым весом. Впрочем, при всем этом они несут меньшую полезную нагрузку.
Подвижный грунтовый комплекс «Тополь». Фото Минобороны РФВ будущем на вооружение РВСН должны поступит несколько новых ракетных комплексов. Так, проект РС-26 «Рубеж», создававшийся в качестве варианта дальнейшего развития системы «Ярс», вновь предусматривает использование многоступенчатой схемы с РДТТ на всех ступенях. Ранее появлялась информация, согласно которой система «Рубеж» предназначается для замены устаревающих комплексов РТ-2ПМ «Тополь», что и сказалось на основных особенностях ее архитектуры. По основным техническим характеристикам «Рубеж» не должен значительно отличаться от «Тополя», хотя возможно применение иной полезной нагрузки.Еще одна перспективная разработка – тяжелая МБР типа РС-28 «Сармат». По официальным данным, этот проект предусматривает создание трехступенчатой ракеты с жидкостными двигателями. Сообщалось, что ракета «Сармат» будет иметь длину порядка 30 м при стартовой массе свыше 100 т. Она сможет нести «традиционные» специальные боевые блоки или гиперзвуковую ударную систему нового типа. За счет применения ЖРД с достаточными характеристиками предполагается получить максимальную дальность полета на уровне 15-16 тыс. км.
В распоряжении военно-морского флота имеется несколько типов МБР с разными характеристиками и возможностями. Основу морской компоненты СЯС в настоящее время составляют баллистические ракеты подводных лодок семейства Р-29РМ: собственно Р-29РМ, Р-29РМУ1, Р-29РМУ2 «Синева» и Р-29РМУ2.1 «Лайнер». Кроме того, несколько лет назад в арсеналы попала новейшая ракета Р-30 «Булава». Насколько известно, сейчас российская промышленность разрабатывает несколько проектов модернизации ракет для подлодок, но о создании принципиально новых комплексов речи пока не идет.
В области отечественных МБР для подлодок наблюдаются тенденции, напоминающие о развитии «сухопутных» комплексов. Более старые изделия Р-29РМ и все варианты их модернизации имеют три ступени и оснащаются несколькими жидкостными двигателями.
При помощи такой силовой установки ракета Р-29РМ способна доставить на дальность не менее 8300 км четыре или десять боевых блоков разной мощности общей массой 2,8 т. В проекте модернизации Р-29МР2 «Синева» предусматривалось использование новых систем навигации и управления.
В зависимости от имеющейся боевой нагрузки, ракета длиной 14,8 м и массой 40,3 т способна лететь на дальность до 11,5 тыс. км.
Загрузка ракеты комплекса «Тополь-М» в шахтную пусковую установку. Фото Минобороны РФБолее новый проект ракеты для подлодок Р-30 «Булава», наоборот, предусматривал использование твердотопливных двигателей на всех трех ступенях. Среди прочего, это позволило уменьшить длину ракеты до 12,1 м и сократить стартовый вес до 36,8 т. При этом изделие несет боевую нагрузку массой 1,15 т и доставляет ее на дальность до 8-9 тыс. км. Не так давно было объявлено о разработке новой модификации «Булавы», отличающейся иными габаритами и увеличенной массой, за счет чего удастся повысить боевую нагрузку.
Тенденции развития
Хорошо известно, что в последние десятилетия российское командование сделало ставку на разработку перспективных твердотопливных ракет. Результатом этого стало последовательное появление комплексов «Тополь» и «Тополь-М», а затем «Ярс» и «Рубеж», ракеты которых комплектуются РДТТ.
ЖРД, в свою очередь, остаются только на сравнительно старых «сухопутных» ракетах, эксплуатация которых уже подходит к концу.Впрочем, полный отказ от жидкостных МБР пока не планируется. В качестве замены для имеющихся УР-100Н УТТХ и Р-36М/М2 создается новое изделие РС-28 «Сармат» с аналогичной силовой установкой.
Таким образом, жидкостные двигатели в обозримом будущем будут использоваться только на ракетах тяжелого класса, тогда как прочие комплексы будут оснащаться твердотопливными системами.Ситуация с баллистическими ракетами подводных лодок выглядит похоже, но имеет некоторые отличия.
В этой сфере так же сохраняется значительное число жидкостных ракет, но единственный новый проект предусматривает применение РДТТ. Дальнейшее развитие события можно предугадать, изучив имеющиеся планы военного ведомства: программа развития подводного флота явно указывает на то, какие ракеты имеют большое будущее, а какие со временем будут списаны.
Самоходная пусковая установка РС-24 «Ярс». Фото Vitalykuzmin.netБолее старые ракеты Р-29РМ и их последние модификации предназначаются для АПЛ проектов 667БДР и 667БДРМ, тогда как Р-30 разрабатывались для использования на новейших ракетоносцах проекта 955. Корабли семейства «667» постепенно вырабатывают свой ресурс и со временем будут списаны ввиду полного морального и физического устаревания. Вместе с ними, соответственно, флоту придется отказаться и от ракет семейства Р-29РМ, которые попросту останутся без носителей.Первые ракетные подводные крейсеры проекта 955 «Борей» уже приняты в боевой состав ВМФ, а кроме того, продолжается строительство новых подводных лодок. Это означает, что в обозримом будущем флот получит значительную группировку носителей ракет «Булава». Служба «Бореев» будет продолжаться в течение нескольких десятилетий, и поэтому ракеты Р-30 будут оставаться в строю. Возможно создание новых модификаций такого оружия, способных дополнить, а затем и заменить МБР базовой версии. Так или иначе, изделия семейства Р-30 со временем заменят устаревающие ракеты линейки Р-29РМ в роли основы морской составляющей стратегических ядерных сил.
Плюсы и минусы
Разные классы ракетных двигателей, используемые на современных стратегических ракетах, имеют свои плюсы и минусы того или иного рода. Жидкостные и твердотопливные системы превосходят друг друга по одним параметрам, но проигрывают в других.
Как следствие, заказчикам и конструкторам приходится выбирать тип силовой установки в соответствии с имеющимися требованиями.Условный ЖРД отличается от РДТТ более высокими показателями удельного импульса и иными преимуществами, что позволяет нарастить полезную нагрузку.
Одновременно с этим соответствующий запас жидкого горючего и окислителя приводит к росту габаритов и массы изделия. Таким образом, жидкостная ракета оказывается оптимальным решением в контексте развертывания большого числа шахтных пусковых установок.
На практике это означает, что в настоящее время значительная часть пусковых шахт занята ракетами Р-36М/М2 и УР-100Н УТТХ, а в будущем их заменят перспективные РС-28 «Сармат».Ракеты типа «Тополь», «Тополь-М» и «Ярс» используются как с шахтными установками, так и в составе подвижных грунтовых комплексов.
Последняя возможность обеспечена, в первую очередь, малым стартовым весом ракет. Изделие массой не более 50 т можно разместить на специальном многоосном шасси, чего не сделаешь с существующими или гипотетическими жидкостными ракетами. Новый комплекс РС-26 «Рубеж», рассматриваемый в качестве замены для «Тополя», так же основывается на похожих идеях.
Ракета подводных лодок Р-29РМ. Рисунок «Государственный ракетный центр» / makeyev.ruХарактерная черта ракет с РДТТ в виде сокращения габаритов и массы также имеет значение в контексте вооружений флота. Ракета для подлодки должна иметь минимальные размеры. Соотношение габаритов и летных характеристик ракет Р-29РМ и Р-30 показывает, как именно можно использовать подобные преимущества на практике. Так, в отличие от своих предшественников, новейшие АПЛ проекта 955 не нуждаются в крупной надстройке, прикрывающей верхнюю часть пусковых установок.Впрочем, сокращение массы и габаритов имеет свою цену. Более легкие твердотопливные ракеты отличаются от других отечественных МБР меньшей боевой нагрузкой. Кроме того, специфика РДТТ приводит к менее высокому весовому совершенству в сравнении с жидкостными ракетами. Однако, по всей видимости, подобные проблемы решаются путем создания более эффективных боевых частей и систем управления.
***
Несмотря на длительные научные и конструкторские работы, а также массу споров, условное противостояние жидкостных и твердотопливных двигателей пока не закончилось безусловной победой одного из «конкурентов». Наоборот, российские военные и инженеры пришли к взвешенному выводу.
Двигатели разных типов используются в тех сферах, где могут показать наилучшие результаты. Таким образом, легкие ракеты для сухопутных мобильных комплексов и подводных лодок получают РДТТ, тогда как тяжелые ракет с шахтным пуском и сейчас, и в будущем должны комплектоваться жидкостными установками.
В существующей ситуации, с учетом имеющихся возможностей и перспектив, подобный подход выглядит наиболее логичным и удачным. Он позволяет на практике получить максимальные результаты при заметном сокращении влияния негативных факторов.
Вполне возможно, что такая идеология будет сохраняться и в будущем, в том числе и с применением перспективных технологий.
Это означает, что в ближайшем и в отдаленном будущем российские стратегические ядерные силы смогут получать современные межконтинентальные баллистические ракеты с максимально возможными характеристиками и боевыми качествами, прямо влияющими на эффективность сдерживания и безопасность страны.По материалам сайтов:http://ria.ru/http://tass.ru/http://interfax.ru/http://flot.com/http://rbase.new-factoria.ru/http://kapyar.ru/http://missiles.ru/
http://makeyev.ru/
Сага о ракетных топливах
А его и не будет, что бы не спамить, всё описано в «послесловии». Обязательно его прочтите, что бы не было диссонанса с более ранними ми. Статью пришлось переделать 01.03.2017 и она отличается от первоначальной. Achtung! Не стоит рассматривать эту статью, как некий научный труд или претензия на нобелевку. Тем более:«… И нет ничего нового под солнцем» (Экклизиаст 1:9). О топливах, ракетах ракетных двигателях писалось, пишут и будут писать. Одной из первых работ по топливам ЖРД можно считать книгу В.П.Глушко «Жидкое топливо для реактивных двигателей», изданную в 1936 г.
Для меня тема показалась интересной, связанной с моей бывшей специальностью и учёбой в ВУЗе, тем паче «приволок» её мой младший отпрыск «шеф давай замесим, что нить такое и запустим, а если лень, то мы сами сообразим». Видимо лавры Лин Индастриал» не дают покоя.
Так хочется правильно взорвать свой ракетный двигатель. «Соображать» будем вместе, под строгим родительским контролем.
«Ключ на старт»… «Поехали»! (Ю.А. Гагарин& С.П. Королёв)
Какой бы тип РД (схема, характер процесса) не применялся в ракетной технике его целевое предназначение: создание тяги (силы), путём преобразования исходной энергии, запасённой в РТ в кинетическую энергию (Ек) реактивной струи рабочего тела. Ек реактивной струи в РД преобразуются разные виды энергии (химическая, ядерная, электрическая). Для химических двигателей топливо можно разделить по фазовому состоянию: газообразное, жидкое, твёрдое, смешанное.
Часть №1-топлива для ЖРД или жидкие ракетные топлива
Классификация химических топлив для ракетных двигателей (общепринятая):
Термины и сокращенияЖРД(РД)-жидкостный ракетный двигатель. Тяга ЖРД—равнодействующая реактивной силы ЖРД и сил давления окружающей среды, действующих на его внешние поверхности, за исключением сил внешнего аэродинамического сопротивления. Различают тягу на земле (на уровне моря) и в пустоте. Удельный импульс тяги ЖРД (удельный импульс ЖРД),- отношение тяги ЖРД к массовому расходу топлива ЖРД. Аналогично тяге удельный импульс ЖРД максимален в пустоте и соответственно уменьшается при наличии давления окружающей среды. Удельная масса ЖРД — отношение массы залитого ЖРД к его наибольшей тяге на основном режиме, причем масса залитого ЖРД определяется массой ЖРД (массой конструкции ЖРД) и компонентов топлива, заполняющих его трубопроводы и агрегаты при работе. Тип ЖРТ. Обычно каждую ДУ конструируют для вполне определенного топлива, причем от него в значительной степени зависят удельные параметры ЖРД и ДУ и эффективность их применения в составе ракеты (или ЛА). Время работы ЖРД — время от первой команды на запуск ЖРД до первой команды на его выключение. Для ЖРД многократного включения время работы равно суммарному времени работы ЖРД, соответствующему всем циклам работы. ХРТ-химическое ракетное топливо. ЖРТ-жидкие ракетные топлива. ТНА-турбонасосный агрегат. КС- камера сгорания.
Удельный импульс (Iуд).
Реактивная тяга (Р или Fр). КМ-конструкционные материалы. ДУ-двигательная установка. О-окислитель. Г-горючее. Ракетное топливо (ТК, чтобы не путать с РТ, см. ниже)-вещество, подвергающееся химическим, ядерным или термоэлектрическим реакциям в ракетном двигателе, для создания его тяги. Рабочее тело (РТ) — вещество, с которым происходят различные физико-химические преобразования внутри РД, составляющие его рабочий процесс.
Стехиометрическое соотношение компонентов топлива (Km0)(подробнее-кликнуть)-отношение массы окислителя к массе горючего при стехиометрических реакциях.
Состав топлива-горючая и негорючая части (в общем случае).
Виды топлив(в общем случае).
Химическим источником тепловой энергии для РД в общем случае можно считать химическую реакцию компонентов РТ.
Начну вещать с Km0. Это очень важное соотношение для РД: топливо может гореть по-разному в РД (химическая реакция в РД-это не обычное горение дров в камине, где в качестве окислителя выступает кислород воздуха).
Горение (точнее окисление) топлива в камере ракетного двигателя–это, в первую очередь, химическая реакция окисления с выделением тепла.
А протекание химических реакций существенно зависит от того, сколько веществ (их соотношение) вступает в реакцию.
Как засыпаться на защите курсового проекта, экзамена или сдаче зачёта. / Дмитрий Завистовский
Значение Km0 зависит от валентности, которую могут проявлять химические элементы в теоретической форме уравнения химической реакции. Пример для ЖРТ: АТ+НДМГ.
Важный параметр-коэффициент избытка окислителя (обозн. греческой «α» с индексом «ок.») и массовое соотношение компонентов Kм.
Kм=(dmок./dt)/(dmг../dt), т.е. отношение массового расхода окислителя к массовому расходу горючего. Он специфичен для каждого топлива. В идеальном случае представляет собой стехиометрическое соотношение окислителя и горючего, т.е.
показывает сколько кг окислителя нужно для окисления 1 кг горючего. Однако реальные значения отличаются от идеальных. Соотношение реального Kм к идеальному и есть коэффициент избытка окислителя. 
Как правило αок.
Как это работает. Ракетный двигатель
Объединенная двигателестроительная корпорация
Полеты в космос, одно из самых вдохновляющих достижений человечества, невозможны без ракетного двигателя. С одной стороны, принцип его работы максимально прост, а с другой – всего несколько стран могут похвастаться ракетными двигателями собственного производства.
С момента старта Гагарина и по сей день все российские космонавты поднимаются с поверхности Земли двигателями РД-107/108. Серийное производство этих исключительно надежных двигателей продолжается на самарском предприятии Ростеха «ОДК-Кузнецов». Рассказываем о том, как устроен и работает космический двигатель-долгожитель РД-107/108.
Космически просто
И правда, объяснить принцип действия реактивных двигателей, к которым относятся и ракетные двигатели, можно даже ребенку. Для этого достаточно отпустить надутый воздушный шарик, который под влиянием выталкиваемого воздуха полетит в противоположном направлении.
Движение и шарика, и ракеты происходит согласно третьему закону Ньютона: действию всегда есть равное и противоположное противодействие. Действие из ничего не возникает. Чтобы обеспечить действие, требуется энергия. В шарике это потенциальная энергия сжатого, в меру возможностей ваших легких, воздуха.
Отличие ракеты заключается в том, что для выхода за пределы атмосферы требуется выбрасывать большие массы вещества с очень большой скоростью, что требует подвода огромного количества энергии. Это и делает ракетный двигатель.
Космический центр «Восточный» / Роскосмос
Самым распространенным типом двигателей для космических программ сегодня являются жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), в которых в качестве топлива используются жидкие горючее и окислитель. К этому типу относится и российский РД-107/108.
Жидкостные двигатели – на сегодняшний момент самые мощные и универсальные ракетные двигатели, с помощью которых совершается большинство полетов в космос. Они отличаются высоким удельным импульсом, то есть при меньшей массе израсходованного топлива создают большую тягу.
Кроме того, ЖРД позволяют активно управлять уровнем тяги и могут использоваться много раз.
При этом по сравнению с другими видами ракетных двигателей, например твердотопливными, они значительно сложнее и дороже, поэтому основная их сфера применения – космонавтика и обеспечение выведения орбитальных и межпланетных аппаратов.
Как работает жидкостный ракетный двигатель
Чтобы получить полезное действие, достаточное для прорыва в космос, нужно получить большое количество энергии − эффективно сжечь большое количество топлива. Как известно, любой процесс горения представляет собой химическую реакцию окисления.
И если на Земле для других видов тепловых двигателей в качестве окислителя можно использовать атмосферный кислород, то для ракетного двигателя, и тем более в космосе, окислитель и горючее надо иметь непосредственно на ракете, и лучше всего в максимально плотном и удобном для подачи жидком виде.
В РД-107/108 в качестве окислителя используется жидкий кислород, а в качестве горючего – керосин.
Объединенная двигателестроительная корпорация
В камере сгорания подаваемые специальными насосами в нужном количестве и с необходимым давлением окислитель и горючее смешиваются и сгорают.
Горячие (с температурой в несколько тысяч градусов) продукты сгорания в конструкции особого профиля – сверхзвуковом сопле Лаваля – разгоняются до многократно сверхзвуковых скоростей и уходят в пространство.
Если умножить сумму секундных расходов масс горючего и окислителя на скорость выхода продуктов сгорания из сопла, можно в первом приближении получить силу тяги двигателя. Так, в общих чертах, можно описать схему работы жидкостного ракетного двигателя.
Устройство РД-107/108
Двигатель РД-107/108 состоит из четырех камер сгорания, турбонасосного агрегата, газогенератора, испарителя азота для наддува баков ракеты и комплекта агрегатов автоматики. Для управления полетом ракеты на двигателях имеются рулевые камеры: два на РД-107 и четыре на РД-108.
Несоизмеримые с возможностями существующих металлов температуры горения и продуктов сгорания, большое количество выделяемого тепла требуют охлаждения стенок камеры сгорания и сопла.
В РД-107/108 эта инженерная задача решается двухстеночной конструкцией камеры сгорания и сопла и организацией охлаждения стенки со стороны горячего тракта подачей горючего (керосина) в камеру сгорания через межстеночные пространства.
Вторая особенность РД-107/108 − открытая схема сброса генераторного газа. Окислитель и горючее хранятся в отдельных баках и подаются в систему с помощью турбонасосного агрегата (ТНА).
Для привода насосов горючего и окислителя используется турбина, в качестве рабочего тела для которой используется парогаз – продукт каталитического разложения пероксида водорода.
Выхлопы турбины выбрасываются за срез сопла.
Рекордсмен космоса
Разработка двигателей РД-107 и РД-108 проходила в 1954–1957 годах под руководством выдающегося конструктора Валентина Глушко. Двигатели предназначались для первой в мире межконтинентальной баллистической ракеты Р-7, модификация которой в 1957 году доставила в космос первый искусственный спутник Земли.
В 1961 году двигатели обеспечили первый полет человека в космос. На протяжении более 60 лет российские ракеты «Союз» поднимаются в небо с помощью двигателей РД-107/108 и их модификаций.
Серийное производство двигателей налажено на самарском заводе «ОДК-Кузнецов», входящем в Объединенную двигателестроительную корпорацию Ростеха.
Программа РД-107/108 продолжает развиваться, создаются новые модификации – всего разработано 18 вариантов для различных программ. Сегодня модификациями двигательных установок РД-107А/РД-108А оснащаются I и II ступени всех ракет-носителей среднего класса типа «Союз». Все пилотируемые и до 80% грузовых космических кораблей в России взлетают благодаря этим двигателям.
РД-107/108 уже поставил свой космический рекорд по долголетию. Конечно, когда-нибудь и его время пройдет, но сегодня запас для совершенствования двигателя еще не исчерпан.
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель – это двигатель, топливом для которого служат сжиженные газы и химические жидкости. В зависимости от количества компонентов ЖРД делятся на одно-, двух- и трехкомпонентные.
Краткая история развития
Впервые использование сжиженного водорода и кислорода как топлива для ракет предложил К.Э. Циолковский в 1903 году. Первый прототип ЖРД создал американец Роберт Говард в 1926 году. Впоследствии подобные разработки проводились в СССР, США, Германии. Самых больших успехов добились немецкие ученые: Тиль, Вальтер, фон Браун.
Во время Второй мировой войны они создали целую линейку ЖРД для военных целей. Есть мнение, что создай Рейх «Фау-2» раньше, они бы выиграли войну. Впоследствии холодная война и гонка вооружений стали катализатором для ускорения разработок ЖРД с целью применения их в космической программе.
При помощи РД-108 были выведены на орбиту первые искусственные спутники Земли.
Сегодня ЖРД используется в космических программах и тяжелом ракетном вооружении.
Сфера применения
Как уже было сказано выше, ЖРД используется в основном как двигатель космических аппаратов и ракет-носителей. Основными преимуществами ЖРД есть:
- наивысший удельный импульс в классе;
- возможность выполнения полной остановки и повторного запуска в паре с управляемостью по тяге дает повышенную маневренность;
- значительно меньший вес топливного отсека в сравнении со твердотопливными двигателями.
- более сложное устройство и дороговизна;
- повышенные требования к безопасной транспортировке;
- в состоянии невесомости необходимо задействовать дополнительные двигатели для осаждения топлива.
Однако основным недостатком ЖРД является предел энергетических возможностей топлива, что ограничивает космическое освоение с их помощью до расстояния Венеры и Марса.
Устройство и принцип действия
Принцип действия ЖРД один, но он достигается при помощи разных схем устройств. Горючее и окислитель при помощи насосов поступают из разных баков на форсуночную головку, нагнетаются в камеру сгорания и смешиваются. После возгорания под давлением внутренняя энергия топлива превращается в кинетическую и через сопло вытекает, создавая реактивную тягу.
Топливная система состоит из топливных баков, трубопроводов и насосов с турбиной для нагнетания топлива из бака в трубопровод и клапана-регулятора.
Насосная подача топлива создает высокое давление в камере и, как следствие, большее расширение рабочего тела, за счет которого достигается максимальное значение удельного импульса.
Форсуночная головка – блок форсунок для осуществления впрыска топливных компонентов в камеру сгорания. Основное требование к форсунке – качественное смешивание и скорость подачи топлива в камеру сгорания.
Система охлаждения
Хотя доля теплоотдачи конструкции в процессе сгорания незначительна, проблема охлаждения актуальна ввиду высокой температуры горения (>3000 К) и грозит термическим разрушением двигателя. Выделяют несколько типов охлаждения стенок камеры:
- Регенеративное охлаждение базируется на создании полости в стенках камеры, через которую проходит горючее без окислителя, охлаждая стенку камеры, а тепло вместе с охладителем (горючим) возвращается обратно в камеру.
- Пристенный слой – это созданный из паров горючего слой газа у стенок камеры. Достигается этот эффект путем установки по периферии головки форсунок подающих только горючее. Таким образом горючая смесь испытывает недостаток окислителя, и горение у стенки происходит не так интенсивно, как в центре камеры. Температура пристенного слоя изолирует высокие температуры в центре камеры от стенок камеры сгорания.
- Абляционный метод охлаждения жидкостного ракетного двигателя осуществляется нанесением на стенки камеры и сопел специального теплозащитного покрытия. Покрытие при высоких температурах переходит из твердого состояния в газообразное, поглощая большую долю тепла. Данный метод охлаждения жидкостного ракетного двигателя использовался в лунной программе «Аполлон».
Запуск ЖРД очень ответственная операция в плане взрывоопасности при сбоях в ее осуществлении.
Есть самовоспламеняющиеся компоненты, с которыми не возникает трудностей, однако при использовании для воспламенения внешнего инициатора необходима идеальная согласованность подачи его с компонентами топлива. Скопление несгоревшего топлива в камере имеет разрушительную взрывную силу и сулит тяжелые последствия.
Запуск больших жидкостных ракетных двигателей проходит в несколько ступеней с последующим выходом на максимальную мощность, в то время как малые двигатели запускаются с моментальным выходом на стопроцентную мощность.
Система автоматического управления жидкостных ракетных двигателей характеризируется выполнением безопасного запуска двигателя и выхода на основной режим, контролем стабильной работы, регулировкой тяги согласно плану полета, регулировкой расходников, отключением при выходе на заданную траекторию. Вследствие не поддающихся расчетам моментов ЖРД оснащается гарантийным запасом топлива, чтобы ракета могла выйти на заданную орбиту при отклонениях в программе.
Компоненты топлива и их выбор в процессе проектирования являются решающими в схеме построения жидкостного ракетного двигателя. Исходя из этого, определяются условия хранения, транспортировки и технологии производства.
Важнейшим показателем сочетания компонентов является удельный импульс, от которого зависит распределение процента массы топлива и груза. Размеры и масса ракеты рассчитываются при помощи формулы Циолковского.
Кроме удельного импульса, плотность влияет на размер баков с компонентами горючего, температура кипения может ограничивать условия эксплуатации ракет, химическая агрессивность свойственна всем окислителям и при несоблюдении правил эксплуатации баков может стать причиной возгорания бака, токсичность некоторых соединений топлива может нанести серьезный вред атмосфере и окружающей среде. Поэтому фтор хотя и является лучшим окислителем, чем кислород, не используется ввиду своей токсичности.
Однокомпонентные жидкостные ракетные двигатели как топливо используют жидкость, которая, взаимодействуя с катализатором, распадается с выходом горячего газа.
Основное преимущество однокомпонентных ЖРД в простоте их конструкции, и хотя удельный импульс таких двигателей небольшой, они идеально подходят как двигатели с малой тягой для ориентации и стабилизации космических аппаратов.
Данные двигатели используют вытеснительную систему подачи горючего и ввиду небольшой температуры процесса не нуждаются в системе охлаждения. К однокомпонентным двигателям относятся также газореактивные двигатели, которые используются в условиях недопустимости тепловых и химических выхлопов.
В начале 70-х годов США и СССР разрабатывали трехкомпонентные жидкостные ракетные двигатели, которые использовали бы в качестве горючего водород и углеводородное горючее. Таким образом двигатель работал бы на керосине и кислороде при запуске и переключался на жидкий водород и кислород на большой высоте. Примером трехкомпонентного ЖРД в России есть РД-701.
Управление ракетой впервые было применено в ракетах «Фау-2» при использовании графитных газодинамических рулей, однако это снижало тягу двигателя, и в современных ракетах используются поворотные камеры, прикрепленные к корпусу шарнирами, создающими маневренность в одной или двух плоскостях. Кроме поворотных камер, используются также двигатели управления, которые закреплены соплами в противоположном направлении и включаются при необходимости управления аппаратом в пространстве.
ЖРД закрытого цикла – это двигатель, один из компонентов которого газифицируется при сжигании при небольшой температуре с малой частью другого компонента, полученный газ выступает как рабочее тело турбины, а после подается в камеру сгорания, где сгорает с остатками топливных компонентов и создает реактивную тягу. Основным недостатком данной схемы есть сложность конструкции, но при этом удельный импульс увеличивается.
Перспектива увеличения мощности жидкостных ракетных двигателей
В российской школе создателей ЖРД, руководителем которой долгое время был академик Глушко, стремятся к максимальному использованию энергии топлива и, как следствие, предельно возможному удельному импульсу. Так как максимальный удельный импульс можно получить лишь при повышении расширения продуктов сгорания в сопле, все разработки ведутся на поиски идеальной топливной смеси.
ЖИ́ДКОСТНЫЙ РАКЕ́ТНЫЙ ДВИ́ГАТЕЛЬ
Авторы: С. В. Мосолов
ЖИ́ДКОСТНЫЙ РАКЕ́ТНЫЙ ДВИ́ГАТЕЛЬ (ЖРД), реактивный двигатель, не использующий для работы окружающую среду и работающий на жидком ракетном топливе. Может функционировать в атмосфере и в космич. (межпланетном) пространстве.
ЖРД – осн. тип двигателей на космич. кораблях, широко применяется также в высотных исследованиях и боевых баллистич. ракетах дальнего действия, зенитных управляемых ракетах; ограниченно – в боевых ракетах др. классов, на эксперим. самолётах и др.
По назначению различают ЖРД основные (маршевые), разгонных блоков, верхних ступеней, корректирующие, тормозные, рулевые, микроракетные (могут работать в импульсном режиме). Топливо ЖРД может быть однокомпонентным и двухкомпонентным (горючее и окислитель); большинство совр. ЖРД работают на двухкомпонентном топливе.
ЖРД состоит из камеры сгорания (КС), сопла, турбонасосного агрегата подачи топлива, газогенератора, системы автоматики, органов регулирования, системы зажигания, телеметрич. датчиков, вспомогат. агрегатов (теплообменников, рулевых приводов и др.), рамы и др. Ведутся работы по созданию трёхкомпонентных ЖРД.
Горючее и окислитель впрыскиваются под давлением в КС через форсунки, перемешиваются, испаряются и воспламеняются. Воспламенение (зажигание) топлива может осуществляться химич., пиротехнич. и электрич. средствами.
Топливо после воспламенения горит при высоких давлениях (в некоторых случаях до 15–25 МПа и более). При горении топлива образуются газообразные продукты сгорания (рабочее тело), нагретые до темп-ры 3700–3900 К, которые истекают из камеры сгорания в окружающее пространство через сопло.
Для целостности конструкции КС при такой темп-ре необходимо непрерывное её охлаждение. Оно может осуществляться, напр., с помощью горючего, протекающего перед поступлением в смесительную головку по каналам внешней системы охлаждения камеры сгорания. Такой способ охлаждения называется регенеративным.
По мере движения продуктов сгорания по длине сопла их темп-ра и давление уменьшаются, а скорость возрастает, переходя порог скорости звука в миним. (критическом) сечении сопла. На выходе из сопла скорость истечения достигает 2700–4500 м/с.
Тяга, создаваемая каждым килограммом газов, вытекающих из двигателя в 1 с, называется удельным импульсом тяги. Чем выше скорость истечения, тем больше удельный импульс и, следовательно, тем совершеннее топливо и двигатель.
Различают ЖРД с турбонасосной подачей топлива без дожигания продуктов сгорания (открытая схема), в котором продукты газогенерации после срабатывания в турбине выбрасываются в окружающую среду через вспомогат.
сопла (давление в камерах сгорания 4,9–7,8 МПа), и ЖРД с дожиганием (закрытая, или замкнутая, схема), в котором продукты газогенерации после срабатывания в турбине направляются в камеру ЖРД для дожигания. Такие ЖРД не имеют потерь удельного импульса, обусловленных необходимостью привода в действие турбонасосного агрегата, и уровень давления в КС достигает 14,7–26,5 МПа.
Историческая справка
Принципиальная схема ЖРД разработана К. Э. Циолковским в 1903, доказавшим возможность использования ЖРД для полётов в космос. Учёный также указал наиболее выгодные ракетные топлива и исследовал вопросы устройства осн. агрегатов. Практич.
работы по созданию были начаты в 1921 в США Р. Годдардом, осуществившим в 1926 первый в мире запуск ракеты с ЖРД. В кон. 1920-х – нач. 1930-х гг. к разработке ЖРД приступили в СССР, Германии и др. странах. В 1931 были испытаны первые рос.
ЖРД – ОРМ (опытный ракетный мотор) и ОРМ-1, созданные В. П. Глушко в ленингр. Газодинамич. лаборатории (ГДЛ). В 1933 испытана двигательная установка ОР-2 конструкции Ф. А. Цандера, а двигатель-10, созданный моск.
Группой изучения реактивного движения (ГИРД), обеспечил полёт жидкостной ракеты.
До нач. 2-й мировой войны в СССР и США появились опытные образцы ЖРД с тягой до нескольких сотен кг, предназначенные для эксперим. ЛА.
В Германии во время 2-й мировой войны в процессе проводившихся интенсивных работ в области ракетной техники были созданы разнообразные типы ЖРД боевого назначения, многие из которых производились серийно.
Лучшими были ЖРД зенитной управляемой ракеты «Вассерфаль» и баллистич. ракеты Фау-2. Первыми серийными рос. ЖРД стали двигатели РД-1 и РД-1Х3, созданные к концу войны в ГДЛ-ОКБ.
Дальнейшее развитие ЖРД определили начатые в сер. 1950-х гг. в СССР и США программы по созданию межконтинентальных баллистич. ракет и ракет-носителей (РН). Для их реализации были созданы мощные, экономичные и компактные ЖРД, работающие на кислородно-керосиновом топливе. В 1960-х гг.
созданы ЖРД, работающие на высококипящих топливах, и кислородно-водородные ЖРД. Впервые идея замкнутой схемы была разработана в кон. 1950-х гг. в СССР в НИИ-1 (ныне Исследовательский центр им. М. В. Келдыша) и реализована в 1960. Эти ЖРД с сер. 1960-х гг. широко применяются на РН (напр., «Протон», Н-1).
Наряду с мощными маршевыми ЖРД созданы многочленные ЖРД средней и малой тяги.
В 1970–90-х гг. создан один из самых мощных в мире четырёхкамерных ЖРД – РД-170 (давление в камере сгорания 24,5 МПа, тяга на земле/в вакууме 7200/7900 кН) для первых ступеней ракетно-космич.
комплекса «Энергия – Буран» и его модификации РД-171 для РН «Зенит», а также высокоресурсный маршевый двигатель РД-0120 тягой 1961 кН для 2-й ступени РН «Энергия» на энергоёмких компонентах топлива (кислород – керосин); на стратегич.
ракете Р-36М («Сатана») установлен двигатель РД-264 тягой 4520 кН с давлением в камере сгорания 20,6 МПа. Для орбитального корабля «Буран» впервые в мировой практике для космич. аппарата использован криогенный окислитель – жидкий кислород и горючее – синтетич.
углеводород синтин, что существенно повысило энергетич. возможности орбитального корабля и сделало его эксплуатацию более безопасной и экологически чистой.
В 2001 успешно проведено первое огневое испытание кислородно-керосинового двигателя РД-191 (замкнутая схема), созданного для 1-й ступени семейства рос. РН «Ангара»; в 2005 разработан четырёхкамерный ЖРД РД-0124 (замкнутая схема) для установки на 3-ю ступень РН «Союз-2-1Б».
Крупнейшие из зарубежных организаций, занятых разработкой ЖРД, находятся в США. Ведущая фирма – «Rocketdyne», разработавшая: в 2000 кислородно-водородный двигатель RS-68 (открытая схема, тяга 3230 кН) для установки на ракете Delta 4, в 2002 – кислородно-водородный ЖРД RS-83 (замкнутая схема) тягой 2900 кН в рамках программы НАСА «Космическая пусковая инициатива» SLI (Space Launch Initiative).
Большинство рос. космич. ЖРД, обеспечивших полёты первых рос. искусств. спутников Земли, искусств. спутников Солнца, Луны, Марса, автоматич. станций на Луну, Венеру и Марс, космич.
кораблей, всех геофизич. и др. ракет в 1949 – 70-х гг., создано под рук. В. П. Глушко, А. М. Исаева, С. А. Косберга, М. В. Мельникова и др. конструкторов.
ЖРД получили широкое развитие в США, Великобритании, Франции и др. странах.
Дальнейшее развитие ЖРД связано с поиском и освоением новых топлив и разработкой новых технич. принципов, обеспечивающих дальнейшее увеличение кпд и уменьшение габаритов и массы ЖРД. Ведутся работы над созданием двигательных установок для многоразовых средств выведения на базе ЖРД и воздушно-реактивных двигателей.
Загрузка...
