Отечественные ракеты-носители. (часть II)

    Двигатели для космических полетов отличаются от земных тем, что они при возможно меньшей массе и объеме должны вырабатывать как можно большую мощность. Кроме того, к ним предъявляются такие требования, как исключительно высокая эффективность и надежность, значительное время работы. Но виду используемой энергии двигательные установки ракет-носителей подразделяются на термохимические и ядерные. Каждый из указанных типов имеет свои преимущества и недостатки и может применяться в определенных условиях. В настоящее время космические корабли, орбитальные станции и беспилотные спутники Земли выводятся в космос ракетами, оснащенными мощными термохимическими двигателями. Существуют также миниатюрные двигатели малой силы тяги. Это уменьшенная копия мощных двигателей. Некоторые из них могут уместиться на ладони. Сила тяги таких двигателей очень мала, но и ее бывает достаточно, чтобы управлять положением корабля в пространстве. Ядерные ракетные двигатели (ЯРД) еще находятся на стадии развития, но, очевидно, найдут применение на межпланетных аппаратах.

Термохимические ракетные двигатели

    Из повседневной практики известно, что в двигателе внутреннего сгорания, топке парового котла - всюду, где происходит сгорание, самое активное участие принимает атмосферный кислород. Без него нет горения. В космическом пространстве воздуха нет, поэтому для работы ракетных двигателей необходимо иметь топливо, содержащее два компонента - горючее и окислитель.     В жидкостных термохимических ракетных двигателях в качестве горючего используется спирт, керосин, бензин, анилин, гидразин, димстилгидразин, жидкий водород, а в качестве окислителя - жидкий кислород, пероксид водорода, азотная кислота, жидкий фтор. Горючее и окислитель для ЖРД хранятся раздельно, в специальных баках и под давлением или с помощью насосов подаются в камеру сгорания, где при их соединении развивается температура 3000 - 4500 °С.     Продукты сгорания, расширяясь, приобретают скорость 2500-4500 м/с, создавая реактивную тягу. Чем больше масса и скорость истечения газов, тем больше сила тяги двигателя. Насосы подают топливо к головке двигателя, в которой смонтировано большое число форсунок. Через одни из них в камеру впрыскивается окислитель, через другие - горючее. В любой машине при сгорании топлива образуются большие тепловые потоки, нагревающие стенки двигателя. Если не охлаждать стенки камеры, то она быстро прогорит, из какого материала ни была бы сделана. ЖРД, как правило, охлаждают одним из компонентов топлива. Для этого камеру делают двухстеночной. В зазоре между стенками протекает компонент топлива.     Большой удельный импульс тяги создает двигатель, работающий на жидком кислороде и жидком водороде. В реактивной струе этого двигателя газы мчатся со скоростью немногим больше 4 км/с. Температура струи около 3000°С, и состоит она из перегретого водяного пара, который образуется при сгорании водорода в кислороде. Основные данные типичных топлив для ЖРД (на Земле) приведены в таблице.

Окислитель	Горючее	Плотность, кг/м^3	Удельный импульс тяги, м/с	Удельная теплота сгорания, кДж/кг
Азотная кислота	Керосин	1400	2900	6100
Жидкий кислород	Керосин	1036	3283	9200
Жидкий кислород	Жидкий водород	345	4164	13400
Жидкий кислород	Диметилгидразин	1000	3381	9200
Жидкий фтор	Гидразин	1312	4275	9350
Основные характеристики жидких ракетных топлив

    Но у кислорода наряду с рядом достоинств есть и один недостаток - при нормальной температуре он представляет собой газ. Понятно, что применять в ракете газообразный кислород нельзя, ведь в этом случае пришлось бы хранить его под большим давлением в массивных баллонах. Поэтому уже Циолковский, первый предложивший кислород в качестве компонента ракетного топлива, говорил о жидком кислороде. Чтобы превратить кислород в жидкость, его нужно охладить до температуры -183 °С. Однако сжиженный кислород легко и быстро испаряется, даже если его хранить в специальных теплоизолированных сосудах. Поэтому нельзя, например, долго держать снаряженной ракету, двигатель которой работает на жидком кислороде. Приходится заправлять кислородный бак такой ракеты непосредственно перед пуском.     Азотная кислота не обладает таким недостатком и поэтому является «сохраняющимся> окислителем. Этим объясняется ее прочное положение в ракетной технике, несмотря на существенно меньший удельный импульс тяги, которую она обеспечивает.

    Слева - Твердотопливный Ракетный Двигатель (ТПРД)     Справа - Гибридный ракетный двигатель

ТЕРМОХИМИЧЕСКИЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

    Использование фтора - наиболее сильного из всех известных химии окислителей - позволит существенно увеличить эффективность ЖРД. Правда, жидкий фтор неудобен в эксплуатации из-за ядовитости и низкой температуры кипения (-188 °С). Но это не останавливает ракетчиков: экспериментальные двигатели на фторе уже существуют. Ф. А. Цандер предложил использовать в качестве горючего легкие металлы - литий, бериллий и др., в особенности как добавку к обычному топливу, например водородно-кислородному. Подобные «тройные композиции» способны обеспечить наибольшую возможную для химических топлив скорость истечения до 5 км/с. Но это уже, вероятно, предел ресурсов химии. Большего она практически сделать пока не может.     Эффективность двигательной установки (ДУ) с ЖРД возрастает с увеличением удельного импульса тяги и плотности топлива. Причем в последнее время предъявляется все больше требований к экологической чистоте как самих компонентов топлива, так и продуктов их сгорания. В настоящее время жидкий кислород и жидкий водород являются наилучшим высокоэффективным, экологически чистым топливом. Однако чрезвычайно низкая плотность жидкого водорода (всего 70 кг/м³) существенно ограничивает возможность его применения. Наилучшими компонентами топлива для ДУ первой ступени являются жидкий кислород и углеводородное горючее. До сих пор в качестве углеводородного горючего (УВГ) чаще всего используют керосин. Однако керосину свойственен ряд недостатков, в связи с чем рассматривается применение метана (СН₄), пропана (С₃Н₈) и сжиженного природного газа.

    1 - Камера сгорания     3 - Турбина     4 - Насос окислителя     5 - Насос горючего     7 - Газогенератор

СХЕМА ЖРД БЕЗ ДОЖИГАНИЯ ГАЗОГЕНЕРАТОРНОГО ГАЗА

    Увеличение давления в камере сгорания является вторым по важности способом повышения энергетических характеристик ЖРД. Увеличение давления в камерах ЖРД способствует также уменьшению габаритных размеров силовой установки. Следует отметить, что увеличение удельного импульса тяги ЖРД, сокращение габаритных размеров двигателей и носителя в целом может быть обеспечено применением выдвижного сопловного насадка (двухпозиционное сопло), т. е. применением сопла с высотной компенсацией.

    1 - Камера сгорания     2 - Газовод     3 - Турбина     4 - Насос окислителя     5 - Насос горючего     6 - Генераторный насос горючего     7 - Газогенератор

СХЕМА ЖРД С ДОЖИГАНИЕМ ГАЗОГЕНЕРАТОРНОГО ГАЗА

    Хотя мы и начали рассказ с ЖРД, нужно сказать, что первым был создан термохимический ракетный двигатель на твердом топливе - ТТРД. Топливо - специальный порох - находится здесь непосредственно в камере сгорания. Камера с реактивным соплом - вот и вся конструкция. РДТТ имеют много преимуществ перед двигателями на жидком топливе: они просты в изготовлении, длительное время могут храниться, всегда готовы к действию, взрывобезопасны. Но по удельному импульсу тяги РДТТ на 10 - 30% уступают жидкостным.     Разработкой отечественных топлив в течение многих лет занимались ученые Государственного института прикладной химии под руководством В. С. Шпака в городе Ленинграде. В зарубежных РН используется:     — смесевое твердое топливо на основе полибутадиенового каучука (НТРВ);     — смесевое твердое топливо на основе полибутадиенакрилнитрильного каучука (PBAN).