В конце 2012 года профессор Академии наук Китая Ян Цзюань представила перевод своей статьи, описывающей прототип уникального электромагнитного ракетного двигателя. На бумаге он выглядит гораздо интереснее имеющихся сегодня ионных двигателей хотя бы потому, что не требует расхода рабочего тела, но в этом и главная причина сомнений. Совсем недавно о таком типе электрического ракетного двигателя можно было только мечтать.
В отличие от всех иных типов ракетных двигателей, здесь ускорение должно достигаться за счёт направленного микроволнового излучения. О том, что электромагнитные волны создают давление, было известно ещё со времён Максвелла, однако описание принципов работы EmDrive вызывает множество вопросов.
Образно говоря, такой двигатель похож на микроволновку, к которой добавили резонирующую полость в виде замкнутого усечённого конуса. По идее, излучаемые микроволны оказывают давление на внутреннюю полость, которое не компенсируется только в одном направлении. Так (по мнению госпожи Цзюань) у EmDrive возникает реактивная тяга.
К сожалению, такой принцип работы EmDrive вызывает множество сомнений и напоминает печальный опыт установки экспериментального «движителя без выброса реактивной массы» на спутник «Юбилейный» в 2008 году.
Радует то, что EmDrive хотя бы не относится к пресловутым инерциоидам – типу устройств, работоспособность которых без взаимодействия с внешней средой невозможна. Сомнения касаются и большинства заявленных характеристик. Помимо того что в сравнении с лучшими ионными двигателями EmDrive обещает обеспечить больший срок службы, декларируется примерно в десять раз меньшая масса при той же мощности и большей (720 мН) тяге. Подробнее об истории разработки EmDrive смотрите статью Евгения Золотова.
При исследованиях дальнего космоса энергию для EmDrive, скорее всего, будут вырабатывать привычные модули РИТЭГ. Во внутренней области Солнечной системы (условно – до главного пояса астероидов) можно ограничиться солнечными батареями. Срок автономной работы КА с электромагнитным двигателем и солнечными батареями будет практически ограничен только износом, так как у него на борту нет расходуемых компонентов.
=====Ионные и плазменные двигатели =====
В отличие от химических реактивных двигателей, ионные не производят внезапного и очень эффектного выброса раскаленных газов, которые, собственно, и толкают традиционные ракеты. Их тяга обычно измеряется не в тоннах, а в граммах. Если такой двигатель на Земле положить на стол, у него не хватит сил сдвинуться с места. Но все, что эти двигатели недобирают в тяге, они более чем компенсируют продолжительностью работы; в вакууме открытого космоса они способны работать годами.
Типичный ионный двигатель напоминает внутренность телевизионной трубки - кинескопа. Электрический ток разогревает нить, которая, в свою очередь, создает поток ионизированных атомов, например, ксенона, которые затем выбрасываются через сопло. Вместо струи раскаленного, взрывного газа ионный двигатель выбрасывает слабый, но постоянный поток ионов.
Недавно в рамках проекта HyperV были собраны через Kickstarter средства на доработку импульсного плазменного двигателя. В качестве рабочего тела сгодятся практически любые газы. Сам двигатель обещает быть гораздо дешевле в производстве и эксплуатации, чем имеющиеся аналоги.
Главное преимущество заключается в универсальности. За счёт регулирования соотношения тяги к удельному импульсу один двигатель можно использовать для разных задач.
Плазменный двигатель представляет собой более мощную версию ионного. В качестве примера такого двигателя можно назвать VASIMR (variable specific impulse magnetoplasma rocket - магнитоплазменная ракета с переменным удельным импульсом); для разгона в космосе в нем используется мощный поток плазмы. Этот двигатель разработан астронавтом и инженером Франклином Чанг-Диасом. Водород в нем разогревается до температуры в несколько миллионов градусов при помощи радиоволн и магнитных полей. Очень горячая плазма выбрасывается затем через сопло ракеты, развивая при этом значительную тягу. На Земле прототипы таких двигателей уже созданы и испытаны, но в космос ни один из них еще не летал. Некоторые разработки предлагают использовать для разогрева плазмы в двигателе солнечную энергию. Другие предполагают использовать энергию ядерного распада (при этом, естественно, возникают дополнительные проблемы безопасности - ведь придется отправлять в космос большое количество ядерных материалов, а космические аппараты подвержены всяческим случайностям).
Но ни у ионного, ни у плазменного двигателя не хватит сил, чтобы доставить нас к звездам. Для этого потребуются реактивные двигатели, основанные на совершенно иных принципах. Одна из серьезных проблем при разработке звездолета - это чудовищное количество топлива, необходимое для путешествия даже к ближайшей звезде, и большой промежуток времени, который потребуется на это путешествие.
Теоретически гигантский солнечный парус может развить скорость до половины скорости света. Кораблю с таким парусом на дорогу до ближайших звезд потребовалось бы всего около восьми лет. Движитель на этом принципе хорош еще и тем, что все его принципы уже известны. Для его создания не требуется открывать новых физических законов. Зато в полный рост встают другие проблемы - и экономические, и технические. Сооружение паруса поперечником в несколько сотен километров, а также строительство на Луне тысяч мощных лазеров представляют собой очень серьезную инженерную проблему - и необходимые для реализации проекта технологии появятся, возможно, еще не скоро. (Главная проблема межзвездного солнечного паруса - возвращение назад. Чтобы привести корабль обратно к Земле, придется строить на луне у звезды-цели вторую батарею лазеров. Или совершить около этой звезды стремительный гравитационный маневр, который поможет набрать скорость для обратного пути. Тогда лазеры на Луне можно будет использовать для торможения паруса, чтобы корабль мог спокойно сесть на Землю.)
=====Прямоточный термоядерный двигатель =====
Во Вселенной более чем достаточно водорода, так что корабль с таким двигателем мог бы собирать водород-т. е. топливо - по пути, в процессе движения в открытом космосе. По существу, у такого двигателя был бы неистощимый и всегда доступный источник топлива. Собранный водород затем нагревался бы до нескольких миллионов градусов - достаточно для термоядерного синтеза - и высвобождал энергию.
Принцип прямоточного ядерного двигателя предложил в 1960 г. физик Роберт Буссард; позже его популяризацией занимался и Карл Саган. Буссард рассчитал, что прямоточный термоядерный двигатель весом около 1000 т мог бы теоретически поддерживать постоянное ускорение, равное 1 g, т.е. сравнимое с действием земной силы тяжести. Представим, что такое ускорение поддерживается в течение года. За это время корабль разгонится до 77% скорости света; этого уже вполне достаточно, чтобы всерьез рассматривать перспективы межзвездных путешествий.
Результаты этих исследований оказались весьма спорными. Ракеты получались чрезвычайно сложными, и испытания часто заканчивались неудачей. В ядерном двигателе возникали очень сильные вибрации, оболочки тепловыделяющих сборок лопались, и ракета разваливалась. Другой постоянной проблемой была коррозия из-за горения водорода при высокой температуре. В конце концов в 1972 г. Ядерная ракетная программа была закрыта.
=====Импульсный ядерный двигатель =====
Еще одна теоретическая возможность - использовать в качестве движителя серию ядерных мини-бомб. К примеру, проект «Орион» предусматривал последовательное выбрасывание небольших термоядерных бомб позади корабля, чтобы он мог «оседлать» ударную волну от их взрывов. Теоретически такая система может разогнать космический корабль до скорости, близкой к скорости света.
В конце 1950-х и в 1960-х гг. были проведены тщательные расчеты для межзвездного корабля, основанного на этом принципе. Согласно полученным оценкам, он мог бы за год слетать до Плутона и обратно, достигнув при этом скорости в 10% скорости света. Но даже на такой скорости до ближайшей звезды пришлось бы лететь 44 года. Ученые рассматривали варианты, когда космический ковчег с таким движителем летел бы в космосе несколько столетий; в экипаже сменялись бы поколения, и многим пришлось бы прожить всю жизнь в этом движущемся мирке, чтобы их потомки могли добраться до близлежащих звезд.
В 1959 г. компания General Atomics выпустила доклад, в котором провела оценку размеров корабля типа «Орион». Самый крупный вариант, названный в докладе «супер-Орионом», должен был весить 8 млн т, иметь диаметр 400 м и двигаться на ударной волне от более чем тысячи водородных бомб.
Главная проблема, связанная с этим проектом, - возможность заражения района старта ядерными осадками. По оценке Дайсона, ядерные осадки от каждого запуска могут вызвать смертельную форму рака у десяти человек. Кроме того, электромагнитный импульс от взрыва так велик, что непременно вызвал бы массу коротких замыканий в расположенных неподалеку электрических системах.
Ракетный корабль по проекту «Дедал» оказался таким громадным, что строить его пришлось бы в открытом космосе. Она должна была весить 54 000 т (почти весь вес - ракетное топливо) и могла разогнаться до 7,1% скорости света, неся на себе полезную нагрузку весом 450 т. В отличие от проекта «Орион», рассчитанного на использование крохотных атомных бомб, проект «Дедал» предусматривал использование миниатюрных водородных бомб со смесью дейтерия и гелия-3 и системой зажигания при помощи электронных лучей. Но огромные технические проблемы и опасения, связанные с ядерным движителем, привели к тому, что проект «Дедал» также был отложен на неопределенное время.
Проект Longshot выглядел более реалистично и основывался на использовании лазерно-термоядерного двигателя. В качестве цели была выбрана звезда альфа Центавра B. Время полёта увеличилось до века, а миссия не предполагала возвращения. В отличие от проекта Daedalus, Longshot опирался преимущественно на существующие, а не на перспективные технологии. На последнем этапе стало очевидно, что кораблю потребуется порядка 264 тонн смеси гелия-3 и дейтерия, которых получить в таких количествах ценой разумных затрат не удастся.
Космический лифт
Проблема в том, что трос для космического лифта должен был бы выдерживать натяжение примерно в 60-100 ГПа. Сталь рвется при натяжении примерно в 2 ГПа, что лишает идею всякого смысла. По мнению ученых, волокно из углеродных нанотрубок должно выдерживать давление 120 ГПа, что заметно выше необходимого минимума. После этого открытия попытки создания космического лифта возобновились с новой силой.
=====Из пушки в небеса =====
Еще один хитроумный способ вывести корабль в космос и разогнать до фантастических скоростей - выстрелить им из рельсовой электромагнитной «пушки», которую описывали в своих произведениях Артур Кларк и другие авторы-фантасты. В настоящее время этот проект всерьез рассматривается как возможная часть противоракетного щита программы «звездных войн».
Способ заключается в том, чтобы вместо ракетного топлива или пороха использовать для разгона ракеты до высоких скоростей энергию электромагнетизма.
В простейшем случае рельсовая пушка представляет собой два параллельных провода или рельса; реактивный снаряд, или ракета, «сидит» на обоих рельсах, образуя U-образную конфигурацию. Еще Майкл Фарадей знал, что на рамку с электрическим током в магнитном поле действует сила. (Вообще говоря, на этом принципе работают все электродвигатели.) Если пропустить через рельсы и снаряд электрический ток силой в миллионы ампер, вокруг всей системы возникнет чрезвычайно мощное магнитное поле, которое, в свою очередь, погонит снаряд по рельсам, разгонит его до громадной скорости и вышвырнет в пространство с оконечности рельсовой системы.
Во время испытаний рельсовые электромагнитные пушки успешно выстреливали металлические объекты с громадными скоростями, разгоняя их на очень короткой дистанции. Что замечательно, в теории обычная рельсовая пушка способна выстреливать металлический снаряд со скоростью 8 км/с; этого достаточно, чтобы вывести его на околоземную орбиту. В принципе весь ракетный флот NASA можно было бы заменить рельсовыми пушками, которые прямо с поверхности Земли выстреливали бы полезный груз на орбиту.
Рельсовая пушка имеет существенные преимущества по отношению к химическим пушкам и ракетам. Когда вы стреляете из ружья, максимальная скорость, с которой расширяющиеся газы способны вытолкнуть пулю из ствола, ограничена скоростью распространения ударной волны. Жюль Берн в классическом романе «С Земли на Луну» выстрелил снаряд с астронавтами к Луне при помощи пороха, но на самом деле несложно подсчитать, что максимальная скорость, которую может придать снаряду пороховой заряд, во много раз меньше скорости, необходимой для полета к Луне. Рельсовая же пушка не использует взрывное расширение газов и потому никак не зависит от скорости распространения ударной волны.
Но у рельсовой пушки свои проблемы. Объекты на ней ускоряются так быстро, что они, как правило, сплющиваются из-за столкновения... с воздухом. Полезный груз оказывается сильно деформированным в процессе «выстрела» из дула рельсовой пушки, потому что когда снаряд врезается в воздух, это все равно как если бы он ударился о кирпичную стенку. Кроме того, при разгоне снаряд испытывает громадное ускорение, которое само по себе способно сильно деформировать груз. Рельсы необходимо регулярно заменять, так как снаряд при движении также деформирует их. Более того, перегрузки в рельсовой пушке смертельны для людей; человеческие кости просто не выдержат подобного ускорения и разрушатся.
Одно из решений состоит в том, чтобы установить рельсовую пушку на Луне. Там, за пределами земной атмосферы, снаряд сможет беспрепятственно разгоняться в вакууме открытого космоса. Но даже на Луне снаряд при разгоне будет испытывать громадные перегрузки, способные повредить и деформировать полезный груз. В определенном смысле рельсовая пушка - антипод лазерного паруса, который набирает скорость постепенно в течение долгого времени. Ограничения рельсовой пушки определяются именно тем, что она на небольшом расстоянии и за небольшое время передает телу громадную энергию.
Рельсовая пушка, способная выстрелить аппарат к ближайшим звездам, стала бы весьма дорогостоящим сооружением. Так, один из проектов предусматривает строительство в открытом космосе рельсовой пушки длиной в две трети расстояния от Земли до Солнца. Эта пушка должна будет накапливать солнечную энергию, а затем разом расходовать ее, разгоняя десятитонную полезную нагрузку до скорости, равной трети скорости света. При этом «снаряд» будет испытывать перегрузку в 5000 g. Разумеется, «пережить» такой пуск смогут только самые выносливые корабли-роботы.
=====Удельный импульс и эффективность двигателя =====
Если нужно сравнить эффективность различных типов двигателей, инженеры обычно говорят об удельном импульсе. Удельный импульс определяется как изменение импульса на единицу массы израсходованного топлива. Таким образом, чем эффективнее двигатель, тем меньше топлива требуется для вывода ракеты в космос. Импульс, в свою очередь, есть результат действия силы в течение определенного времени. Химические ракеты, хотя и обладают очень большой тягой, работают всего несколько минут, а потому характеризуются очень низким удельным импульсом. Ионные двигатели, способные работать годами, могут иметь высокий удельный импульс при очень низкой тяге.
Максимально возможным удельным импульсом обладала бы ракета, способная достигать скорости света. Ее удельный импульс составил бы около 30 млн. Ниже приводится таблица удельных импульсов, характерных для различных типов реактивных двигателей.
Тип двигателя(Удельный импульс)
Твердотопливный(250)
Жидкостный(450)
Ионный(3000)
Плазменный VASIMR (1000-30 000)
Атомный(800-1000)
Термоядерный прямоточный(2500-200 000)
Ядерный импульсный(10 000-1 000 000)
На антиматерии(1 000 000-10 000 000)
Если нужно сравнить эффективность различных типов двигателей, инженеры обычно говорят об удельном импульсе. Удельный импульс определяется как изменение импульса на единицу массы израсходованного топлива. Таким образом, чем эффективнее двигатель, тем меньше топлива требуется для вывода ракеты в космос. Импульс, в свою очередь, есть результат действия силы в течение определенного времени. Химические ракеты, хотя и обладают очень большой тягой, работают всего несколько минут, а потому характеризуются очень низким удельным импульсом. Ионные двигатели, способные работать годами, могут иметь высокий удельный импульс при очень низкой тяге.
Удельный импульс измеряется в секундах. Средняя ракета с химическим двигателем может иметь удельный импульс до 400-500 с. Так, удельный импульс двигателя шаттла составляет 453 с. (Самый высокий полученный до сих пор удельный импульс для химического реактивного двигателя составил 542 с; в качестве топлива этот двигатель использовал экзотическую смесь водорода, лития и фтора.) Ионный движок аппарата SMART-1 имел удельный импульс 1640 с. У ядерных ракетных двигателей этот параметр достигает 850 с.
Максимально возможным удельным импульсом обладала бы ракета, способная достигать скорости света. Ее удельный импульс составил бы около 30 млн. Ниже приводится таблица удельных импульсов, характерных для различных типов реактивных двигателей.
Тип двигателя (Удельный импульс)
Твердотопливный (250)
Жидкостный (450)
Ионный (3000)
Плазменный VASIMR (1000-30 000)
Атомный (800-1000)
Термоядерный прямоточный (2500-200 000)
Ядерный импульсный (10 000-1 000 000)
На антиматерии (1 000 000-10 000 000)
(В принципе, лазерный парус и прямоточный двигатель вообще не несут с собой запаса топлива, а потому удельный импульс не является для них существенной характеристикой; тем не менее у этих конструкций есть свои проблемы.)
Космический лифт
Одно из серьезных препятствий к реализации многих звездных проектов состоит в том, что из-за громадных размеров и веса корабли невозможно построить на Земле. Некоторые ученые предлагают собирать их в открытом космосе, где благодаря невесомости астронавты смогут легко поднимать и ворочать невероятно тяжелые предметы. Но сегодня критики справедливо указывают на запредельную стоимость космической сборки. К примеру, для полной сборки Международной космической станции потребуется около 50 запусков шаттла, а ее стоимость с учетом этих полетов приближается к 100 млрд долл. Это самый дорогой научный проект в истории, но строительство в открытом космосе межзвездного космического парусника или корабля с прямоточной воронкой обошлось бы во много раз дороже.
Но, как любил говорить писатель-фантаст Роберт Хайнлайн, если вы можете подняться над Землей на 160 км, вы уже на полпути к любой точке Солнечной системы. Это потому, что при любом запуске первые 160 км, когда ракета стремится вырваться из пут земного притяжения, «съедают» львиную долю стоимости. После этого корабль, можно сказать, уже в состоянии добраться хоть до Плутона, хоть дальше.
Один из способов кардинально сократить в будущем стоимость полетов - построить космический лифт. Идея забраться на небо по веревке не нова - взять хотя бы сказку «Джек и бобовое зернышко»; сказка сказкой, но если вывести конец веревки в космос, идея вполне могла бы воплотиться в реальность. В этом случае центробежной силы вращения Земли оказалось бы достаточно, чтобы нейтрализовать силу тяжести, и веревка никогда не упала бы на землю. Она волшебным образом поднималась бы вертикально вверх и исчезала в облаках.
(Представьте себе шарик, который вы крутите на веревочке. Кажется, что на шарик не действует сила тяжести; дело в том, что центробежная сила толкает его прочь от центра вращения. Точно так же очень длинная веревка может висеть в воздухе благодаря вращению Земли.) Держать веревку не потребуется, вращения Земли будет достаточно. Теоретически человек мог бы залезть по такой веревке и подняться прямо в космос. Иногда мы просим студентов-физиков рассчитать натяжение такой веревки. Несложно показать, что такого натяжения не выдержит даже стальной трос; именно поэтому долгое время считалось, что космический лифт реализовать невозможно.
Первым из ученых, кто всерьез заинтересовался проблемой космического лифта, стал русский ученый-провидец Константин Циолковский. В 1895 г. под впечатлением от Эйфелевой башни он вообразил башню, которая бы поднималась прямо в космическое пространство и соединяла Землю с парящим в космосе «звездным замком». Строить ее предполагалось снизу вверх, начиная с Земли, откуда инженеры должны были бы медленно возводить к небесам космический лифт.
В 1957 г. русский ученый Юрий Арцутанов предложил новое решение: строить космический лифт обратным порядком, сверху вниз, начиная из космоса. Автор представил себе спутник на геостационарной орбите на расстоянии 36 000 км от Земли - с Земли он при этом будет казаться неподвижным; с этого спутника предлагалось опустить на Землю трос, а затем закрепить его в нижней точке. Проблема в том, что трос для космического лифта должен был бы выдерживать натяжение примерно в 60-100 ГПа. Сталь рвется при натяжении примерно в 2 ГПа, что лишает идею всякого смысла.
Более широкая аудитория смогла познакомиться с идеей космического лифта позже; в 1979 г. вышел роман Артура Кларка «Фонтаны рая», а в 1982 г. - роман Роберта Хайнлайна «Пятница». Но поскольку прогресс в этом направлении застопорился, о ней забыли.
Ситуация резко изменилась, когда химики изобрели углеродные нанотрубки. Интерес к ним резко возрос после публикации в 1991 г. работы Сумио Иидзимы из компании Nippon Electric. (Надо сказать, что о существовании углеродных нано-трубок было известно еще с 1950-х гг., но долгое время на них не обращали внимания.) Нанотрубки гораздо прочнее, но при этом гораздо легче стальных тросов. Строго говоря, по прочности они даже превосходят уровень, необходимый для космического лифта. По мнению ученых, волокно из углеродных нанотрубок должно выдерживать давление 120 ГПа, что заметно выше необходимого минимума. После этого открытия попытки создания космического лифта возобновились с новой силой.
Б 1999 г. было опубликовано серьезное исследование NASA; в нем рассматривался космический лифт в виде ленты шириной примерно один метр и длиной около 47 000 км, способный доставить на орбиту вокруг Земли полезный груз весом около 15 т. Реализация подобного проекта мгновенно и полностью изменила бы экономическую сторону космических путешествий. Стоимость доставки грузов на орбиту разом уменьшилась бы в 10 000 раз; такую перемену иначе как революционной не назовешь.
В настоящее время доставка одного фунта груза на околоземную орбиту стоит не меньше 10 000 долл. Так, каждый полет шаттла обходится примерно в 700 млн долл. Космический лифт сбил бы стоимость доставки до 1 долл. за фунт. Такое радикальное удешевление космической программы могло бы полностью изменить наши взгляды на космические путешествия. Простым нажатием кнопки можно было бы запустить лифт и подняться в открытый космос за сумму, соответствующую по стоимости, скажем, билету на самолет.
Но, прежде чем строить космический лифт, на котором можно будет без труда подняться в небеса, нам предстоит преодолеть очень серьезные препятствия. В настоящее время самое длинное волокно из углеродных нанотрубок, полученное в лаборатории, по длине не превосходит 15 мм. Для космического лифта потребуются тросы из нанотрубок длиной в тысячи километров. Конечно, с научной точки зрения это чисто техническая проблема, но решить ее необходимо, а она может оказаться упрямой и сложной. Тем не менее многие ученые убеждены, что на овладение технологией производства длинных тросов из углеродных нанотрубок нам хватит нескольких десятилетий.
Вторая проблема заключается в том, что из-за микроскопических нарушений структуры углеродных нанотрубок получение длинных тросов может оказаться вообще проблематичным. По оценке Никола Пуньо из Туринского политехнического института, если хотя бы один атом в углеродной нанотрубке окажется не на своем месте, прочность трубки может сразу уменьшиться на 30%. В целом дефекты на атомном уровне могут лишить трос из нанотрубок 70% прочности; при этом допустимая нагрузка окажется ниже того минимума гигапаскалей, без которых невозможно построить космический лифт.
Стремясь подстегнуть интерес частных предпринимателей к разработке космического лифта, NASA объявило два отдельных конкурса. (За образец был взят конкурс Ansari X-Prize с призом в 10 млн долл. Конкурс успешно подогрел интерес предприимчивых инвесторов к созданию коммерческих ракет, способных поднимать пассажиров к самой границе космического пространства; объявленную премию получил в 2004 г. корабль SpaceShipOne.} Конкурсы NASA носят названия Beam Power Challenge и Tether Challenge.
Чтобы выиграть первый из них, команда исследователей должна создать механическое устройство, способное поднять груз весом не менее 25 кг (включая собственный вес) вверх по тросу (подвешенному, скажем, на стреле подъемного крана) со скоростью 1 м/с на высоту 50 м. Возможно, задача кажется несложной, но проблема в том, что это устройство не должно использовать топливо, аккумуляторы или электрический кабель. Вместо этого робот-подъемник должен получать питание от солнечных батарей, солнечных рефлекторов, лазеров или микроволнового излучения, т. е. из тех источников энергии, которыми удобно пользоваться в космосе.
Чтобы победить в конкурсе Tether Challenge, команда должна представить двухметровые куски троса весом не более двух граммов каждый; при этом такой трос должен выдерживать нагрузку на 50% большую, чем лучший образец предыдущего года. Цель этого конкурса -стимулировать исследования по разработке сверхлегких материалов, достаточно прочных, чтобы их можно было протянуть на 100 000 км в космос. Победителей ждут премии размером 150 000,40 000 и 10 000 долл. (Чтобы подчеркнуть сложность задачи, в 2005 г. - первом году конкурса - премия не была присуждена никому.)
Безусловно, работающий космический лифт способен резко изменить космическую программу, но и у него есть свои недостатки. Так, траектория движения спутников по околоземной орбите постоянно сдвигается относительно Земли (потому что Земля под ними вращается). Это означает, что со временем любой из спутников может столкнуться с космическим лифтом на скорости 8 км/с; этого будет более чем достаточно, чтобы порвать трос. Для предотвращения подобной катастрофы в будущем придется либо предусматривать на каждом спутнике небольшие ракеты, которые дали бы ему возможность обойти лифт, либо снабдить сам трос небольшими ракетами, чтобы он мог уходить с траектории спутников.
Кроме того, проблемой могут стать столкновения с микрометеоритами - ведь космический лифт поднимется далеко за пределы земной атмосферы, которая в большинстве случаев защищает нас от метеоров. Поскольку предсказать подобные столкновения невозможно, космический лифт придется снабдить дополнительной защитой и, возможно, даже отказоустойчивыми резервными системами. Проблему могут представлять собой и такие атмосферные явления, как ураганы, приливные волны и штормы.
Гравитационный маневр
Существует еще один способ разогнать объект до скорости, близкой к скорости света, - воспользоваться «эффектом пращи». При отправке космических зондов к другим планетам NASA иногда заставляет их совершить маневр вокруг соседней планеты, чтобы, воспользовавшись «эффектом пращи», дополнительно разогнать аппарат. Так NASA экономит ценное ракетное топливо. Именно таким образом аппарату «Вояджер-2» удалось долететь до Нептуна, орбита которого лежит у самого края Солнечной системы.
Фримен Дайсон, физик из Принстона, выдвинул интересное предложение. Если когда-нибудь в далеком будущем человечеству удастся обнаружить в космосе две нейтронные звезды, обращающиеся вокруг общего центра с большой скоростью, то земной корабль, пролетев совсем рядом с одной из этих звезд, может за счет гравитационного маневра набрать скорость, равную чуть ли не трети скорости света. В результате корабль разогнался бы до околосветовых скоростей за счет гравитации. Теоретически такое может получиться.
Другие ученые предлагают воспользоваться для этой цели нашим собственным светилом. Этим методом воспользовался, к примеру, экипаж звездолета «Энтерпрайз» в фильме «Звездный путь IV: Путешествие домой». Угнав корабль клингонов, экипаж «Энтерпрайза» направил его по близкой к Солнцу траектории, чтобы пробить световой барьер и вернуться назад во времени. В фильме «Когда сталкиваются миры» Земле угрожает столкновение с астероидом. Чтобы бежать с обреченной планеты, ученые сооружают гигантскую конструкцию вроде американских горок. Съезжая с горки, ракетный корабль набирает огромную скорость, затем разворот внизу на малом радиусе - и вперед, в космос.
Только на самом деле ни один из этих способов разогнаться при помощи гравитации не сработает. (Закон сохранения энергии говорит о том, что тележка на американских горках, разгоняясь на спуске и замедляясь на подъеме, оказывается наверху ровно с той же скоростью, что и в самом начале - никакого приращения энергии не происходит. Точно так же, обернувшись вокруг неподвижного Солнца, мы закончим ровно с той же скоростью, с какой начали маневр.) Метод Дайсона с двумя нейтронными звездами в принципе мог бы сработать, но только потому, что нейтронные звезды быстро движутся. Космический аппарат, использующий гравитационный маневр, получает приращение энергии за счет движения планеты или звезды. Если они неподвижны, подобный маневр ничего не даст.
А предложение Дайсона, хотя и может сработать, ничем не поможет сегодняшним земным ученым - ведь для того, чтобы наведаться к быстро вращающимся нейтронным звездам, потребуется для начала построить звездолет.
Из пушки в небеса
Еще один хитроумный способ вывести корабль в космос и разогнать до фантастических скоростей - выстрелить им из рельсовой электромагнитной «пушки», которую описывали в своих произведениях Артур Кларк и другие авторы-фантасты. В настоящее время этот проект всерьез рассматривается как возможная часть противоракетного щита программы «звездных войн».
Способ заключается в том, чтобы вместо ракетного топлива или пороха использовать для разгона ракеты до высоких скоростей энергию электромагнетизма.
В простейшем случае рельсовая пушка представляет собой два параллельных провода или рельса; реактивный снаряд, или ракета, «сидит» на обоих рельсах, образуя U-образную конфигурацию. Еще Майкл Фарадей знал, что на рамку с электрическим током в магнитном поле действует сила. (Вообще говоря, на этом принципе работают все электродвигатели.) Если пропустить через рельсы и снаряд электрический ток силой в миллионы ампер, вокруг всей системы возникнет чрезвычайно мощное магнитное поле, которое, в свою очередь, погонит снаряд по рельсам, разгонит его до громадной скорости и вышвырнет в пространство с оконечности рельсовой системы.
Во время испытаний рельсовые электромагнитные пушки успешно выстреливали металлические объекты с громадными скоростями, разгоняя их на очень короткой дистанции. Что замечательно, в теории обычная рельсовая пушка способна выстреливать металлический снаряд со скоростью 8 км/с; этого достаточно, чтобы вывести его на околоземную орбиту. В принципе весь ракетный флот NASA можно было бы заменить рельсовыми пушками, которые прямо с поверхности Земли выстреливали бы полезный груз на орбиту.
Рельсовая пушка имеет существенные преимущества по отношению к химическим пушкам и ракетам. Когда вы стреляете из ружья, максимальная скорость, с которой расширяющиеся газы способны вытолкнуть пулю из ствола, ограничена скоростью распространения ударной волны. Жюль Берн в классическом романе «С Земли на Луну» выстрелил снаряд с астронавтами к Луне при помощи пороха, но на самом деле несложно подсчитать, что максимальная скорость, которую может придать снаряду пороховой заряд, во много раз меньше скорости, необходимой для полета к Луне. Рельсовая же пушка не использует взрывное расширение газов и потому никак не зависит от скорости распространения ударной волны.
Но у рельсовой пушки свои проблемы. Объекты на ней ускоряются так быстро, что они, как правило, сплющиваются из-за столкновения... с воздухом. Полезный груз оказывается сильно деформированным в процессе «выстрела» из дула рельсовой пушки, потому что когда снаряд врезается в воздух, это все равно как если бы он ударился о кирпичную стенку. Кроме того, при разгоне снаряд испытывает громадное ускорение, которое само по себе способно сильно деформировать груз. Рельсы необходимо регулярно заменять, так как снаряд при движении также деформирует их. Более того, перегрузки в рельсовой пушке смертельны для людей; человеческие кости просто не выдержат подобного ускорения и разрушатся.
Одно из решений состоит в том, чтобы установить рельсовую пушку на Луне. Там, за пределами земной атмосферы, снаряд сможет беспрепятственно разгоняться в вакууме открытого космоса. Но даже на Луне снаряд при разгоне будет испытывать громадные перегрузки, способные повредить и деформировать полезный груз. В определенном смысле рельсовая пушка - антипод лазерного паруса, который набирает скорость постепенно в течение долгого времени. Ограничения рельсовой пушки определяются именно тем, что она на небольшом расстоянии и за небольшое время передает телу громадную энергию.
Рельсовая пушка, способная выстрелить аппарат к ближайшим звездам, стала бы весьма дорогостоящим сооружением. Так, один из проектов предусматривает строительство в открытом космосе рельсовой пушки длиной в две трети расстояния от Земли до Солнца. Эта пушка должна будет накапливать солнечную энергию, а затем разом расходовать ее, разгоняя десятитонную полезную нагрузку до скорости, равной трети скорости света. При этом «снаряд» будет испытывать перегрузку в 5000 g. Разумеется, «пережить» такой пуск смогут только самые выносливые корабли-роботы.
Содержание статьи
РАКЕТА, летательный аппарат, движущийся вследствие отбрасывания высокоскоростных горячих газов , создаваемых реактивным (ракетным) двигателем. В большинстве случаев энергия для движения ракеты получается при сгорании двух или более химических компонентов (горючее и окислитель, которые вместе образуют ракетное топливо) или при разложении одного высокоэнергетического химического вещества. Большинство ракет относятся к одному из двух типов – твердотопливному или жидкостному. Эти термины относятся к тому, в каком виде хранится топливо, прежде чем оно сгорит в камере ракетного двигателя. Ракета состоит из двигательной установки (двигателя и топливного отсека), систем управления и наведения, полезной нагрузки и некоторых вспомогательных систем.
ТЕОРИЯ ДВИЖЕНИЯ
Два всем знакомых примера поясняют принцип движения ракеты. При выстреле из ружья пороховые газы, расширяясь в стволе, толкают пулю вперед, а ружье назад. Пуля летит в цель, а стрелок (или лафет артиллерийского орудия) поглощают энергию отдачи за счет силы трения с поверхностью земли. Если бы стрелок стоял на коньках на льду, то из-за отдачи он покатился бы назад (и остановился только из-за трения с воздухом и льдом).
Другой пример – надутый воздушный шарик. Пока отверстие шарика закрыто, внутреннее давление воздуха уравновешивается силами упругости оболочки шарика. Если открыть отверстие, воздух будет выходить из шарика, и его неуравновешенное давление на оболочку будет толкать шарик вперед. Отметим, что шарик приводится в движение силой, действующей только на площадь отверстия. Все остальные силы, действующие на оболочку, уравновешены и не влияют на движение шарика, которое носит хаотичный характер из-за непрерывного изменения формы шарика и гибкости его горловины.
Ракетный двигатель работает аналогично, за исключением того, что за счет реакций горения или химического разложения обеспечивается устойчивый поток горячих газов, которые выбрасываются наружу через сопло. Существуют и другие методы получения реактивной струи газа (см. ниже ), однако ни один из них не получил такого широкого распространения, как химический.
Все рассмотренные выше примеры движения стрелка и пули, надутого шарика и ракеты описываются третьим законом движения Ньютона , который гласит, что всякое действие имеет противоположное и равное по величине противодействие. Математически этот закон выражается в виде равенства количеств движения MV = mv . Важно отметить, что полное изменение количества движения (импульса) в системе равно нулю. Если две массы M и m равны, то их скорости V и v также равны. Если масса одного из взаимодействующих тел больше массы другого, то его скорость будет соответственно меньше. В примере со стрелком импульс mv , сообщаемый пуле, в точности такой же, как и импульс MV , сообщаемый стрелку, однако из-за малой массы пули ее скорость намного больше, чем скорость стрелка. В случае ракеты выбрасывание газов в одном направлении (действие) вызывает движение ракеты в противоположном направлении (противодействие).
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
Внутри работающего ракетного двигателя происходит интенсивный процесс быстрого контролируемого горения. Для осуществления реакции горения (выделения энергии при реакции двух химических веществ, в результате которой образуются продукты с меньшей скрытой энергией) необходимо наличие окислительного агента (окислителя) и восстановительного агента (горючего). При горении энергия выделяется в виде тепла, т.е. внутреннего движения атомов и молекул в результате повышения температуры.
Конструкция.
Ракетный двигатель состоит из двух основных частей: камеры сгорания и сопла. Камера должна иметь достаточный объем для полного смешения, испарения и сгорания компонентов топлива. Сама камера и система подачи топлива должны быть спроектированы таким образом, чтобы скорость газа в камере была ниже скорости звука, иначе горение будет неэффективным. Как и в случае надувного шарика, молекулы газа соударяются со стенками камеры и выходят через узкое отверстие (горловину сопла). При стеснении потока газа в сужающейся части сопла его скорость возрастает до скорости звука в горловине, а в расширяющейся части сопла поток газа становится сверхзвуковым. Сопло такой конструкции было предложено Карлом де Лавалем, шведским инженером, работавшим в области паровых турбин, в 1890-х годах.
Контур расширяющейся части сопла и степень его расширения (отношение площадей на выходе и в горловине) подбираются, исходя из скорости истечения газовой струи и давления окружающей среды, так что давление выхлопных газов на стенки сверхзвуковой части сопла увеличивает силу тяги, создаваемую давлением газов на переднюю часть камеры сгорания. Поскольку наружное (атмосферное) давление уменьшается с ростом высоты, а профиль расширяющейся части сопла можно оптимизировать только для одной высоты, степень расширения выбирается такой, чтобы обеспечить приемлемую эффективность для всех высот. Двигатель для малых высот должен иметь короткое сопло с небольшой степенью расширения. Разработаны сопла для регулируемой степени расширения. Однако на практике они оказываются слишком сложными и дорогими и поэтому редко используются.
Тяга и удельный импульс тяги.
Тяга двигателя F равна произведению давления, создаваемого выхлопными газами, на площадь выходного сечения сопла, за вычетом силы давления окружающей среды на ту же площадь. Эффективность двигателя оценивается его удельным импульсом I sp , который имеет несколько различных единиц измерения. Одна из единиц представляет собой тягу, деленную на полный секундный расход топлива (w ), т.е. I sp = F /w . Другая есть эффективная скорость истечения C , деленная на ускорение силы тяжести g , в этом случае I sp = C /g . Удельный импульс обычно выражают в секундах (в системе СИ I sp измеряется в НЧ с/кг или м/с), и в этом случае его величина равна числу килограммов тяги, получаемой при сгорании одного килограмма топлива. Величина I sp зависит от ряда факторов, главным образом от энергии, выделяемой при сгорании топлива, и эффективности использования этой энергии в двигателе (например, короткое коническое сопло в вакууме будет менее эффективно, чем длинное и тщательно спрофилированное).
Относительная начальная масса и характеристическая скорость ракеты.
Эти величины являются основными характеристиками ракеты как летательного аппарата. Относительная начальная масса представляет собой отношение начальной массы ракеты W к ее конечной массе после выгорания топлива w . Величина I sp зависит от конструктивного совершенства ракеты и эффективности ее двигателя; эти параметры определяют конечную скорость, которую развивает ракета. Характеристическая конечная скорость ракеты определяется по формуле Циолковского
V b 0 = (gI sp ln [W /w ]) – (V Lg + V Ld + V Lt ),
где V Lg , V Ld и V Lt – потери скорости (определяемые из дополнительных уравнений), связанные с силой тяжести, сопротивлением атмосферы и меньшей силы тяги в атмосфере.
Как видно из этой формулы, для повышения конечной скорости ракеты необходимо: 1) увеличивать относительную начальную массу (W/w ) за счет облегчения конструкции; 2) увеличивать удельный импульс за счет применения более высокоэнергетического топлива; 3) снижать лобовое сопротивление за счет улучшения обтекания и уменьшения размеров ракеты. Однако из-за того, что полетное задание ракеты (особенно космической) изменяется от полета к полету, а в процессе полета внешние условия непрерывно изменяются, при проектировании ракеты приходится идти на компромиссы.
Геометрия заряда может быть нейтральной, прогрессивной или регрессивной в зависимости от того, как должна изменяться тяга двигателя. Заряд нейтральной геометрии представляет собой сплошной литой цилиндрический стержень, который горит с одного конца (заряд торцевого горения). Специальные защитные покрытия препятствуют горению топлива с краев. Заряд прогрессивной геометрии обычно отливается в виде трубки; горение происходит на внутренней стороне (заряд канального горения). По мере выгорания такого заряда увеличиваются поверхность горения и, соответственно, тяга. Придавая каналу звездообразную форму, можно добиться того, чтобы скорость выгорания и тяга со временем уменьшались; конический канал позволяет плавно регулировать тягу.
Придавая заряду специальную форму или комбинируя несколько простых форм, можно получить нужный закон изменения тяги ракеты в полете. Для снаряда воздух – воздух, например, может использоваться заряд прогрессивной геометрии для получения больших ускорений, необходимых, чтобы осуществить перехват цели. В ракетах-носителях для космических полетов, с другой стороны, полезнее сочетание прогрессивной и регрессивной геометрий заряда, чтобы получить большую тягу на старте, когда ракета имеет максимальную массу и велико сопротивление атмосферы, и меньшую тягу в верхних слоях атмосферы, когда масса ракеты мала, а ускорения велики.
Состав и технология производства.
Твердотопливная смесь, наиболее часто используемая в США, – перхлорат аммония в качестве окислителя и алюминиевый порошок в качестве горючего с полимерным связующим, бутадиен-нитрильным каучуком (российское обозначение СКН – синтетический каучук нитрильный). Порошок оксида железа добавляется для регулирования скорости горения. Смеси этих компонентов в различных пропорциях используются для космических носителей, баллистических и тактических ракет. Эти топлива имеют удельный импульс от 280 до 300 с в зависимости от состава смеси. Продукты сгорания таких РДТТ содержат хлористый водород и частицы оксида алюминия.
Описанное выше топливо получают путем измельчения отдельных компонентов в мелкодисперсный порошок и последующего их смешения с эластичным СКН в специальных смесителях, по конструкции похожих на обычные промышленные тестомешалки. После того как смесь достаточно перемешана, она заливается в корпус двигателя. В двигатель вставляется специальная форма для получения нужной конфигурации заряда (этот процесс напоминает приготовление бисквитного торта). Затем заряд подвергается полимеризации при тщательно контролируемой температуре. После окончания процесса полимеризации вставка удаляется, и к корпусу крепятся сопло, устройство воспламенения и другие элементы, необходимые для запуска двигателя и полета ракеты.
Изготовление даже простейшего твердотопливного двигателя весьма опасно и требует тщательного контроля, в частности, защиты от статического электричества, использования неискрящих материалов и хорошей вентиляции паров и пыли для обеспечения безопасности рабочих. Производственные помещения для снаряжения РДТТ обычно разделены толстыми стенами и имеют слабые крыши, чтобы взрывная волна в случае аварии уходила вверх и не наносила большого ущерба.
Корпус твердотопливного двигателя обычно изготавливается путем сварки из высококачественных металлических сплавов или композиционных материалов, наматываемых вокруг оправки, повторяющей внешние обводы заряда топлива. Корпус должен иметь очень высокую прочность, чтобы противостоять внутреннему давлению при горении, особенно в конце полета. Когда корпус готов, он очищается и снабжается изоляцией для предотвращения прогара. Для лучшего контакта изоляции и заряда часто применяется связующее.
Одним из последних этапов изготовления твердотопливного двигателя является его проверка на наличие дефектов и инородных включений. Трещины в заряде служат дополнительными поверхностями горения, что может привести к увеличению тяги и изменению траектории полета. В худшем случае давление в камере сгорания может стать настолько большим, что двигатель разрушится. Процесс снаряжения двигателя завершается установкой пускового воспламенителя на его переднем днище и сопла на заднем. Пусковой воспламенитель обычно представляет собой небольшой ракетный двигатель, содержащий быстро сгорающее топливо, который выбрасывает факел пламени и поджигает заряд топлива.
Для некоторых военных приложений необходимы такие ускорения, которые не могут обеспечить двигатели на основе СКН; тогда применяются металлизированные смесевые топлива на основе нитроглицерина или других мощных взрывчатых веществ. В этих случаях в двигателе протекает контролируемый взрывной процесс. Для контроля за процессом взрыва добавляются специальные химические замедлители реакции. Другие военные нужды потребовали разработки тактических ракет с бездымным горением, чтобы не было возможности проследить, откуда запущена ракета.
Испытания.
РДТТ обычно испытываются на огневых стендах, где двигатель устанавливается неподвижно в горизонтальном или вертикальном положении и проверяется работа всех его систем. В процессе работы двигателя установленные на нем датчики измеряют тягу, давление и температуру продуктов сгорания, нагрузки на корпус и т.д. Во время огневых испытаний проверяются все возможные режимы работы, включая нерасчетные, которых не должно быть при нормальном полете.
Достоинства и недостатки.
Твердотопливные двигатели используются в тех случаях, когда основными требованиями являются простота, легкость обслуживания, быстрый запуск и большая мощность при небольшом объеме. В первых американских баллистических ракетах использовалось жидкое топливо, однако начиная с 1960-х годов произошел переход на твердое топливо, что было связано с улучшением технологии его производства. РДТТ всегда использовались в небольших боевых снарядах и ракетах, устройствах катапультирования на реактивных самолетах и для отделения ракетных ступеней.
Основным недостатком твердотопливных двигателей является практическая невозможность регулирования тяги во время полета, а также трудность отключения двигателя. В некоторых РДТТ отсечка тяги осуществляется путем открытия отверстий в передней части двигателя. Когда отверстия открываются (обычно это происходит с помощью специальных пиропатронов), давление внутри двигателя падает и соответственно уменьшается интенсивность горения. Кроме того, возникает обратная тяга, противоположная нормальной тяге основного сопла, и ускорение ракеты прекращается. Поскольку тяга РДТТ определяется геометрией и химическим составом заряда, изменение параметров двигателя для получения другой зависимости тяги от времени может потребовать проведения полного цикла испытаний нового двигателя.
ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ СТУПЕНИ
Наиболее эффективные ракеты работают на жидком топливе, потому что химическая энергия жидких компонентов больше, чем твердых, а продукты их сгорания имеют меньшую молекулярную массу.
Криогенные и самовоспламеняющиеся топлива.
К жидким топливам, имеющим большую теплотворную способность, относятся некоторые криогенные вещества – газы, которые превращаются в жидкость при очень низких температурах, например жидкий кислород (при температуре ниже - 183° С) и жидкий водород (ниже - 253° С). С другой стороны, применение криогенных компонентов имеет ряд недостатков, к которым относятся необходимость содержания больших промышленных установок для ожижения газов, большое время заправки ракеты (несколько часов) и необходимость теплоизоляции топливных баков. Поэтому первые американские межконтинентальные баллистические ракеты на криогенном топливе, «Атлас» и «Титан I», были уязвимы для внезапного нападения, при котором для ответного удара имелось всего несколько минут.
Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), использующие самовоспламеняющееся жидкое топливо, которое может храниться при нормальных температурах в течение длительного времени и воспламеняется при контакте компонентов друг с другом, были созданы в 1950-х годах, чтобы удовлетворить потребности военных по упрощению эксплуатации и уменьшению времени подготовки к пуску баллистических ракет. В таких двигателях в качестве окислителя применялся азотный тетроксид (N 2 O 4), а в качестве горючего гидразин (N 2 H 4) или несимметричный диметилгидразин (NH 2 - N 2) – комбинация, которая дает удельный импульс около 340 с. Компоненты самовоспламеняющегося топлива чрезвычайно токсичны и довольно агрессивны, поэтому они требуют крайней осторожности в обращении и периодической замены элементов конструкции, которые их содержат или находятся в контакте с ними. И хотя жидкостные баллистические ракеты с самовоспламеняющимся топливом впоследствии были заменены твердотопливными, это топливо по-прежнему незаменимо в двигателях ориентации и коррекции.
Двухкомпонентные ЖРД.
В описанных выше ЖРД горючее и окислитель хранятся в отдельных баках и путем вытеснения или с помощью насосов подаются в камеру сгорания, где они воспламеняются и сгорают, создавая высокоскоростную газовую струю. В качестве окислителя часто используется жидкий кислород, что связано с простотой его получения из атмосферного воздуха. Хотя по сравнению со многими другими химическими веществами жидкий кислород сравнительно безопасен, для его хранения должны использоваться только очень чистые емкости, потому что кислород вступает в химическую реакцию даже с жировыми пятнами, оставляемыми отпечатками пальцев, что может привести к возгоранию.
В качестве горючего в паре с кислородом чаще всего используются тяжелые углеводороды или жидкий водород. Теплота сгорания углеводородного горючего на единицу объема, например, очищенного керосина или спирта, выше, чем водорода. Углеводородное топливо горит ярким оранжевым пламенем. Основными продуктами сгорания смеси кислород/углеводород являются углекислый газ и пары воды. Удельный импульс такого топлива может достигать 350 с.
Жидкий водород требует более глубокого охлаждения, чем жидкий кислород, однако его теплота сгорания на единицу массы выше, чем у углеводородных горючих. Водород горит почти невидимым голубым пламенем. Основным продуктом сгорания кислородо-водородной смеси является перегретый водяной пар. Удельный импульс двигателей на этом топливе может достигать от 450 до 480 с в зависимости от конструкции двигателя. (Двигатели, использующие жидкий водород, обычно работают в режиме избытка горючего, что позволяет уменьшить массовый расход топлива и повысить экономичность.)
За прошедшие годы были испытаны многие другие комбинации горючего и окислителя, однако от большинства из них пришлось отказаться из-за их токсичности. Например, фтор является более эффективным окислителем, чем кислород, однако он чрезвычайно токсичен и агрессивен как в исходном состоянии, так и в продуктах сгорания. Различные смеси азотной кислоты с окислами азота раньше использовались в качестве окислителя, однако их достоинства перевешивались опасностью хранения и эксплуатации таких двигателей и ракет.
Не всегда легко сделать выбор между углеводородным горючим и жидким водородом. Обычно для первых ступеней ракет используют жидкое углеводородное (или смесевое твердое) топливо для прохождения плотных слоев атмосферы на первых минутах полета. Конечно, жидкий водород – очень эффективное горючее, однако из-за его малой плотности для первой ступени потребовались бы большие топливные баки, что привело бы к увеличению веса конструкции и лобового сопротивления ракеты. На больших высотах и в космосе чаще применяются водородные двигатели, где их преимущества проявляются в полной мере.
Трехкомпонентные ЖРД.
С начала 1970-х годов в России и США изучалась концепция трехкомпонентных двигателей, которые сочетали бы в себе достоинства минимального объема и минимальной массы в одном двигателе. При запуске такой двигатель работал бы на кислороде и керосине, а на больших высотах переключался на использование жидких кислорода и водорода. Такой подход, возможно, позволил бы создать одноступенчатую ракету, однако конструкция двигателя при этом значительно усложняется.
Однокомпонентные ЖРД.
В таких двигателях используется однокомпонентное жидкое топливо, которое при взаимодействии с катализатором разлагается с образованием горячего газа. Хотя однокомпонентные ЖРД развивают небольшой удельный импульс (в диапазоне от 150 до 255 с) и намного уступают по эффективности двухкомпонентным, их преимуществом является простота конструкции. Топливо, например гидразин или перекись водорода, хранится в единственной емкости. Под действием вытесняющего давления жидкость через клапан поступает в камеру сгорания, в которой катализатор, например, оксид железа, вызывает ее разложение (гидразина на аммиак и водород, а перекиси водорода – на водяной пар и кислород). Однокомпонентные ЖРД обычно используются как двигатели малой тяги (иногда их тяга составляет всего лишь несколько ньютонов) в системах ориентации и стабилизации космических аппаратов и тактических ракет, для которых простота и надежность конструкции и малая масса являются определяющими критериями. Можно привести замечательный пример использования гидразинового двигателя малой тяги на борту первого американского спутника связи TDRS-1; этот двигатель работал в течение нескольких недель, чтобы вывести спутник на геостационарную орбиту, после того как на ускорителе случилась авария и спутник оказался на значительно более низкой орбите.
Наиболее простой однокомпонентный двигатель работает от баллона сжатого холодного газа (например, азота), выпускаемого через клапан. Такие струйные двигатели применяются там, где недопустимо тепловое и химическое воздействие выхлопной струи газа или продуктов сгорания и где основным требованием является простота конструкции. Этим требованиям удовлетворяют, например, индивидуальные устройства маневрирования космонавтов (УМК), расположенные в ранце за спиной и предназначенные для перемещения при работах вне космического корабля. УМК работают от двух баллонов со сжатым азотом, который подается через соленоидные клапаны в двигательную установку, состоящую из 16 двигателей.
Двигательная установка.
За большую мощность, регулируемость и высокий удельный импульс жидкостных ракетных двигателей приходится расплачиваться сложностью конструкции. Специальные системы должны обеспечивать подачу горючего и окислителя в строго определенных количествах из топливных баков в камеру сгорания. Подача компонентов топлива осуществляется с помощью насосов или путем вытеснения их давлением газа. В вытеснительных системах, обычно используемых в небольших двигательных установках, топливо подается за счет наддува баков; при этом давление в баке должно быть больше, чем в камере сгорания.
В насосной системе для подачи топлива используются механические насосы, хотя некоторый наддув баков также применяется (для предотвращения кавитации насосов). Наиболее часто применяются турбонасосные агрегаты (ТНА), причем турбина питается газом собственной двигательной установки. Иногда для питания турбины используется газ, получаемый в результате испарения жидкого кислорода при прохождении его через контур охлаждения двигателя. В других случаях используется специальный газогенератор, в котором сжигается небольшое количество основного топлива или специального однокомпонентного топлива.
Маршевый двигатель «Шаттла» с насосной системой подачи топлива относится к наиболее совершенным двигателям, которые когда-либо поднимались в космос. Каждый двигатель имеет по два ТНА – бустерный (низконапорный) и основной (высоконапорный). Горючее и окислитель имеют одинаковые системы подачи. Бустерный ТНА, приводимый в действие расширяющимся газом, повышает давление рабочего тела перед входом его в основной ТНА, в котором давление повышается еще больше. Большая часть жидкого кислорода проходит через охлаждающий тракт камеры сгорания и сопла (а в некоторых конструкциях – и ТНА) прежде, чем он подается в камеру сгорания. Часть жидкого кислорода подается на газогенераторы основных ТНА, где он реагирует с водородом; при этом образуется богатый водородом пар, который, расширяясь в турбине, приводит в действие насосы, а затем подается в камеру сгорания, где сгорает с оставшейся частью кислорода. Хотя небольшие количества кислорода и водорода расходуются на привод бустерных ТНА и наддув баков кислорода и водорода, в конце концов они также проходят через основную камеру сгорания и вносят вклад в создание тяги. Этот процесс обеспечивает суммарный КПД двигателя до 98%.
Производство.
Производство ЖРД более сложно и требует большей точности, чем производство твердотопливных двигателей, поскольку они содержат вращающиеся с большой скоростью детали (до 38 000 об/мин в основных ТНА маршевого двигателя «Шаттла»). Малейшая неточность в изготовлении вращающихся деталей может привести к возникновению вибраций и разрушению.
Даже когда лопатки, колеса и валы турбин и насосов двигателя должным образом сбалансированы, могут возникнуть другие проблемы. Опыт эксплуатации кислородо-водородного двигателя J-2, использовавшегося на второй и третьей ступенях ракеты «Сатурн-5», показал, что в таких двигателях часто возникает проблема высокочастотной неустойчивости. Даже если двигатель правильно сбалансирован, взаимодействие ТНА с процессом горения может вызвать вибрацию с частотой, близкой к частоте вращения водородного насоса. Вибрации двигателя происходят в определенных направлениях, а не случайным образом. При такой неустойчивости уровень вибраций может стать настолько большим, что это потребует отключения двигателя, чтобы избежать его поломки. Камеры сгорания обычно представляют собой сварную или штампованную тонкостенную металлическую конструкцию с охлаждающим трактом и смесительной головкой для подачи топлива.
Испытания.
Необходимым этапом разработки ЖРД и его агрегатов являются испытания их на гидравлических и огневых стендах. В процессе огневых испытаний двигатель работает при давлениях и скоростях вращения ТНА, которые превышают нормальные рабочие значения, чтобы можно было оценить допустимые предельные нагрузки на отдельные агрегаты и конструкцию в целом. Летные образцы двигателей должны пройти приемо-сдаточные испытания, которые включают кратковременные и контрольно-выборочные огневые испытания, имитирующие основные этапы полета. Суммарное время испытаний и работы двигателя в полете не должно превышать его общий ресурс.
Выключение, повторный запуск и регулирование тяги.
Основным преимуществом ЖРД является возможность выключения, повторного запуска и регулирования тяги. Маршевый двигатель «Шаттла», например, может устойчиво работать в диапазоне от 65 до 104% номинальной тяги. Экипаж лунного модуля космического корабля «Аполлон», маневрируя при посадке, мог регулировать тягу двигателей до 10% от номинала. Напротив, тяга двигателей, обеспечивающих старт модуля с Луны, не регулировалась, что позволило повысить их эффективность и надежность.
Возможность повторного запуска ЖРД в космосе представляет проблему, поскольку топливо, как и любые предметы в невесомости, хаотически располагается внутри баков и не будет поступать в систему питания двигателя при отсутствии ускорения. Самый простой способ решения проблемы состоит в использовании специальных двигателей малой тяги, которые создают небольшое ускорение, достаточное для того, чтобы топливо стало поступать в трубопроводы. Запуск этих двигателей обеспечивается либо за счет небольших эластичных мешков с топливом, прикрепленных к трубопроводам, либо с помощью специальных сеток, на которых за счет сил поверхностного натяжения удерживается достаточно топлива для запуска двигателя. Эластичные топливные емкости и устройства сбора жидкости используются и для непосредственного запуска космических ЖРД.
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ И НАВЕДЕНИЯ
Важной составной частью ракеты являются системы управления и наведения. Система наведения определяет положение и курс ракеты и выдает системе управления необходимые данные для управления ее полетом. Управление полетом ракеты осуществляется небольшими рулевыми двигателями или путем изменения направления вектора тяги основного двигателя.
В больших РДТТ соединение корпуса и сопла может быть выполнено из множества тонких слоев стали и жаростойкой резины, что позволяет соплу поворачиваться на несколько градусов в любом направлении. С помощью одного или двух гидроприводов сопло отклоняется, изменяя направление вектора тяги. Приводы используют энергию небольшого турбонасосного агрегата, работающего на продуктах разложения гидразина. В некоторых РДТТ горячий газ (от небольшого вспомогательного двигателя) подается через несколько клапанов, расположенных по окружности в расширяющейся части сопла. При закрытии одного или нескольких клапанов происходит изменение направления основной струи и, соответственно, вектора тяги. ЖРД устанавливают в поворотных цапфах или в кардановом подвесе, что позволяет поворачивать двигатель целиком.
ИСТОРИЧЕСКАЯ СПРАВКА
Древность и Средние века.
Хотя свое развитие ракетная техника получила в связи с современными военными потребностями и космическими исследованиями, история ракет уходит своими корнями в Древнюю Грецию. В паровой машине, названной его именем, Герон продемонстрировал принцип реактивного движения. Небольшой металлический сосуд, имеющий форму птицы и наполненный водой, подвешивался над огнем. Когда вода закипала, струя пара выбрасывалась из хвоста птицы, толкая сосуд вперед. Это устройство не нашло практического применения, и сам принцип был впоследствии забыт.
В Китае приблизительно в 960 н.э. впервые был применен черный порох – смесь селитры (окислитель) и древесного угля с серой (горючее) – для метания снарядов, и в 11 в. была достигнута дальность метания таких снарядов около 300 м. Эти «ракеты» представляли собой бамбуковые трубки, наполненные порохом, и не отличались особой точностью полета. Их главным назначением в бою было наводить панику на людей и лошадей. В 13 в. вместе с монгольскими завоевателями ракеты попали в Европу, и в 1248 английский философ и естествоиспытатель Роджер Бэкон опубликовал труд по их применению. Период использования таких неуправляемых ракет в военных целях был непродолжительным, так как довольно скоро они были вытеснены артиллерийскими орудиями.
Циолковский, Оберт и Годдард.
Современная ракетная техника обязана своим развитием главным образом трудам и исследованиям трех выдающихся ученых: Константина Циолковского (1857–1935) из России, Германа Оберта (1894–1989) из Румынии и Роберта Годдарда (1882–1945) из США. Хотя эти подвижники работали независимо друг от друга и их идеи в то время часто игнорировались, они заложили теоретические и практические основы ракетной техники и космонавтики. Их труды вдохновили поколения мечтателей и, что самое важное, нескольких энтузиастов, которые дали жизнь их трудам. См. также ГОДДАРД, РОБЕРТ ХАТЧИНГС ; ОБЕРТ, ГЕРМАН ; ЦИОЛКОВСКИЙ, КОНСТАНТИН ЭДУАРДОВИЧ .
Циолковский, школьный учитель, впервые написал о жидкостных ракетах и искусственных спутниках в 1883 и 1885. В своей работе Исследования мировых пространств реактивными приборами (1903) он изложил принципы межпланетных полетов. Циолковский утверждал, что наиболее эффективным топливом для ракет было бы сочетание жидких кислорода и водорода (хотя даже лабораторные количества этих веществ в то время были весьма дорогостоящими), и предложил использовать связку небольших двигателей вместо одного большого. Он также предложил использовать многоступенчатые ракеты вместо одной большой для облегчения межпланетных перелетов. Циолковский разработал основные идеи систем жизнеобеспечения экипажа и некоторые другие аспекты космических путешествий.
В своих книгах Ракета в межпланетное пространство (Die Rakete zu den Planetenraumen ,1923) и Пути осуществления космических полетов (Wege zur Raumschiffahrt , 1929) Г.Оберт изложил принципы межпланетного полета и выполнил предварительные расчеты массы и энергии, необходимые для полетов к планетам. Его сильной стороной была математическая теория, но в практической деятельности он не продвинулся дальше стендовых испытаний ракетных двигателей.
Разрыв между теорией и практикой заполнил Р.Годдард. Еще юношей он был захвачен идеей межпланетного полета. Его первое исследование относилось к области твердотопливных ракет, в которой он получил свой первый патент в 1914. К концу Первой мировой войны Годдард далеко продвинулся в создании ракет со ствольным запуском, которые не были использованы армией США в связи с наступлением мира; во время Второй мировой войны, однако, его разработки привели к созданию легендарной базуки, первой эффективной противотанковой ракеты. Смитсоновский институт в 1917 предоставил Годдарду исследовательский грант, результатом которого стала его классическая монография Метод достижения экстремальных высот (A Method of Reaching Extreme Altitudes ,1919). Годдард начал работу над ЖРД в 1923, а работающий прототип был создан к концу 1925. 16 марта 1926 он осуществил запуск первой жидкостной ракеты, в которой в качестве топлива использовались бензин и жидкий кислород, в Оберне (шт. Массачусетс). Во время Второй мировой войны Годдард работал над стартовыми ускорителями для морской авиации.
Работы Циолковского, Оберта и Годдарда были продолжены группами энтузиастов ракетной техники в США, СССР, Германии и Великобритании. В СССР исследовательские работы вели Группа изучения реактивного движения (Москва) и Газодинамическая лаборатория (Ленинград). Члены Британского межпланетного общества BIS, ограниченные в своих испытаниях британским законом о фейерверках, идущим от Порохового заговора (1605) с целью взорвать парламент, сосредоточили усилия на разработке «пилотируемого лунного космического корабля», основываясь на доступных для того времени технологиях.
Немецкое Общество межпланетных сообщений VfR в 1930 смогло создать примитивную установку в Берлине, и 14 марта 1931 член VfR Йоханнес Винклер осуществил первый в Европе удачный запуск жидкостной ракеты.
Нацистская Германия.
Немецкая армия рассматривала ракеты как оружие, которое она может использовать, не опасаясь международных санкций, поскольку в Версальском договоре (который подвел итоги Первой мировой войны) и последующих военных договорах о ракетах не упоминалось. После прихода Гитлера к власти военному ведомству Германии были выделены дополнительные средства на разработку ракетного оружия, и весной 1936 была одобрена программа строительства ракетного центра в Пенемюнде (фон Браун был назначен его техническим директором) на северной оконечности острова Узедом у балтийского побережья Германии.
Следующая ракета – А-3 имела двигатель тягой 15 кН с системой наддува на жидком азоте и парогенератором, гироскопическую систему управления и наведения, систему контроля параметров полета, электромагнитные сервоклапаны для подачи компонтов топлива и газовые рули. Хотя все четыре ракеты А-3 взорвались на старте или вскоре после старта с полигона в Пенемюнде в декабре 1937, технический опыт, полученный при проведении этих запусков, был использован при разработке двигателя тягой 250 кН для ракеты А-4, первый успешный запуск которой состоялся 3 октября 1942.
После двух лет конструкторских испытаний, подготовки производства и обучения войск ракета А-4, переименованная Гитлером в Фау-2 («Оружие возмездия-2»), была развернута начиная с сентября 1944 против целей в Англии, Франции и Бельгии.
Послевоенный период.
Ракета А-4 показала огромные возможности ракетной техники, и наиболее мощные послевоенные державы – Соединенные Штаты и Советский Союз – вскоре оказались втянутыми в разработку баллистических управляемых ракет, способных доставлять ядерное оружие. Достижения ракетной техники позволили также создать тактические ракеты, которые радикально изменили характер ведения войны.
В то время как военные ведомства обеих стран совершенствовали боевые ракеты, многие ученые (С.П.Королев в СССР, В. фон Браун в США) стремились использовать возможности ракетной техники для доставки научных приборов и в конце концов человека в космос. Со времени запуска первого спутника в 1957 и первого космонавта Ю.Гагарина в 1961 ракетно-космическая техника прошла большой путь.
ПЕРСПЕКТИВНЫЕ РАКЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
До конца 20 в. сгорание топлива оставалось основным источником энергии для реактивного движения. Хотя с 1920-х годов было предложено немало перспективных технических концепций, большинство из них не получило практического воплощения.
Гибридные двигатели.
Заманчивой альтернативой РДТТ и ЖРД является идея гибридного двигателя, в которой объединены лучшие качества обоих. В гибридном двигателе используются твердое горючее и жидкий окислитель, например жидкий кислород или азотный тетроксид. Такой подход позволяет наполовину упростить систему подачи топлива при сохранении присущей РДТТ компактности. Поскольку окислитель и горючее хранятся раздельно, трещины в твердотопливном заряде горючего менее опасны, чем в традиционном РДТТ, что упрощает его изготовление. Однако, несмотря на значительные исследовательские усилия, особенно в 1980-х годах, эта идея так и не нашла широкого применения. Основная проблема состояла в недостаточно устойчивом и эффективном процессе горения.
Электроракетный двигатель.
Электричество можно использовать для нагрева рабочего тела. Примером такого двигателя может служить ионный двигатель, в котором используются высоковольтная дуга для ионизации рабочего тела, например аргона или паров ртути, и электрическое поле для ускорения потока ионов. Принципиальным преимуществом такого двигателя является очень высокий удельный импульс (до 5000 с, в зависимости от конструкции двигателя и используемого рабочего тела). Тяга ионных двигателей очень мала и обычно находится в диапазоне от 0,02 до 0,03 Н. Ионные двигатели предназначаются для длительных космических полетов, когда за месяцы работы в условиях невесомости получается значительный суммарный прирост скорости. Ионные двигатели нашли также применение на геостационарных спутниках, где они обеспечивают постоянный небольшой импульс, достаточный для управления положением и сохранения орбиты. В других схемах ЭРД используются высокоэнергетическая плазма и магнитогидродинамический эффект.
Ядерные ракетные двигатели.
Другой реактивной системой, которая едва не получила практическое воплощение, является ядерная. В США в рамках программы по созданию ядерного ракетного двигателя (ЯРД) NERVA был разработан графитовый реактор, охлаждаемый жидким водородом, который испарялся, нагревался и выбрасывался через ракетное сопло. Графит был выбран из-за его высокой температурной стойкости. По проекту NERVA ЯРД должен был развивать тягу 1100 кН в течение одного часа и иметь удельный импульс 800 с, что почти вдвое превышает соответствующий показатель для химических двигателей. Программа NERVA была отменена в 1972 из-за того, что на неопределенный срок был отодвинут пилотируемый полет на Марс, для которого она разрабатывалась.
Разновидность ЯРД, использующего реакцию деления, представляет газофазный ядерный двигатель, в котором медленно движущаяся газовая струя делящегося плутония окружена более быстрым потоком охлаждающего водорода. Эта идея не вышла, однако, из стадии предварительных исследований.
Интересная идея создания двигателя, использующего реакцию аннигиляции материи и антиматерии, изучалась в рамках программы стратегической оборонной инициативы (СОИ) США. Антивещество в виде атомов хранится в электромагнитной ловушке и посредством магнитного поля подается в камеру двигателя, где оно взаимодействует с обычным веществом, превращаясь в гамма-излучение, которое нагревает рабочую жидкость и создает реактивную струю. Хотя магнитные ловушки используются в физике высоких энергий, для получения нескольких граммов антивещества, необходимых для полета, требуется огромное количество энергии.
Внешние источники энергии.
В рамках программ СОИ и Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства (НАСА) также изучалась реактивная система с мощным лазером, который нагревает рабочее тело, находящееся на борту ракеты. Сама ракета имеет небольшую массу, так как основная масса системы приходится на лазер, который может располагаться на Земле. Такая система требует исключительно точного наведения лазерного луча на цель, чтобы не сжечь ракету вместо нагрева рабочего тела. Рассматривалась также идея использования больших зеркал для фокусирования солнечных лучей на двигатель.
Использование энергии атомного взрыва.
В 1960-х годах НАСА и Комиссия по атомной энергии США исследовали один довольно экзотический метод получения тяги в рамках проекта «Орион». В этом методе разгон ракеты до большой скорости, необходимой для полета к другим планетам, предполагалось осуществлять путем последовательных взрывов небольших атомных зарядов, выбрасываемых за ракетой. Специальные гасители должны были сглаживать воздействие взрывов. Однако проект «Орион» был отменен в соответствии с международными договорами по использованию космического пространства и ограничению ядерных вооружений.
Фотонные двигатели.
Изучалась также возможность использования света для получения тяги в космосе. Частицы света – фотоны – создают очень малый реактивный импульс при воздействии на поверхность. Простейший двигатель такого рода представляет собой огромное пластиковое зеркало, которое отражает солнечные лучи и толкает космический аппарат в сторону от Солнца (солнечный ветер создает добавочный импульс). В настоящем фотонном двигателе вследствие аннигиляции обычного вещества и антивещества должен создаваться поток гамма-излучения, обеспечивающий реактивную тягу для движения космического аппарата.
| РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ/СИСТЕМЫ РЕАКТИВНОГО ДВИЖЕНИЯ | ||||
| Двигатели/Реактивные системы | Применение | Топливо | Тяга | Удельный импульс, с |
| ДВУХКОМПОНЕНТНЫЕ ЖРД | 200–480 | |||
| РД-107 (Россия) | Ускоритель для А-серии носителей («Союз») | Керосин и O 2 | 822 кН (на уровне моря) 1002 кН (в вакууме) | 257–314 |
| LR-91-AJ-11(США) | 2-я ступень ракеты «Титан 4» | Азотный тетроксид и Аэрозин 50 (50% гидразина и 50% НДМГ) | 467 кН (на высоте) | 316 |
| Маршевая ДУ «Шаттла» (3) (США) | Разгонный блок орбитального корабля | H 2 и O 2 | 1670 кН (на уровне моря) 2093 кН (в вакууме) | 453 |
| РД-701 (Россия) | Трехкомпонентный ЖРД для перспективных космических носителей | Первая ступень – керосин и O 2 ; верхние ступени – H 2 и O 2 | 1962 кН (на уровне моря) 786 кН (в вакууме) | 330–415 |
| ОДНОКОМПОНЕНТНЫЕ ЖРД | 180–240 | |||
| Однокомпонентный ракетный двигатель MRE-1 (США) | Система ориентации спутника | Разложение гидразина при взаимодействии с катализатором | 4,5 Н | 210–220 |
| РДТТ | 200–300 | |||
| «Кастор» 4А (США) | Ускоритель для ракет «Дельта 2» и «Атлас 2» | Бутадиеновое, 18% Al | 477 кН (на уровне моря) | 238 |
| ИОННЫЕ | 3000–25000 | |||
| UK-10 (Великобритания) | Двигатель коррекции орбиты геостационарных спутников связи | Ксеноновая плазма | 0,02–0,03 Н (в вакууме) | 3084–3131 |
| ЯДЕРНЫЕ | 500–1100 | |||
| NERVA (США) | Двигатель для пилотируемых космических полетов к другим планетам (разработка прекращена в 1972) | H 2 , источник испарения и нагрева – графитовый реактор | 815 | |
| СОЛНЕЧНЫЕ | 400–700 | |||
| ISUS (США) | Последняя разгонная ступень для выведения спутников на геостационарную орбиту | H 2 , испарение и нагрев солнечным излучением, сфокусированным на двигатель двумя рефлекторами | 45 Н | 600 |
| ЭЛЕКТРОТЕРМИЧЕСКИЕ | H 2 , испарение и нагрев электрической дугой | 400–2000 | ||
| ПЛАЗМЕННЫЕ | H 2 , испарение, ионизация и ускорение магнитным полем | 3000–15000 | ||
| АННИГИЛЯЦИОННЫЕ | H 2 , испарение и нагрев за счет энергии электронов и позитронов | 2000–50000 | ||
Работает в режиме кратковременных периодических включений (импульсов), суммарное число которых составляет обычно многие тысячи. Характерным является режим импульсной модуляции с импульсами тяги постоянной амплитуды и переменной длительности (ширины) и частоты (от нескольких десятков импульсов в секунду до 1 в несколько суток). По значению суммарного импульса тяги, развиваемого за определённое время, импульсный ракетный двигатель равноценен РД, работающему непрерывно при меньшей тяге. Однако достоинством является возможность путём изменения режима работы двигателя быстро и с большой точностью получать различные значения суммарного импульса тяги, что неосуществимо при использовании РД, работающего непрерывно. К импульсному ракетному двигателю предъявляются требования быстродействия, стабильности характеристик, выдачи минимального значения единичного импульса тяги, малого потребления электроэнергии управляющими клапанами. Идеальный импульсный ракетный двигатель должен выдавать импульсы тяги прямоугольной формы, совпадающие по времени с электрическими командами. В реальном импульсном ракетном двигателе импульсы тяги имеют трапецеидальную или колоколообразную форму; они шире командных импульсов и запаздывают относительно их. Неэкономное расходование ракетного топлива в процессе многократных режимов запуска и останова снижает результирующий удельный импульс РД. развивают малую тягу, большинство их относится к ракетным микродвигателям . применяются в индивидуальных ракетных двигательных установках и являются основным типом РД реактивных систем управления КА. Быстродействие обеспечивает управление полётом при малом расходе рабочего тела. При совершении манёвров, связанных с относительно большими затратами энергии, импульсные ракетные двигатели работают непрерывно (при изменении местоположения синхронных ИСЗ - до нескольких часов).
Импульсные ракетные двигатели работают как на двухкомпонентном самовоспламеняющемся топливе, так и на однокомпонентном топливе. Примером импульсного ракетного двигателя на двухкомпонентном топливе может служить Р-4Д, созданный для реактивных систем управления космического корабля «Аполлон». В качестве однокомпонентного топлива широко используется гидразин. В частности, типичная реактивная система управления связного ИСЗ, стабилизируемого вращением (обычно с частотой ~ 1 с -1), содержит несколько пар гидразиновых импульсных ракетных двигателей тягой ~ 20 Н каждый. Недостатками гидразиновых импульсных ракетных двигателей являются разрушение и потеря качества катализатора при большом числе «холодных» включений. Увеличение ресурса импульсных ракетных двигателей достигается поддержанием катализатора при повышенной температуре (например, 600 К) путём электрообогрева ДУ. Созданы гидразиновые импульсные ракетные двигатели с числом включений свыше 1 миллиона.
Имея в виду, что это, фактически, одна и та же характеристика. Удельная тяга применяется обычно во внутренней баллистике , в то время как удельный импульс - во внешней баллистике. Размерность удельного импульса есть размерность скорости, в системе единиц СИ это метр в секунду .
Определения
Уде́льный и́мпульс - характеристика реактивного двигателя , равная отношению создаваемого им импульса (количества движения) к расходу (обычно массовому, но может соотноситься и, например, с весом или объёмом) топлива. Чем больше удельный импульс, тем меньше топлива надо потратить, чтобы получить определённое количество движения. Теоретически удельный импульс равен скорости истечения продуктов сгорания, фактически может от неё отличаться. Поэтому удельный импульс называют так же эффективной (или эквивалентной) скоростью истечения .
Уде́льная тя́га - характеристика реактивного двигателя, равная отношению создаваемой им тяги к массовому расходу топлива. Измеряется в метрах в секунду (м/с = Н·с/кг = кгс·с/т.е.м.) и означает, в данной размерности, сколько секунд данный двигатель сможет создавать тягу в 1 Н, истратив при этом 1 кг топлива (или тягу в 1 кгс, истратив при этом 1 т.е.м. топлива). При другом толковании удельная тяга равна отношению тяги к весовому расходу топлива; в этом случае она измеряется в секундах (с = Н·с/Н = кгс·с/кгс). Для перевода весовой удельной тяги в массовую её надо умножить на ускорение свободного падения (примерно равное 9,81 м/с²).
Формула приближенного расчета удельного импульса (скорости истечения) для реактивных двигателей на химическом топливе выглядит, как:
где T k - температура газа в камере сгорания (разложения); p k и p a - давление газа соответственно в камере сгорания и на выходе из сопла; y - молекулярный вес газа в камере сгорания; u - коэффициент, характеризующий теплофизические свойства газа в камере (обычно u ≈ 15 ). Как видно из формулы в первом приближении, чем выше температура газа, чем меньше его молекулярная масса и чем выше соотношение давлений в камере РД к окружающему пространству, тем выше удельный импульс .
Сравнение эффективности разных типов двигателей
Удельный импульс является важным параметром двигателя, характеризующим его эффективность. Эта величина не связана напрямую с энергетической эффективностью топлива и тягой двигателя, например, ионные двигатели имеют очень небольшую тягу, но благодаря высокому удельному импульсу находят применение в качестве маневровых двигателей в космической технике.
| Двигатель | Удельный импульс | |
|---|---|---|
| м/сек | сек | |
| Газотурбинный реактивный двигатель | 30 000 | 3 000 |
| Твердотопливный ракетный двигатель | 2 000 | 200 |
