Raketni motor

Iz Wikipedije, besplatne enciklopedije
Idi na navigaciju Idi na pretraživanje

Raketni motor je mlazni motor koji za svoj rad ne koristi energiju ili radni fluid iz okoline. Dakle, RD je instalacija koja ima izvor energije i rezervu radnog fluida i dizajnirana je za stvaranje potiska pretvaranjem bilo koje vrste energije u kinetičku energiju radnog fluida. Raketni motor je jedina praktično savladana metoda lansiranja korisnog tereta u orbitu oko Zemlje .

Sila potiska u raketnom motoru nastaje kao rezultat pretvaranja početne energije u kinetičku energiju mlaznog mlaza radne tekućine. Hemijski raketni motori , nuklearni raketni motori i električni raketni motori razlikuju se ovisno o vrsti energije koja se pretvara u kinetičku energiju mlaznog mlaza[1] .

Karakteristika efikasnosti raketnog motora je specifični impuls (u konstrukciji motora koristi se nešto drugačija karakteristika - specifični potisak ) - odnos impulsa koji raketni motor prima prema masi potrošenog radnog fluida. Specifični impuls ima dimenziju m / s , odnosno dimenziju brzine. Za raketni motor koji radi u konstrukcijskom načinu rada (kada su tlak okoline i tlak plina na izlazu iz mlaznice jednaki), specifični impuls je brojčano jednak brzini istjecanja radne tekućine iz mlaznice .

Hemijski raketni motori

Pogonski sistem spejs šatla kombinuje glavne tipove hemijskih raketnih motora:
bočni pojačivači - čvrsto gorivo ;
orbitalni pogonski motori - LPRE

Najčešći su kemijski raketni motori u kojima se, kao rezultat egzotermne kemijske reakcije goriva i oksidanta (zajedno nazvano gorivo ), proizvodi izgaranja zagrijavaju u komori za sagorijevanje na visoke temperature, šireći se, ubrzavajući pri supersoničnu mlaznicu koja istječe iz motora. Gorivo kemijskog raketnog motora izvor je toplinske energije i plinovitog radnog fluida , pri čijem se širenju unutarnja energija pretvara u kinetičku energiju mlaznog mlaza.

U motoru na čvrsto gorivo (motor na čvrsto gorivo ), gorivo i oksidator se skladište u obliku mješavine krutih tvari, a spremnik goriva istovremeno funkcionira kao komora za sagorijevanje. Motor na čvrsto gorivo i raketa s njim opremljeni konstrukcijski su mnogo jednostavniji od svih drugih vrsta raketnih motora i odgovarajućih raketa, pa su stoga pouzdani, jeftini za proizvodnju, ne zahtijevaju velike troškove rada tokom skladištenja i transporta, te pripreme vreme za lansiranje je minimalno. Stoga trenutno zamjenjuju druge vrste raketnih motora iz područja vojne uporabe. Istovremeno, čvrsto gorivo je manje energetski efikasno od tekućeg goriva. Specifični impuls motora na čvrsto gorivo je 2000 - 3000 m / s. Potisak - preko 1300 tf ( Space Shuttle ubrzivač).

U raketnim motorima na tekuće gorivo (LRE) gorivo i oksidans su u agregatnom stanju u tečnom stanju . Ubacuju se u komoru za sagorevanje pomoću turbo pumpe ili sistema za napajanje sa pozitivnim pomakom. Raketni motori na tekuće gorivo omogućuju kontrolu potiska širokog raspona i višestruko uključivanje i isključivanje, što je posebno važno pri manevriranju u svemiru. Specifični impuls raketnog motora doseže 4500 m / s. Vuča - preko 800 tf ( RD -170 ). U smislu kombinacije ovih svojstava, raketni motori na tekuće gorivo poželjniji su kao pogonski motori za lansirna vozila za svemirske letjelice i kao manevarski motori za svemirske letjelice .

Različite komponente mogu se koristiti kao par gorivo + oksidator. Savremeni kriogeni motori koriste tečni kiseonik + paru tečnog vodonika (najefikasnije komponente za raketne motore na tečno gorivo). Druga grupa komponenata se samozapaljuje u međusobnom dodiru, primjer takve sheme je dušikov tetroksid + nesimetrični dimetilhidrazin. Vrlo često se koristi par tekućeg kisika + kerozin. Omjer komponenti je značajan: 1 dio goriva može se isporučiti iz 1 dijela oksidanta (par goriva kiseonik + hidrazin ) na 5, pa čak i 19 dijelova oksidanta (parovi goriva dušična kiselina + kerozin i fluor + vodik [2], respektivno).

Posjedujući relativno nizak specifični impuls (u usporedbi s električnim raketnim motorima), kemijski raketni motori omogućuju razvoj velikog potiska, što je posebno važno pri stvaranju sredstava za lansiranje korisnog tereta u orbitu ili za obavljanje međuplanetarnih letova u relativno kratkom vremenu.

Krajem druge decenije XXI veka. Svi, bez izuzetka, raketni motori koji se koriste u raketama u vojne svrhe i svi, bez izuzetka, motori raketnih svemirskih letjelica - hemijski.

Također treba napomenuti da je 2013. godine, za kemijske raketne motore, granica energetskih sposobnosti goriva praktički dosegnuta, pa stoga teoretski nije predviđena mogućnost značajnog povećanja njihovog specifičnog impulsa [3] , a to ograničava mogućnosti raketne tehnologije zasnovane na upotrebi hemijskih motora koji su već savladani u dva smjera:

  1. Svemirski letovi u svemiru blizu zemlje (i sa posadom i bez posade).
  2. Istraživanje svemira u Sunčevom sistemu pomoću automatskih vozila (svemirske letelice serije " Venera " i " Mars ", Voyager , Galileo , Cassini-Huygens , Ulysses ).

Ako je kratkotrajna ekspedicija s posadom na Mars ili Veneru pomoću kemijskih motora još uvijek moguća (iako postoje sumnje u svrsishodnost takvih letova [4] ), onda će za putovanje do udaljenijih objekata u Sunčevom sistemu, dimenzije rakete potrebno za to i trajanje leta izgledaju nerealno.

U brojnim slučajevima povoljno je koristiti hibridne raketne motore u kojima se jedna komponenta pogonskog goriva skladišti u čvrstom stanju, a druga (obično oksidator) u tekućem stanju. Takvi su motori jeftiniji od tekućih i pouzdaniji su. Za razliku od čvrstog goriva, mogu se uključiti više puta. S produljenim skladištenjem punjenja, njegove se karakteristike blago pogoršavaju.

Nuklearni raketni motori

Nuklearni raketni motor - mlazni motor u kojem se radna tekućina (na primjer, vodik, amonijak itd.) Zagrijava energijom oslobođenom tijekom nuklearnih reakcija ( raspadanje ili termonuklearna fuzija ). Razlikovati radioizotopske, nuklearne i termonuklearne raketne motore . Nuklearno gorivo koristi se samo u krstarećim raketama [ izvor neodređen 987 dana ] .

Nuklearno -raketni motori omogućuju postizanje značajno veće (u usporedbi s kemijskim raketnim motorima) specifične vrijednosti impulsa zbog velike brzine istjecanja radne tekućine (od 8.000 m / s do 50 km / s i više). U isto vrijeme, ukupni potisak NRE može se uporediti s potiskom raketnih motora s kemijskim raketnim pogonom, što stvara preduvjete za zamjenu hemijskih raketnih motora nuklearnim u budućnosti. Glavni problem pri korištenju NRE je radioaktivno zagađenje okoliša ispušnim plinovima motora, što otežava korištenje NRE (osim, vjerojatno, plinske faze - vidi dolje), u fazama lansirnih vozila koja rade unutar Zemljine atmosfere. Međutim, konstruktivno savršen GFNRD, na osnovu svojih izračunati karakteristike potiska, može lako riješiti problem stvaranja potpuno višekratnu jedan - fazi lansiranja.

NRE se prema agregatnom stanju nuklearnog goriva u njima dijeli na čvrstu, tekuću i plinsku fazu. U NRE sa čvrstom fazom, fisijske tvari, kao i u konvencionalnim nuklearnim reaktorima , smještene su u sklopove šipki ( gorivnih šipki) složenog oblika s razvijenom površinom, što omogućava efikasno zagrijavanje (energija zračenja u ovom slučaju može se zanemariti) plinoviti radni fluid (RT) (obično vodik , rjeđe - amonijak ), koji je istovremeno rashladno sredstvo , rashladni strukturni elementi i sami sklopovi. RT temperatura ograničena je najvećom dopuštenom temperaturom konstrukcijskih elemenata (ne više od 3000 ° K), što ograničava protok. Specifični impuls čvrstog faznog NRE-a, prema savremenim procjenama, bit će 8000-9000 m / s, što je više nego dvostruko bolje od performansi najnaprednijih raketnih motora s kemijskim pogonom. Takvi nuklearni raketni motori stvoreni su i uspješno testirani na štandovima (program NERVA u SAD-u, nuklearni raketni motor RD-0410 u SSSR-u). NRE u tekućoj fazi su učinkovitiji: nuklearno gorivo u njihovoj jezgri je u obliku taline, pa su, prema tome, parametri potiska takvih motora veći (specifični impuls može doseći vrijednosti od 15.000 m / s).

NASA-NERVA-diagram.jpg

U gasnoj fazi NRE ( GFNRD ) fisijske tvari (na primjer, uran), kao i radna tekućina, nalaze se u plinovitom stanju i drže se u radnom području pomoću elektromagnetskog polja (jedna od mnogih predloženih mogućnosti projektiranja). Postoji i GFNRD dizajn, u kojem je nuklearno gorivo (užareni plin ili plazma sa žarnom niti) zatvoreno u termički stabilnu optički prozirnu kapsulu, tzv. nuklearna lampa ( sijalica ) i na taj način potpuno izolirana od protoka radnog fluida koji pere "svjetiljku", uslijed čega dolazi do zagrijavanja potonje zbog zračenja "lampe". Neki događaji sugeriraju upotrebu umjetnih safira ili sličnih materijala za materijal nuklearne lampe. U slučaju zatvaranja nuklearne plazme elektromagnetskim poljem, dolazi do malog curenja fisionog materijala u vanjsko okruženje, a dizajn predviđa opskrbu nuklearnog goriva jezgri radi nadopunjavanja njegove količine.

Strogo govoreći, u slučaju NRE u gasnoj fazi, samo dio jezgre trebao bi biti u plinovitom stanju, budući da periferni dijelovi jezgre mogu, zbog prethodnog kontaktnog zagrijavanja vodika, osloboditi do 25% snagu neutrona i osiguravaju kritičnu konfiguraciju jezgre s relativno malom veličinom stvarnog plinskog TVEL -a. Upotreba, na primjer, berilijuma, također hlađenog, izmjenjivača neutrona, omogućuje povećanje koncentracije neutrona u gorivnom elementu plinske faze sa nedostatkom neutrona za faktor 2-2,5 u usporedbi s pokazateljem za krutu tvar. fazni dio zone. Bez takvog "trika", dimenzije NRE u plinskoj fazi postale bi neprihvatljivo velike, jer kako bi se postigla kritičnost, gorivni element u plinskoj fazi mora imati vrlo veliku veličinu, zbog niske gustoće visoke temperature gas.

Radni fluid (vodik) sadrži čestice ugljika za efikasno zagrijavanje apsorbiranjem energije zračenja. Toplinska stabilnost konstrukcijskih elemenata u NRE ovog tipa nije ograničavajući faktor, pa brzina istjecanja radnog fluida može premašiti 30.000 m / s (specifični impuls reda od 3000 s) pri temperaturi radnog fluida pri izlaz mlaznice do 12.000 K. Uran-233 se posebno predlaže kao nuklearno gorivo za GFNRD. Postoje opcije za zatvoreni GFNRD (uključujući s "nuklearnom lampom") i otvoreni krug (s djelomičnim miješanjem nuklearnog goriva i radne tekućine). Vjeruje se da se NRE u plinskoj fazi može koristiti kao motor prve faze, unatoč curenju fisijskog materijala. U slučaju korištenja zatvorene GFNRD sheme s "nuklearnom lampom", gorionik motora može imati relativno nisku radioaktivnost.

Prva istraživanja na području nuklearnih pogonskih goriva započela su 1950 -ih. U Sovjetskom Savezu i Sjedinjenim Državama, čvrsti NRM-ovi su aktivno testirani 70-ih godina . Tako je reaktor NERVA bio spreman za upotrebu kao motor treće faze rakete -nosača Saturn V (vidi Saturn C-5N ), ali je mjesečev program do tada bio zatvoren i nije bilo drugih zadataka za te niskonaponske jedinice. U SSSR-u je do kraja 70-ih godina nastao nuklearni raketni motor RD-0410 koji se aktivno testirao na bazi u blizini Semipalatinska. Osnova ovog motora sa potiskom od 3,6 tona bio je nuklearni reaktor IR-100 sa gorivim ćelijama napravljenim od čvrste otopine uranijevog karbida i cirkonijevog karbida. Temperatura vodika dosegla je 3000 K pri snazi ​​reaktora od ~ 170 MW.

NRE u gasnoj fazi trenutno su u fazi teorijskog razvoja [ izvor nije naveden 988 dana ] , međutim, eksperimentalna istraživanja su također provedena u SSSR-u i SAD-u. Očekivano [od koga? ] da će novi zamah radu na motorima na plinsku fazu dati rezultati eksperimenta s kristalom plazme provedenog na svemirskim stanicama Mir i ISS .

Krajem druge decenije XXI veka. ne postoji niti jedan slučaj praktične primjene nuklearnih raketnih motora, unatoč činjenici da su glavni tehnički problemi stvaranja takvog motora riješeni prije pola stoljeća. Glavna prepreka praktičnoj primjeni NRE -a su opravdani strahovi da nesreća zrakoplova s ​​NRE -om može uzrokovati značajno zračenje zagađenja atmosfere i dijela Zemljine površine, uzrokujući i direktnu štetu i komplicirajući geopolitičku situaciju. U isto vrijeme, očito je da daljnji razvoj kozmonautike , koji je poprimio značaj velikih razmjera, neće moći bez upotrebe shema s NRE, budući da su kemijski raketni motori već dosegli praktičnu granicu svoje učinkovitosti i njihov razvojni potencijal je vrlo ograničen, te za stvaranje brzih, dugoročnih i ekonomičnih Za opravdani međuplanetarni transport, kemijski motori su neprikladni iz više razloga.

Električni raketni motori

Električni raketni motori (ERE) koriste električnu energiju kao izvor energije za stvaranje potiska. Specifični impuls električnih raketnih motora može doseći 10-210 km / s.

Ovisno o načinu pretvaranja električne energije u kinetičku energiju mlaznog mlaza, postoje elektrotermalni raketni motori, elektrostatički (ionski) raketni motori i elektromagnetski raketni motori.

Visoke vrijednosti specifičnog impulsa EP -a omogućuju mu da troši (u usporedbi s kemijskim motorima) malu količinu radnog fluida po jedinici potiska, ali to postavlja problem velike količine električne energije potrebne za stvaranje potiska . Snaga potrebna za stvaranje jedinice potiska raketnog motora (isključujući gubitke) određena je formulom:

Evo - gustoća snage (potisak po vatima / njutonima); - specifični impuls (m / s).
Dakle, što je veći specifični impuls, potrebno je manje tvari i više energije za stvaranje jedinice potiska. Поскольку мощность источников электроэнергии на космических аппаратах весьма ограничена, это ограничивает и тягу, которую могут развить ЭРД. Самым приемлемым для ЭРД источником электроэнергии в космосе в настоящее время являются солнечные батареи, не потребляющие топлива, и обладающие достаточно высокой удельной мощностью (по сравнению с другими источниками электроэнергии).
Низкая тяга (не превышающая единиц ньютонов для самых мощных из современных электрических ракетных двигателей) и неработоспособность в атмосфере, на высотах менее 100 км сужают область применения электрических ракетных двигателей.

В настоящий момент электрические ракетные двигатели применяются в качестве двигателей ориентации и коррекции орбит автоматических космических аппаратов (главным образом, спутников связи ) с использованием солнечных батарей в качестве источников энергии. Благодаря высокому удельному импульсу (скорости истечения) расход рабочего тела небольшой, что позволяет обеспечить длительный срок активного существования КА. [5]

Плазменные ракетные двигатели

Плазменный двигатель — электрический ракетный двигатель, рабочее тело которого приобретает ускорение, находясь в состоянии плазмы .

Плазменные двигатели различной конструкции строились и тестировались начиная с 60-х годов, однако на начало XXI века существует лишь один проект плазменного двигателя — VASIMR , который реализуется на коммерческой основе: пока двигатель прошел лишь стендовые испытания, разработка продолжается. Другие типы плазменных двигателей, в частности СПД и ДАС (двигатели с анодным слоем), очень к ним близкие, имеют совершенно другие принципы работы.

Потенциал плазменных двигателей высок, однако, в ближайшем будущем единственным его применением будет корректировка орбиты МКС и других околоземных спутников [6] .

Фотонные ракетные двигатели

Данный двигатель является гипотетическим . Принцип действия такого двигателя таков: фотоны имеют импульс , а это значит, что при истекании из сопла двигателя свет , являющийся в таком двигателе источником энергии, создаёт реактивную тягу . Космический корабль, оснащённый, таким двигателем, смог бы разогнаться до околосветовых скоростей и совершить полёт к далёким звёздам. Однако создание таких двигателей — дело далёкого будущего. Они не могут быть сконструированы и построены, поскольку многие из проблем в настоящее время нерешаемы даже теоретически.

Всё сказанное конкретное о ракетных двигателях можно свести к одной цели — придать хаотичному характеру кинетической энергии необходимое общее направление.

См. также

Примечания

  1. БРЭ, 2017 .
  2. Фтор имеет атомный вес 18,99 — почти 19, и в соединении с водородом даёт фтороводород — HF, следовательно, по массе на одну часть водорода приходится 19 частей фтора. Максимум удельного импульса достигается, однако, при соотношении 1:10-1:12, то есть, при полутора-двукратном избытке водорода по сравнению со стехиометрией.
  3. Вадим Пономарев. Выйти из тупика . «Expert Online» (31 января 2013). Дата обращения: 17 февраля 2013. Архивировано 26 февраля 2013 года.
  4. В. Сурдин Нужно ли человеку лететь на Марс? // « Наука и жизнь », 2006, № 4
  5. [1] // Новости космонавтики
  6. The Revolutionary Rocket That Could Shuttle Humans to Mars .

Ссылки

Литература

  • Теория ракетных двигателей: Учебник для студентов высших учебных заведений / Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П.; Под ред. Глушко В.П. — М.: Машиностроение , 1989. — 464 с.