Ракетный двигатель: различия между версиями

[непроверенная версия][непроверенная версия]
Содержимое удалено Содержимое добавлено
м r2.7.3) (бот изменил: io:Fuseo motoro на io:Fuzeo motoro
Строка 6:
 
== Химические ракетные двигатели ==
[[Файл:Space Shuttle Columbia launching.jpg|thumb|300px|Двигательная установка [[Спейс Шаттл]]а сочетает в себе основные типы химических ракетных двигателей: <br />боковые ускорители  — [[РДТТ]]; <br /> маршевые двигатели орбитера  — [[ЖРД]].]]
Наиболее распространены [[Химия|химические]] ракетные двигатели, в которых, в результате экзотермической [[Химическая реакция|химической реакции]] [[горючее|горючего]] и [[окислитель|окислителя]] (вместе именуемые [[топливо]]м), продукты сгорания нагреваются в камере сгорания до высоких температур, расширяясь, разгоняются в [[сопло Лаваля|сверхзвуковом сопле]] и истекают из двигателя. [[Топливо]] химического ракетного двигателя является источником как тепловой энергии, так и газообразного [[рабочее тело|рабочего тела]], при расширении которого его внутренняя энергия преобразуется в кинетическую энергию реактивной струи.
 
В [[твердотопливный ракетный двигатель|твердотопливном двигателе]] (РДТТ) горючее и окислитель хранятся в форме смеси твёрдых веществ, а топливная ёмкость одновременно выполняет функции камеры сгорания. Твердотопливный двигатель и ракета, оборудованная им, конструктивно устроены гораздо проще всех других типов ракетных двигателей и соответствующих ракет, а потому они надёжны, дёшевы в производстве, не требуют больших трудозатрат при хранении и транспортировке, время подготовки их к пуску минимально. Поэтому в настоящее время они вытесняют другие типы ракетных двигателей из области военного применения. Вместе с тем, твёрдое топливо энергетически менее эффективно, чем жидкое. Удельный импульс твердотопливных двигателей составляет 2000  — 3000 м/с. Тяга  — свыше 1300тс (ускоритель [[Спейс Шаттл]]а).
 
В [[жидкостный ракетный двигатель|жидкостных ракетных двигателях]] (ЖРД) горючее и окислитель пребывают в [[жидкость|жидком агрегатном состоянии]]. Они подаются в камеру сгорания с помощью турбонасосной или вытеснительной системами подач. Жидкостные ракетные двигатели допускают регулирование тяги в широких пределах, и многократное включение и выключение, что особенно важно при маневрировании в космическом пространстве. Удельный импульс ЖРД достигает 4500 м/c. Тяга  — свыше 800тс ([[РД-170]]). По совокупности этих свойств ЖРД предпочтительны в качестве маршевых двигателей [[ракета-носитель|ракет-носителей]] космических аппаратов, и маневровых двигателей [[КА]].
 
В качестве пары горючее + окислитель могут использоваться различные компоненты. В современных криогенных двигателях используется пара жидкий кислород + жидкий водород (наиболее эффективные компоненты для ЖРД). Другой группой компонентов являются самовоспламеняющиеся при контакте друг с другом, пример такой схемы  — азотный тетраоксид + несимметричный диметилгидразин. Довольно часто применяется пара жидкий кислород + керосин. Существенно соотношение компонентов: на 1 часть горючего может подаваться от 1 части окислителя (топливная пара кислород + [[гидразин]]) до 5 и даже 19 частей окислителя (топливные пары [[азотная кислота]] + [[керосин]] и [[фтор]] + [[водород]]<ref>[[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.</ref> соответственно).
 
Обладая сравнительно невысоким удельным импульсом (в сравнении с электрическими ракетными двигателями), химические ракетные двигатели позволяют развивать большую тягу, что особенно важно при создании средств выведения полезной нагрузки на орбиту или для осуществления межпланетных полётов в относительно короткие сроки.
 
На конец 1-го десятилетия XXI  в. все, без исключения, ракетные двигатели, применяемые в ракетах военного назначения, и все, без исключения, двигатели ракет-носителей космических аппаратов  — химические.
 
Следует так жетакже отметить, что вна настоящее2013 времягод, для химических ракетных двигателей практически достигнут предел энергетических возможностей топлива, и поэтому теоретически не предвидится возможность существенного увеличения их [[удельный импульс|удельного импульса]]<ref>{{cite web|url=http://expert.ru/2013/01/31/vyijti-iz-tupika/?n=172|title=Выйти из тупика|author=Вадим Пономарев|date=31 января 2013|publisher=«Expert Online»|accessdate=2013-02-17}}</ref>, а это ограничивает возможности ракетной техники, базирующейся на использовании химических двигателей, уже освоенными двумя направлениями:
* 1.# Космические полёты в околоземном пространстве (как пилотируемые, так и беспилотные).
* 2.# Исследование космоса в пределах [[Солнечная система|Солнечной системы]] с помощью автоматических аппаратов ([[Вояджер]], [[Галилео (КА)|Галилео]], [[Кассини-Гюйгенс]],[[Улисс (КА)|Улисс]]).
 
Если кратковременная пилотируемая экспедиция к [[Марс (планета)|Марсу]] или [[Венера (планета)|Венере]] с использованием химических двигателей ещё представляется возможной (хотя существуют [http://scepsis.ru/library/id_1128.html сомнения в целесообразности такого рода полётов]<ref>[http://www.nkj.ru/archive/articles/4234/ НУЖНО ЛИ ЧЕЛОВЕКУ ЛЕТЕТЬ НА МАРС?] В. СУРДИН // «Наука и жизнь», 2006, №4№ 4</ref>), то для путешествия к более далёким объектам [[Солнечная система|Солнечной системы]] размеры необходимой для этого ракеты и длительность полёта выглядят нереалистично.
 
Для ряда случаев выгодно применять [[Гибридный ракетный двигатель|гибридные ракетные двигатели]], в котором один компонент ракетного топлива хранится в твёрдом состоянии, а другой (как правило  — окислитель)  — в жидком. Такие двигатели обладают меньшей стоимостью, чем жидкостные, более надёжны. В отличие от твёрдотопливных, допускают многократное включение. При длительном хранении заряда его характеристики ухудшаются незначительно.
 
== Ядерные ракетные двигатели ==