Химический ракетный двигатель

Хими́ческий раке́тный дви́гатель (ХРД) —

На конец второго десятилетия XXI века все, без исключения, ракетные двигатели, применяемые в ракетах военного назначения, и все, без исключения, двигатели ракет-носителей космических аппаратов — химические.

В

. Кроме того, существуют технические реализации ХРД, использующие как однокомпонентные, так многокомпонентные топлива. Компоненты топлива подбираются так, чтобы:

1. продукты реакции были
   газообразными
   ;
2. продукты реакции были низкомолекулярными.

Требование к низкому

молекулярному весу

продуктов следует из формулы импульса ${\displaystyle mv=const}$. При прочих равных условиях (масса топлива, количество выделяемой энергии), чем ниже молекулярный вес продуктов реакции ${\displaystyle m}$, тем больше скорость теплового движения молекул ${\displaystyle v}$. Следовательно, тем больше достижимая скорость истечения реактивной струи.

Из КС продукты реакции (выхлопной газ) направляются в профилированный канал — реактивное сопло. В сопле ХРД газ адиабатически расширяется. Давление и температура газа падают с нарастанием объёма по адиабатическому закону. В результате расширения газ приобретает высокую скорость истечения из сопла. Таким образом, ХРД преобразует часть химической энергии топлива в кинетическую энергию газовой струи.

Импульс газовой струи направлен по направлению истечения газов. Согласно закону сохранения импульса, векторная сумма импульсов газа и ракеты равна нулю. Другими словами, при истечении газа из сопла, реактивная струя и ракета получают одинаковые по модулю, но противоположенные по направлению импульсы. Фактически это проявляется как возникновение реактивной тяги, развиваемой ХРД.

Распространенная аббревиатура: ЖРД

Особенности: Компоненты топлива хранятся в баках, вне камеры сгорания ХРД, находятся в жидком агрегатном состоянии. Они подаются в камеру сгорания через форсунки под давлением. Давление жидких компонентов создаётся либо с помощью турбонасосного агрегата, либо за счёт вытеснительной подачи, за счёт повышенного давления в баках. Как правило, компоненты топлива самовоспламеняются при смешивании в КС. Иногда первые ступени ракет-носителей требуют принудительного воспламенения.

Пример: РД-170.

Описание: Этот тип получил широкое распространение на баллистических ракетах, ракетах-носителей для вывода космических аппаратов в космос. Жидкостные ракетные двигатели допускают регулирование тяги в широких пределах и многократное включение и выключение. Время для приведения ракеты из состояния хранения в предпусковое состояние значительно (может достигать десятков часов).

Удельный импульс ЖРД (в вакууме): достигает 3308 м/c (РД-170).

Удельная тяга (весовая): до 337,2 с (РД-170).

Диапазон тяг:

• От нескольких десятков ньютонов. Пример: двигатель ориентации С5.79 тягой 122,6 Н, входящий в состав Объединённой двигательной установки (ОДУ). ОДУ впервые была разработана для орбитальной станции «Мир», дальнейшее распространение получила на МКС^[1].
• До нескольких меганьютонов. Пример: самый мощный в мире (на момент написания статьи — апрель 2017 г.) РД-170 обладает тягой на уровне моря около 7,26 МН.

Распространенная аббревиатура: РДТТ (ракетный двигатель твердого топлива).

Особенности: Компоненты топлива хранятся в КС.

Пример: Р-30.

Описание: Этот тип двигателей обладает такими важными достоинствами, как простота и надёжность. РДТТ обладает малым временем для перевода из состояния хранения в предпусковое состояние. Как правило, компоненты топлива представляют собой спрессованную смесь топлива и окислителя. Для запуска двигателя требуется внешний источник пламени. После запуска такой двигатель работает до полной выработки топлива, многократный запуск невозможен. Конструктивная простота и дешевизна обусловила широкое применение РДТТ в ракетомоделизме. Обладает ограниченными возможностями по регулированию величины тяги. Управление направлением вектора тяги может осуществляется газовыми рулями или поворотным реактивным соплом.

Характерное время работы:

• От несколько секунд для неуправляемых боевых ракет и ракетомодельных двигателей.
• До 122 с для
  бокового ускорителя МТКК «Спейс шаттл»^[2]

Удельная тяга (весовая): до 269 с для

бокового ускорителя МТКК «Спейс шаттл» (в вакууме)^[3]

.

Диапазон тяг:

• От нескольких ньютонов для ракетных модельных двигателей.
• До приблизительно 12,45 МН для
  бокового ускорителя МТКК «Спейс шаттл» (на уровне моря)^[4]
  .

Описание: Один из компонентов находится в твёрдом состоянии и хранится в КС, оставшиеся компоненты подаются аналогично жидкостному двигателю. Позволяет совместить конструктивную простоту РДТТ с полезными свойствами ЖРД (управление величиной тяги, многократный запуск). Этот тип не получил широкого распространения.

Пример: Суборбитальный самолёт «

диоксиде азота

.

К ХРД не могут быть отнесены однокомпонентные газовые двигатели, использующие в качестве рабочего тела энергию сжатого газа.

Однако, существуют технические реализации однокомпонентных двигателей, где химическая энергия высвобождается за счёт экзотермической реакции каталитического разложения топлива в камере сгорания.

Например, при каталитическом разложении перекиси водорода образуется смесь горячего водяного пара и кислорода. Другой пример однокомпонентного топлива — гидразин.

Пример: двигатели ориентации спутника связи «Skynet-2»^[5].

Большинство технических реализаций ХРД относится именно к этому типу. Топливо состоит из горючего и окислителя.

По сути, этот тип является модификацией предыдущего. К топливу добавляется дополнительный компонент (компоненты), служащие:

• либо для воспламенения основных компонентов (в том случае, если они самостоятельно не воспламеняются при контакте) — так называемое пусковое топливо для ЖРД
• либо служат для повышения температуры горения
• либо для повышения
  стартовый ускоритель системы «Спейс Шаттл»
  .

Для РДТТ в состав смеси часто вносят какое-либо связующее вещество, обычно полимерное, для получения твёрдой топливной шашки, пригодной к длительному хранению и не разрушающейся механически при горении.

Первые пороховые ракеты были изобретены в Китае. Точная дата их изобретения неизвестна (первое письменное упоминание относится к XIII веку). Эти ракеты были твердотопливными.

В

По состоянию на середину 2010-х годов все создающие основную тягу ракетные двигатели, применяемые в ракетах военного назначения и ракетах-носителях космических аппаратов, являются химическими. Исключение составляют различные корректирующие двигатели и двигатели ориентации. При этом в химических двигателях уже достигнут принципиальный предел энергетических возможностей топлива. Даже теоретически нет возможности существенного увеличения их удельного импульса, что связано с принципиальным ограничением температуры продуктов горения в экзотермических химических реакциях, что ограничивает максимальную скорость истечения газов. Это накладывает ограничения на возможности ракетной техники с использованием химических двигателей уже освоенными двумя направлениями:

• космические полёты в околоземном пространстве (как пилотируемые, так и беспилотные);
• исследование космоса в пределах Солнечной системы с помощью автоматических аппаратов (например, космические аппараты серий «Венера» и «Марс», «Вояджер», «Галилео», «Кассини-Гюйгенс», «Улисс»).

Если кратковременная пилотируемая экспедиция к Марсу или Венере с использованием химических двигателей ещё представляется технически реализуемой, то для пилотируемых полётов путешествия к более далёким объектам Солнечной системы размеры необходимой для этого ракеты и длительность полёта трудно осуществимы с точки зрения современной науки и техники.

• Ракетное топливо

• НПО «Энергомаш» имени академика В. П. Глушко — основной российский производитель ракетных двигателей

• Глушко В. П. Космонавтика. — М.: Советская энциклопедия, 1970.
• Алемасов В. Е., Дрегалин А. Ф., Тишин А. П. Теория ракетных двигателей / Под ред. В. П. Глушко. — М.: Машиностроение, 1989. — 464 с.