Енергетичні та рухові установки ракетно-космічної техніки

У створення рушіїв для виведення корисних навантажень у космос величезний внесок зробили наші співвітчизники. Будучи засудженим до страти, студент медико-хірургічної академії Микола Іванович Кібальчич (1853-1881 рр.) передав до адвокатури не прохання про помилування, а свій "Проект повітроплавного приладу". У цьому проекті він висловив ідею ракетного літального апарату. Н.І. Кібальчич писав, що якщо його ідея після ретельного обговорення вченими-фахівцями буде визнана здійсненною, то він буде щасливий тим, що надасть величезну послугу Батьківщині та людству. Проте його звернення лишилося без відповіді. Лише майже через 40 років стало відомо про науковий подвиг революціонера.

Фрідріх Артурович Цандер, Юрій Васильович Кондратюк по праву вважаються видатними вченими у галузі реактивної техніки. С.П. Корольов, В.П. Ветчинкін, Б.С. Стєчкін, М.К. Тихонравов, Ю.А. Побєдоносцев, В.П. Глушко та інші своїми роботами підготували науку та техніку до старту 1957 р. Піонером проектної космонавтики є М.К. Тихонравов із групою ентузіастів.

Група М.К. Тихонравова

С.П. Корольов розпочав своє знайомство з ракетною технікою з проекту Н.І. Кібальчича. Він очолив роботи з практичної космонавтики та забезпечив запуск першого супутника, перший вихід людини в космос, перший обліт Місяця, перші знімки зворотного боку Місяця. С.П. Корольов прожив лише 60 років, але їх вистачило на те, щоб здійснити велику мрію людства. Він відкрив дорогу в космос, і його ім'я стало безсмертним.

Всі ракетні двигуни (РД) поділяються на два великі класи: двигуни малої тяги (високої економічності), що мають високу швидкість закінчення газів, але невелику масу робочого тіла, що відкидається, і двигунивеликий тяги, де швидкість витікання газів порівняно мала, але маса витікаючих газів велика. Перші знаходять застосування створення малих прискорень у відкритому космосі. Для подолання земного тяжіння, опору атмосфери при старті ракети та початкового розгону використовуються лише двигуни великої тяги. Перспективи розвитку ракетних двигунів представлені рис.

Перспективи розвитку ракетних двигунів у XXI ст.: Jуд - питомий імпульс

У хімічних ракетних двигунах енергію одержують із різних хімічних реакцій. Залежно від хімічної структури палива двигуни поділяються на два великі класи: рідинні (ЖРД) та твердопаливні (ТТРД). Типові ЗРД та ТТРД наведені на рис. 1, 2 та 3. Перспективний ЖРД наведено на рис. 4.

Типові рідинні ракетні двигуни: а - двигун РД-253 (I ступінь РН "Протон-М"); б - двигун РД-0210 (II ступінь РН "Протон-М")

Генеральний конструктор НВО "Енергомаш" Б.І. Каторгин у рідинного ракетного двигуна РД-191 для РН "Ангара"

Типовий твердопаливний ракетний двигун

Перспективний трикомпонентний ракетний двигун (на знімку B.C. Рачук, А.А. Медведєв та ін.)

У ЗРД рідке паливо - пальне та окислювач - за допомогою паливних насосів подається в камеру згоряння. В результаті хімічної реакції горіння температура палива підвищується, і газоподібні продукти згоряння з камери через профільоване сопло спливають з великою швидкістю назовні, створюючи тягу. Швидкість витікання газів із сопла (отже, питома тяга) залежить від температури тамолекулярної маси. Чим температура вища, тим більша швидкість. Молекулярну масу продуктів згоряння, навпаки, бажано мати якнайменше, оскільки з її зменшенням швидкість закінчення зростає. Такі палива, як рідкий кисень і гас або азотна кислота та диметилгідразин, дозволяють отримати питому тягу близько 300 с, тобто. швидкість закінчення із сопла близько 3 км/с.

Значні переваги як пальне із малою молекулярною масою має водень. Він має велику теплотворну здатність, що забезпечує високу температуру продуктів згоряння з найнижчою молекулярною масою з усіх речовин, відомих на Землі. У парі з рідким киснем зріджений водень дає питому тягу близько 450 з (швидкість закінчення близько 4,5 км/с). Крім того, продукти згоряння зовсім неотруйні, тому що після згоряння утворюється водяна пара.

Зважаючи на великі енергетичні переваги водню як пального, він вперше був використаний у надважких ракетах-носіях Saturn-5 і "Енергія". При екологічній чистоті паливо водень - кисень вибухонебезпечний внаслідок того, що при довільному змішуванні водню з повітрям утворюється "гримучий газ". Тому відпрацьована спеціальна строга технологія роботи з воднем, суть якої полягає в очищенні всіх ємностей баків і магістралей від водню, повітря і кисню шляхом ретельного продування азотом, спалюванні випарів рідкого водню, що спливає з дренажних магістралей, та автоматичному контролі за наявність. По всьому ракетно-космічному комплексу система аварійного захисту через систему збору даних про стан та роботу всіх систем та агрегатів контролює обстановку з метою запобігання розвитку аварійної ситуації.

Стартова система ракетно-космічної системи "Енергія" - "Буран" має масу 2400т, їх понад 1890 т посідає витрачається паливо. Сумарна тяга Землі чотирьох блоків першого ступеня (по 740 тс кожна) і центрального блоку (600 тс) становить 3560 тс. Баки ракетних блоків першого ступеня за секундної витрати 2,4 т/с спорожняються за 165 с. Через 486 с на висоті 160 км закінчується паливо та другий щаблі. Для виведення на задану орбіту немає швидкості 30. 40 м/с, яку після поділу з "Енергією" забезпечує об'єднана рухова установка (ОДП) орбітального корабля "Буран". Шляхом дворазового включення ОДУ формується майже кругова орбіта з висотами апогею 256 км та перигею 252 км. Наведений приклад показує, як марнотратні двигуни, що працюють на хімічному паливі. Вони вражають нашу уяву витратою палива і потужністю, що розвивається при цьому. Легко визначити, наприклад, що ЗРД з тягою 100 тс при виведенні КА на орбіту розвиває потужність 2 млн к.с., тобто. за потужністю перевершує Братську ГЕС.

Теоретичні дослідження показують, що за будь-яких, навіть найвигідніших комбінаціях горючих і окислювачів їх питома тяга вбирається у 450 з, а найчастіше доводиться задовольнятися питомою тягою 300 з. Якщо користуватися цими даними, мимоволі виникає сумнів у можливості здійснення експедиції на планети Сонячної системи за допомогою хімічних двигунів безпосередньо з поверхні Землі. Необхідні багаторазові стикування модулів із дозаправкою в космосі або більш потужні джерела енергії, такі як ядерні.

Ядерна енергоустановка

Ядерний ракетний двигун (ЯРД) багато в чому подібний до ЖРД. Принципова відмінність його полягає в тому, що реактивна маса перед виходом її з сопла нагрівається не горінням, а теплом, що утворюється в ядерному.реакторі. Енергія поділу ядер в 10 млн разів перевищує енергію хімічних реакцій, тому витрата речовини, що ділиться в ядерному реакторі, зневажливо мала в порівнянні з витратою палива в ЖРД. ЯРД витрачає практично лише робоче тіло. При цьому ми не повинні, звичайно, забувати про масу реактора і радіаційний захист.

Проте існують проекти (наприклад, проект МГ-19, розроблений під керівництвом В.М. Мясищева та О.В. Гурко), у яких з метою економії робочого тіла (того ж рідкого водню) пропонується багаторежимний комбінований двигун. У щільних шарах атмосфери (до 40. 50 км) такий двигун користується повітрям атмосфери, який, проходячи через спеціальний радіатор (теплообмінник) реактора, нагрівається до високих температур і без згоряння з великою швидкістю спливає з сопла ПВРД. При цьому фактично в безвидатковому режимі роботи двигуна здійснюється політ із повільним набором висоти, але з максимальним придбанням швидкості (до 10.12 М). Після набору висоти, на якій розріджена атмосфера вже не значно впливає на режим роботи двигуна, що витрачає запасений водень, швидкість закінчення газового струменя може досягати 25 км/с.

Розрахунки показують, що у недалекому майбутньому (при зниженні маси конструкційних матеріалів на 20. 30%) з'явиться можливість створити одноступінчасті багаторазові з горизонтальними стартом та посадкою системи доступу до космічного простору.

У системах з двигунами великої тяги робоче тіло спочатку нагрівається до високої температури внаслідок хімічної або ядерної реакції і потім у вигляді газового струменя викидається назовні через профільоване сопло. У цих системах маса власне двигуна зазвичай становить невелику частину маси ракети космічного призначення. Великачастка маси посідає робоче тіло (паливо). У сучасних ракетах-носіях маса палива становить близько 90% загальної стартової маси ракети-носія. Такі тягові системи створюють величезні тяги, але працюють недовго. Після відносно короткого активного ділянки КА перетворюється на пасивний політ, який визначається лише впливом зовнішніх сил.

Відомо, що верхня атмосфера, сонячний вітер, світловий тиск хоч і незначно, але впливають на політ КА, надають впливи, що обурюють і гальмують, які при тривалих польотах накопичуються і стають значними. При експлуатації космічних систем виникають необхідність виправлення (компенсації) накопичених впливів космічного простору та, природно, прагнення боротися з ними у міру їхнього виникнення. Так виникла потреба використання двигунів малої тяги.

Типові двигуни малої тяги

Системи малої тяги створюються з урахуванням застосування електричної енергії прискорення робочого тіла. У таких системах маса двигуна одного порядку з масою робочого тіла. Електромагнітні ракетні двигуни (ЕРД) створюють малі прискорення, але протягом тривалих часових відрізків. Існують різні схеми ЕРД. Однак у всіх випадках для розгону робочого тіла у двигуні використовуються електричні та магнітні поля або їх комбінації. Залежно від схеми прискорюючої системи ЕРД їх поділяють на іонні та плазмові. У іонних ЕРД реактивний струмінь є потік іонів.

Макети електроракетних двигунів

Роль реактивного сопла виконує електростатичне поле, у якому іони можуть розганятися до високих швидкостей. Як робоче тіло вибираєтьсялегкоіонізуючу речовину, наприклад, цезій. Робоче тіло подається до іонізатора. Іони, що утворилися, розганяються в електростатичному полі прискорювача. Іонні двигуни дозволяють отримати питому тягу до 20 000 с (швидкість закінчення близько 200 км/с).

У плазмових ЕРД як робоче тіло використовується плазма. Розгін робочого тіла в них проводиться за рахунок так званої сили Лоренца, що виникає при взаємодії магнітного поля Землі з електричним струмом у плазмі. Запущена наприкінці 1964 р. до Марса радянська автоматична станція "Зонд-2" мала шість невеликих плазмових двигунів, з допомогою яких робилася орієнтація станції. У 1988 р. був проведений спеціальний космічний експеримент "Плазма", в якому експериментально перевірялася ефективність використання плазмових двигунів на ШСЗ та перешкодовий вплив працюючого плазмового двигуна на радіозв'язок з КА.