Posted in: Разное

Двигатель твердотопливный: Твердотопливные ракетные двигатели

Содержание

Незаметные сложности ракетной техники. Часть 2: Твердотопливные двигатели / Хабр

В комментариях к

первой статье

мне справедливо указали, что я совсем не рассказал о твердотопливных двигателях, которые применяются в космонавтике. Действительно, в одну статью даже простой ликбез не влез. Поэтому приглашаю желающих почитать продолжение.


Предания старины глубокой

Черный (дымный) порох изобрели китайцы в девятом веке. И уже в одиннадцатом веке появляются документальные свидетельства о создании боевых ракет на черном порохе («Уцзин цзунъяо» 1044 год ):


Обратите внимание на дизайн ракеты по центру. Эта компоновка боевых ракет оставалась неизменной восемьсот с лишним лет, до начала двадцатого века, а фейерверки с ней производятся до сих пор!

Человеческая мысль не стояла на месте. Уже в 1409 году в Корее додумались до системы залпового огня (

Хвачха

):


Также есть легенда о китайском чиновнике

Ван Ху

, который приблизительно в шестнадцатом веке собрал аппарат из кресла, двух змеев (не во всех вариантах легенды) и сорока семи ракет (очевидно, от снарядов типа Хвачхи):


Увы, тогдашние изобретатели были бесстрашны от незнания, про методику лётно-конструкторских испытаний не думали, и страдали излишним оптимизмом. Поэтому первое испытание оказалось последним. Когда стих рёв двигателей, и рассеялся дым, ни Ван Ху, ни его аппарата не нашли.

Ракеты вместе с завоевателями с Востока (монголы, османы) пришли в Европу. Само слово «ракета» — от итальянского «маленькое веретено». С различной интенсивностью ракеты применялись по всей Европе и Азии.

Следующим заметным этапом была

четвертая англо-майсурская война

(1798—1799). Ракеты Майсура впервые в мире имели стальную оболочку, различное назначение (зажигательные, противопехотные с режущими кромками) и массированно использовались. Корпус ракетчиков Типу Султана насчитывал пять тысяч человек.


Впечатленные англичане, к тому же захватившие в Серингапатаме в качестве трофеев сотни ракет, решили воспроизвести технологию. Так родились ракеты Конгрива, которые широко использовались в наполеоновских войнах и последующих конфликтах, и даже просочились в гимн США.


Начиная с середины девятнадцатого века нарезная артиллерия начала выигрывать у ракет и по дальности и по точности, а залповое применение по типу Хвачхи было забыто. Поэтому боевые ракеты постепенно сходили со сцены, однако, даже в Первой мировой войне они ещё использовались. На фотографии французский «Ньюпор-16» с ракетами «Le Prieur» для борьбы с дирижаблями и воздушными шарами. Несмотря на электрозапал и установку на самолёте, это старые добрые пороховые ракеты такой же компоновки, что и у китайцев одиннадцатого века.


Выезжала на берег «Катюша»

Ракеты на черном порохе не стали сложней и мощней из-за ограничений самого пороха. Нельзя было сделать пороховую шашку с устойчивыми параметрами в партии, большого калибра, и горящую хотя бы пару секунд. Для развития твердотопливных ракет требовался новый материал. В конце девятнадцатого века был изобретен бездымный порох. Однако на артиллерийском бездымном порохе ракету сделать не получалось. Начались поиски бездымных ракетных порохов.

Наибольшего успеха в этом деле добилась

Газодинамическая лаборатория

Тихомирова и Артемьева в СССР. Они создали т.н. баллиститный порох, из которого уже можно было сделать достаточно большие шашки и поставить их в реактивные снаряды. К тому же вовремя вспомнили про идею залпового огня. Так родились «Катюши» — снаряды РС-82 и РС-132 для авиации, М-8 и М-13 для наземных установок. Более подробно про пороха, их виды и производство можно

почитать здесь

.


Успехи технологии привели к тому, что во время Второй мировой войны СССР активнее других стран использовал боевые ракеты на твердом топливе. Оружие оказалось очень эффективным, применялось с воздушных, наземных, корабельных носителей, были разработаны новые модификации большей дальности или калибра.


Стойкий смесевой сержант

Баллиститный порох имел свои физические ограничения. Максимальный диаметр шашки измерялся в сантиметрах, а время горения — в секундах. Даже если бы фон Браун хотел, он не смог бы сделать Фау-2 на баллиститном порохе. Нужен был новый вид твердого топлива. Им стало т.н. смесевое топливо («rubber fuel»). В 1942 году Джон Парсонс создал первые экземпляры двигателей на смесевом топливе,

используя асфальт

. А эксперименты с компонентами обнаружили, что наиболее эффективным топливом является смесь перхлората аммония (окислитель), алюминия и полиуретана (горючее) и полибутадиена для улучшения параметров горения, формования и хранения двигательной шашки. Первой ракетой с двигателем на смесевом топливе стала

MGM-29 «Сержант»

(первый полёт — 1956 г), двигатель которой имел диаметр 0,7 метра и работал 34 секунды. Это был качественный прорыв — ракета массой 4,5 т. и длиной 10 м. могла забросить боеголовку весом 0,8 т на 135 км, и не требовала колонны автомашин с компонентами топлива и десятки минут на заправку.


После ракет средней дальности была разработана МБР «Минитмен» на смесевом топливе. Её преимущества можно увидеть, сравнивая с похожими советскими проектами. Дело в том, что в СССР Королёв попытался создать баллистическую ракету на баллиститном порохе (РТ-1) и на смесевом топливе советской рецептуры с худшими характеристиками (РТ-2). Сравнение характеристик очень наглядно:


Обратите внимание на то, что в ракете РТ-1 пришлось делать фактически сборку из четырех отдельных двигателей из-за ограничений на диаметр шашки баллиститного пороха. У РТ-2 и «Минитмена» шашка одна, большая, но на первой ступени 4 сопла.

Особенности твердотопливных двигателей

Возможность создать двигатель очень большой тяги

Самым мощным ракетным двигателем в истории был твердотопливный ускоритель «Спейс Шаттла». Его начальная тяга составляет 1250 тонн, а пиковое значение достигает 1400 тонн, что приблизительно в 1,8 раз больше тяги самых мощных ЖРД (F-1 и РД-170). Самый мощный из эксплуатируемых двигателей тоже твердотопливный — это боковые ускорители «Ариан-5», их тяга составляет 630 тонн.

Профиль тяги задается при конструировании

ЖРД можно дросселировать — менять величину тяги, иногда в весьма большом диапазоне. Твердотопливный двигатель горит неуправляемо, и величину тяги можно регулировать только с помощью внутреннего канала специального профиля. Разные профили канала позволяют иметь разные профили тяги во времени:


Невозможность аварийного выключения

После того, как

РДТТ

включился, выключить его нельзя. На боковые ускорители «Спейс Шаттла» ставили заряды взрывчатки, чтобы в случае катастрофического отказа они не летели в произвольном направлении. Все полёты шаттлов проходили с людьми, и знание того, что в бункере сидит специальный человек (

RSO

), который взорвёт ускорители в случае аварии, добавляло нервозности. Боковые ускорители «Челленджера» в катастрофе 1986 года не были повреждены взрывом центрального бака и были подорваны несколько секунд спустя.

Невозможность повторного запуска

Вытекает из предыдущего пункта. На каждое включение надо иметь отдельную ступень с двигателем. Это важно для разгонных блоков, которые должны включаться уже в космосе несколько раз.

Отсечка тяги

При необходимости выключить досрочно нормально работающий РДТТ (например, при разгоне до нужной скорости при стрельбе на неполную дальность), единственное, что можно сделать — это т.н. отсечка тяги. Специальные заряды вскрывают верхнюю часть камеры сгорания, обнуляя тягу. Двигатель ещё работает некоторое время, но пламя вырывается с обеих сторон, что, фактически, не добавляет скорости.

Меньший удельный импульс

Удельный импульс (мера эффективности топлива) РДТТ ниже, чем у ЖРД. Это приводит к тому, что в боевых МБР обычно на одну ступень больше. Жидкостные УР-100 и Р-36 имеют две ступени, что оптимально по баллистике, а на твердотопливные «Тополя» приходится ставить три ступени. Поэтому массовое совершенство РДТТ хуже.

Простота изготовления и эксплуатации

После заливки топлива в камеру сгорания оно становится похожим на резину по консистенции и не требует дополнительных операций. В отличие от разгонных блоков на ЖРД, которые надо заправлять и проверять на космодроме, разгонные блоки с РДТТ приходят готовые от производителя. Боевые ракеты с РДТТ также приходят от производителя готовыми и стоят на дежурстве десятилетиями, не требуя дополнительных операций с топливом со стороны персонала. Справедливости ради необходимо отметить, что боевые МБР с ЖРД также приходят от производителя «ампулизованные», не требуя заправки в шахте.

Сложность механизмов управления

В ЖРД можно отбирать компоненты после ТНА и использовать их в гидравлических рулевых машинах для отклонения сопла. В РДТТ такой возможности нет, поэтому приходится ставить мощные аккумуляторы или генераторы для рулевых машин. Например, на твердотопливном ускорителе «Спейс Шаттла» стояли специальные

газогенераторы

, сжигавшие гидразин из отдельных баков и питавшие гидравлические рулевые машины, которые отклоняли сопло для управления полётом. На ТТУ РН «Титан-4» стояли

баки с тетраксидом азота

, который несимметрично впрыскивался в сопло через управляемые форсунки, создавая асимметрию тяги.

На разгонных блоках приходится ставить отдельные двигатели ориентации на жидком топливе, а на время работы двигателя обеспечивать стабилизацию раскруткой.

Невозможность регенеративного охлаждения

Стенки камеры сгорания изолированы ещё не сгоревшим топливом, это безусловный плюс РДТТ, но с соплом ситуация обратная. Дело осложняется тем, что температура горения твердого топлива выше, а продукты сгорания обладают гораздо большим, нежели в ЖРД, эрозионным эффектом. Сопло разъедается продуктами сгорания, что ещё ухудшает параметры двигателя из-за нарушения геометрических параметров сопла. Без потока компонентов, которыми можно охлаждать сопло, приходится придумывать другие методы. Их два — охлаждение излучением и испарением (абляцией). Критическое сечение (самая узкая часть сопла, там наибольшие нагрузки) выполняется из очень твердых и жаропрочных материалов (специально обработанный графит), менее нагруженные части — из теплостойких материалов. Более подробно можно

почитать здесь

.

Но эти решения имеют свою цену — сопло РДТТ тяжелее, чем у ЖРД. Очень хорошо это видно на фотографиях из

этого хабрапоста

:



Слева ЖРД, справа РДТТ
Заключение

В современной ракетной технике РДТТ нашли четыре основные ниши:


  1. Военные ракеты. РДТТ обеспечивают высокую боеготовность, простоту и надежность двигателей межконтинентальных и прочих ракет.
  2. Стартовые ускорители. Возможность создать очень мощный и дешевый двигатель используется, когда необходимо оторвать от земли более эффективный, но менее мощный ЖРД.
  3. Разгонные блоки. Распространенность, простота, надежность, освоенность промышленностью, легкость хранения привели к широкому использованию РДТТ в качестве разгонных блоков в США. Удельный импульс РДТТ всего на ~10% меньше, чем у пары гептил/амил (масса РБ IUS даже меньше «Бриза-М» из-за меньшей широты космодрома), а в полтора раза более эффективные водород/кислородные блоки не использовались в «Спейс Шаттлах», которые не так давно выводили большое количество спутников.
  4. Фейерверки и ракетомоделизм. Простота изготовления маленького РДТТ привела к тому, что ракеты используются в фейерверках (там почти наверняка черный порох) и в ракетомоделизме. Простые составы домашнего производства или покупные (есть стандартные в магазинах) позволяют делать небольшие ракеты для развлечения и обучения.

P.S. Ещё будет третья часть. Про виды жидкого топлива, размеры ступеней, стартовые сооружения и деньги. Не очень скоро — через одну статью.

Твердотопливный ракетный двигатель — это… Что такое Твердотопливный ракетный двигатель?

В этой статье не хватает ссылок на источники информации.
Информация должна быть проверяема, иначе она может быть поставлена под сомнение и удалена.
Вы можете отредактировать эту статью, добавив ссылки на авторитетные источники.
Эта отметка установлена 15 мая 2011.

Твердото́пливный раке́тный дви́гатель (РДТТ — ракетный двигатель твёрдого топлива) использует в качестве топлива твёрдое горючее и окислитель.

История

Самые ранние сведения об использовании твердотопливных ракет (китайских пороховых ракет) относятся к XIII веку. Вплоть до XX века все ракеты использовали ту или иную форму твёрдого топлива.

Первая[источник не указан 402 дня] отечественная твердотопливная ракета ПР-1, испытанная в Капустином Яре в 1959 году, имела дальность всего 60-70 км. В связи с тем что создание эффективного топлива для подобных ракет является весьма сложной научной и технологической задачей, долгое время все отечественные ракеты среднего и дальнего радиуса действия строились с жидкостными двигателями.

Достоинства и недостатки

Достоинствами твёрдотопливных ракет являются: относительная простота, нетоксичность применяемых компонентов топлива, низкая пожароопасность, возможность долговременного хранения, надёжность.

Недостатками таких двигателей являются достаточно низкий удельный импульс и относительные сложности с управлением тягой двигателя (дросселированием), его остановкой (отсечка тяги) и повторным запуском, по сравнению с ЖРД.

Применение

Космонавтика

Баллистические ракеты подводных лодок
  • UGM-27 «Поларис» (1960)
  • UGM-73 «Посейдон» (1970)
  • UGM-96 «Трайдент» (1979)
  • Р-39 (1983)
  • Р-30 «Булава»
Межконтинентальные баллистические ракеты
  • LGM-30 «Минитмен» (1962)
  • MX (1986)
  • РТ-2ПМ «Тополь» (1982)
Противоракеты системы ПВО
  • LIM-49A «Спартен»
Метеорологические ракеты

ПЗРК

В моделизме

В ракетомоделировании используется 2 типа двигателей на твёрдом топливе. Первые — на основе дымного пороха (в Америке такие двигатели имеются в свободной продаже). Но обычно используют расплав или смесь калийной селитры и углеводов (сахар, сорбит и декстроза) — это т. н. «карамель», она изготовляется самостоятельно. Ракетные двигатели обычно имеют сопло, но иногда делают и бессопловые двигатели. Их обычно изготовляют из картонных гильз для охотничьих ружей, в качестве сопла используется отверстие для капсюля.

В настоящее время существуют программы для расчёта характеристик таких двигателей. Наиболее популярная — «SRM» авторства Ричарда Накки (существует и русскоязычная версия).

Топливо

Топливо РДТТ американских межконтинентальных ракет состояло из смеси на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана с алюминием (первая ступень), с присадками (связующего НТРВ (англ. Hydroxyl Terminated Poly Butadien — полибутадиена с концевой гидроксильной группой), улучшающими стабильность скорости горения, формование и хранения заряда и смесью на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана в смеси с сополимером полибутадиена и акриловой кислоты (вторая ступень).

См. также

Ссылки

Твердотопливный ракетный двигатель — это… Что такое Твердотопливный ракетный двигатель?

В этой статье не хватает ссылок на источники информации. Информация должна быть проверяема, иначе она может быть поставлена под сомнение и удалена.
Вы можете отредактировать эту статью, добавив ссылки на авторитетные источники.
Эта отметка установлена 15 мая 2011.

Твердото́пливный раке́тный дви́гатель (РДТТ — ракетный двигатель твёрдого топлива) использует в качестве топлива твёрдое горючее и окислитель.

История

Самые ранние сведения об использовании твердотопливных ракет (китайских пороховых ракет) относятся к XIII веку. Вплоть до XX века все ракеты использовали ту или иную форму твёрдого топлива.

Первая[источник не указан 402 дня] отечественная твердотопливная ракета ПР-1, испытанная в Капустином Яре в 1959 году, имела дальность всего 60-70 км. В связи с тем что создание эффективного топлива для подобных ракет является весьма сложной научной и технологической задачей, долгое время все отечественные ракеты среднего и дальнего радиуса действия строились с жидкостными двигателями.

Достоинства и недостатки

Достоинствами твёрдотопливных ракет являются: относительная простота, нетоксичность применяемых компонентов топлива, низкая пожароопасность, возможность долговременного хранения, надёжность.

Недостатками таких двигателей являются достаточно низкий удельный импульс и относительные сложности с управлением тягой двигателя (дросселированием), его остановкой (отсечка тяги) и повторным запуском, по сравнению с ЖРД.

Применение

Космонавтика

Баллистические ракеты подводных лодок
  • UGM-27 «Поларис» (1960)
  • UGM-73 «Посейдон» (1970)
  • UGM-96 «Трайдент» (1979)
  • Р-39 (1983)
  • Р-30 «Булава»
Межконтинентальные баллистические ракеты
  • LGM-30 «Минитмен» (1962)
  • MX (1986)
  • РТ-2ПМ «Тополь» (1982)
Противоракеты системы ПВО
  • LIM-49A «Спартен»
Метеорологические ракеты

ПЗРК

В моделизме

В ракетомоделировании используется 2 типа двигателей на твёрдом топливе. Первые — на основе дымного пороха (в Америке такие двигатели имеются в свободной продаже). Но обычно используют расплав или смесь калийной селитры и углеводов (сахар, сорбит и декстроза) — это т. н. «карамель», она изготовляется самостоятельно. Ракетные двигатели обычно имеют сопло, но иногда делают и бессопловые двигатели. Их обычно изготовляют из картонных гильз для охотничьих ружей, в качестве сопла используется отверстие для капсюля.

В настоящее время существуют программы для расчёта характеристик таких двигателей. Наиболее популярная — «SRM» авторства Ричарда Накки (существует и русскоязычная версия).

Топливо

Топливо РДТТ американских межконтинентальных ракет состояло из смеси на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана с алюминием (первая ступень), с присадками (связующего НТРВ (англ. Hydroxyl Terminated Poly Butadien — полибутадиена с концевой гидроксильной группой), улучшающими стабильность скорости горения, формование и хранения заряда и смесью на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана в смеси с сополимером полибутадиена и акриловой кислоты (вторая ступень).

См. также

Ссылки

Твердотопливный ракетный двигатель — это… Что такое Твердотопливный ракетный двигатель?

В этой статье не хватает ссылок на источники информации. Информация должна быть проверяема, иначе она может быть поставлена под сомнение и удалена.
Вы можете отредактировать эту статью, добавив ссылки на авторитетные источники.
Эта отметка установлена 15 мая 2011.

Твердото́пливный раке́тный дви́гатель (РДТТ — ракетный двигатель твёрдого топлива) использует в качестве топлива твёрдое горючее и окислитель.

История

Самые ранние сведения об использовании твердотопливных ракет (китайских пороховых ракет) относятся к XIII веку. Вплоть до XX века все ракеты использовали ту или иную форму твёрдого топлива.

Первая[источник не указан 402 дня] отечественная твердотопливная ракета ПР-1, испытанная в Капустином Яре в 1959 году, имела дальность всего 60-70 км. В связи с тем что создание эффективного топлива для подобных ракет является весьма сложной научной и технологической задачей, долгое время все отечественные ракеты среднего и дальнего радиуса действия строились с жидкостными двигателями.

Достоинства и недостатки

Достоинствами твёрдотопливных ракет являются: относительная простота, нетоксичность применяемых компонентов топлива, низкая пожароопасность, возможность долговременного хранения, надёжность.

Недостатками таких двигателей являются достаточно низкий удельный импульс и относительные сложности с управлением тягой двигателя (дросселированием), его остановкой (отсечка тяги) и повторным запуском, по сравнению с ЖРД.

Применение

Космонавтика

Баллистические ракеты подводных лодок
  • UGM-27 «Поларис» (1960)
  • UGM-73 «Посейдон» (1970)
  • UGM-96 «Трайдент» (1979)
  • Р-39 (1983)
  • Р-30 «Булава»
Межконтинентальные баллистические ракеты
  • LGM-30 «Минитмен» (1962)
  • MX (1986)
  • РТ-2ПМ «Тополь» (1982)
Противоракеты системы ПВО
  • LIM-49A «Спартен»
Метеорологические ракеты

ПЗРК

В моделизме

В ракетомоделировании используется 2 типа двигателей на твёрдом топливе. Первые — на основе дымного пороха (в Америке такие двигатели имеются в свободной продаже). Но обычно используют расплав или смесь калийной селитры и углеводов (сахар, сорбит и декстроза) — это т. н. «карамель», она изготовляется самостоятельно. Ракетные двигатели обычно имеют сопло, но иногда делают и бессопловые двигатели. Их обычно изготовляют из картонных гильз для охотничьих ружей, в качестве сопла используется отверстие для капсюля.

В настоящее время существуют программы для расчёта характеристик таких двигателей. Наиболее популярная — «SRM» авторства Ричарда Накки (существует и русскоязычная версия).

Топливо

Топливо РДТТ американских межконтинентальных ракет состояло из смеси на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана с алюминием (первая ступень), с присадками (связующего НТРВ (англ. Hydroxyl Terminated Poly Butadien — полибутадиена с концевой гидроксильной группой), улучшающими стабильность скорости горения, формование и хранения заряда и смесью на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана в смеси с сополимером полибутадиена и акриловой кислоты (вторая ступень).

См. также

Ссылки

Твердотопливный ракетный двигатель — это… Что такое Твердотопливный ракетный двигатель?

В этой статье не хватает ссылок на источники информации. Информация должна быть проверяема, иначе она может быть поставлена под сомнение и удалена.
Вы можете отредактировать эту статью, добавив ссылки на авторитетные источники.
Эта отметка установлена 15 мая 2011.

Твердото́пливный раке́тный дви́гатель (РДТТ — ракетный двигатель твёрдого топлива) использует в качестве топлива твёрдое горючее и окислитель.

История

Самые ранние сведения об использовании твердотопливных ракет (китайских пороховых ракет) относятся к XIII веку. Вплоть до XX века все ракеты использовали ту или иную форму твёрдого топлива.

Первая[источник не указан 402 дня] отечественная твердотопливная ракета ПР-1, испытанная в Капустином Яре в 1959 году, имела дальность всего 60-70 км. В связи с тем что создание эффективного топлива для подобных ракет является весьма сложной научной и технологической задачей, долгое время все отечественные ракеты среднего и дальнего радиуса действия строились с жидкостными двигателями.

Достоинства и недостатки

Достоинствами твёрдотопливных ракет являются: относительная простота, нетоксичность применяемых компонентов топлива, низкая пожароопасность, возможность долговременного хранения, надёжность.

Недостатками таких двигателей являются достаточно низкий удельный импульс и относительные сложности с управлением тягой двигателя (дросселированием), его остановкой (отсечка тяги) и повторным запуском, по сравнению с ЖРД.

Применение

Космонавтика

Баллистические ракеты подводных лодок
  • UGM-27 «Поларис» (1960)
  • UGM-73 «Посейдон» (1970)
  • UGM-96 «Трайдент» (1979)
  • Р-39 (1983)
  • Р-30 «Булава»
Межконтинентальные баллистические ракеты
  • LGM-30 «Минитмен» (1962)
  • MX (1986)
  • РТ-2ПМ «Тополь» (1982)
Противоракеты системы ПВО
  • LIM-49A «Спартен»
Метеорологические ракеты

ПЗРК

В моделизме

В ракетомоделировании используется 2 типа двигателей на твёрдом топливе. Первые — на основе дымного пороха (в Америке такие двигатели имеются в свободной продаже). Но обычно используют расплав или смесь калийной селитры и углеводов (сахар, сорбит и декстроза) — это т. н. «карамель», она изготовляется самостоятельно. Ракетные двигатели обычно имеют сопло, но иногда делают и бессопловые двигатели. Их обычно изготовляют из картонных гильз для охотничьих ружей, в качестве сопла используется отверстие для капсюля.

В настоящее время существуют программы для расчёта характеристик таких двигателей. Наиболее популярная — «SRM» авторства Ричарда Накки (существует и русскоязычная версия).

Топливо

Топливо РДТТ американских межконтинентальных ракет состояло из смеси на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана с алюминием (первая ступень), с присадками (связующего НТРВ (англ. Hydroxyl Terminated Poly Butadien — полибутадиена с концевой гидроксильной группой), улучшающими стабильность скорости горения, формование и хранения заряда и смесью на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана в смеси с сополимером полибутадиена и акриловой кислоты (вторая ступень).

См. также

Ссылки

История создания боевых ракет КБ «Южное»

Часть 5
МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНЫЕ ТВЕРДОТОПЛИВНЫЕ РАКЕТЫ


Пусковая установка РТ-20П (8К99) на параде в Москве

 

Идея использования твердотопливных (пороховых) двигателей для ракет имеет многовековую историю. Рецепты твердого топлива постоянно совершенствовались, но в 50-х гг. ХХ в. существовавшие до этого времени многочисленные рецептуры твердых топлив еще не обладали нужными для боевых ракет характеристиками и существенно уступали ракетам с жидкостными двигателями (ЖРД). Однако, доработав рецептуру твердого топлива до соответствия нужным требованиям, можно было получить в перспективе огромные преимущества по сравнению с ЖРД. Для ракет с твердотопливными двигателями намного проще обеспечить постоянную боеготовность ракет при длительном хранении благодаря отсутствию необходимости заправки топливом перед пуском. В связи с этим резко сокращалось наземное стартовое оборудование, снижались объем регламентных работ и численность состава стартовой команды.

В США первыми оценили преимущества твердотопливных ракет. Ракета «Титан-2» была первой и единственной жидкостной межконтинентальной боевой ракетой (МБР) США и последней из боевых ракет с ЖРД. Огромные ресурсы были привлечены для разработки новых рецептур твердого топлива и уже в скором времени были созданы крупногабаритные маршевые твердотопливные ракетные двигатели (РДТТ) для морского комплекса «Поларис» и МБР наземного комплекса «Минитмен». В это время в Советском Союзе были достигнуты первые успехи в создании жидкостных межконтинентальных ракет. Однако необходимость развития твердотопливного направления также была очевидной.

 

* * *

 

Конструкция двигателя на твердом топливе, на первый взгляд, проста — он состоит из корпуса (камеры сгорания) и реактивного сопла. Газ, образовавшийся в результате сгорания топлива, имеет скорость, превышающую скорость звука. В результате возникает реактивная сила, которую еще называют тягой. Тягу твердотопливных двигателей невозможно контролировать, после зажигания топлива двигатель нельзя отключить или запустить заново. Поэтому у проектировщиков ракет с использованием твердотопливного двигателя основная задача — научиться управлять процессом горения твердого топлива, поскольку твердое топливо быстро прогорает, т. е. двигатель имеет малое время работы.

Для создания твердого топлива, обладающего требуемыми характеристиками, необходима была всесторонняя поддержка государства. В 1957 г. Советское правительство приняло постановление об обеспечении развития твердотопливного направления в стране. Широкомасштабные работы по созданию твердого (смесевого) топлива возглавил Государственный институт прикладной химии, руководимый В. С. Шпаком. Были подключены Государственные комитеты СССР по химии, авиационной и оборонной технике, Академия наук СССР, институты, конструкторские бюро, заводы. Поиски рецептов и разработка технологии промышленного производства составных твердого топлива развернулись по всей территории СССР.

В КБ «Южное» первые проекты с использованием твердотопливных двигателей в боевых ракетах относятся к 1958 г. Для создания малогабаритной твердотопливной ракеты были организованы научно-исследовательские работы с экспериментальной отработкой. По техническому заданию Министерства обороны СССР требовалось создать ракету на твердом топливе со стартовой массой порядка 25 т. К работам были подключены смежные организации, НИИ. Проведенные научно-исследовательские работы показали, что в заданные параметры по весу и дальности полета при достигнутой энергетике твердого топлива уложиться было невозможно. Однако проектанты предложили оригинальное решение — создать двухступенчатую малогабаритную МБР комбинированного типа с РДТТ на первой ступени и ЖРД на второй ступни. Применение ампулизированной жидкостной второй ступени позволяло сохранить все основные преимущества твердотопливного двигателя и в то же время ввести стартовую массу ракеты в допустимые пределы. Такую комбинированную ракету можно было использовать в составе подвижного комплекса на гусеничном ходу, а впоследствии, с усовершенствованием характеристик твердого топлива, можно было заменить жидкостную ступень на твердотопливную.

В декабре 1964 г. был выпущен эскизный проект мобильного ракетного комплекса РТ-20П на гусеничном ходу с комбинированной малогабаритной МБР 8К99, размещенной в транспортно-пусковом контейнере. Ракета была выполнена по тандемной схеме. Основу первой ступени составлял твердотопливный двигатель 15Д15, созданный в КБ «Южное». В двигателе была применена совершенно новая в то время конструкция четырех поворотных управляющих сопел и принят оригинальный способ создания стабильного и длительного режима малой тяги для обеспечения требуемых параметров разделения ступеней. Для улучшения аэродинамических характеристик на активном участке полета головная часть (ГЧ) оснащалась сбрасываемым наконечником, выполненным в виде острого конуса. Этот конструктивный прием создания аэродинамических обтекателей с изменяемой геометрией наконечника получил дальнейшее развитие и применялся в последующих разработках КБ «Южное».


Маршевый ЖРД 15Д12 второй ступени МБР 8К99

Впервые в РТ-20П был применен транспортно-пусковой контейнер (ТПК) для ракеты. Контейнер обеспечивал удобство эксплуатации в составе мобильного комплекса. При старте ракеты ТПК устанавливался в вертикальное положение, верхняя крышка ТПК отделялась и уводилась в сторону специальным пороховым ракетным двигателем. Была предложена оригинальная схема старта ракеты из ТПК, которая впоследствии получила название «минометный» старт.

Самоходные установки с макетами ракет РТ-20П были показаны на военном параде в Москве 7 ноября 1967 г. Новое оружие американцы окрестили «железной девой», оценив созданное сочетание изящества и мощи. Они с трудом поверили, что эта ракета имеет межконтинентальную дальность полета.

Разработка первого в мировой практике межконтинентального мобильного грунтового ракетного комплекса РТ-20П — одна из ярких страниц в истории КБ «Южное». Создание первой твердотопливной ракеты 8К99 положило начало новому направлению работ КБ «Южное». И хотя ракетный комплекс по ряду причин не был принят на вооружение, наработанные при его создании и проверенные в натурных условиях конструкторские и технологические решения были в дальнейшем использованы при разработке новых поколений боевых ракет. Некоторые из них стали классикой мирового ракетостроения, намного опередив свое время.

 

* * *

 


Твердотопливный маршевый двигатель 15Д15 первой ступени МБР 8К99

Компоновочная
схема ракеты
Р-20П

Разработка стратегических ракет на твердом топливе в начале 70-х гг. в США уже занимала приоритетное направление, в котором были достигнуты значительные успехи. Еще в 1965 г. была принята на вооружение твердотопливная МБР «Минитмен-2» с дальностью полета более 11 тыс. км. В 1970 г. введена в строй МБР «Минитмен-3», оснащенная трехблочной разделяющейся головной частью с блоками индивидуального наведения с дальностью стрельбы более 12 тыс. км. По программам Минобороны США к середине 1975 г. планировалось иметь на боевом дежурстве (БД) 450 ракет «Минитмен-2» и 550 ракет «Минитмен-3». Кроме того, в начале 70-х гг. было принято решение о разработке МБР, значительно превосходящей по боевой эффективности все предыдущие за счет увеличения числа и мощности боевых блоков и точности стрельбы. Ракета получила претенциозное название Peacekeeper («Хранительница мира»), но обычно рекламировалась в печати под индексом МХ. При создании этой ракеты учитывались все новейшие мировые разработки, все принимаемые технические решения тщательно анализировались и оптимизировались. В результате была создана лучшая из всех американских твердотопливных ракет.

Конечно, разработка такой ракеты и ее тактико-технические характеристики привлекли внимание советского руководства. Учитывая отставание советской твердотопливной технологии от американской, создать ракету аналогичного класса было очень трудной задачей. На государственном уровне были предприняты меры по развертыванию дополнительных производственных мощностей, развитию сырьевой базы и другие меры в обеспечение развития этого направления.

Активное участие в опытно-конструкторских работах приняло КБ «Южное» как один из основных разработчиков стратегических ракет. В течение 1966–1973 гг. были разработаны проекты по ракетным комплексам РТ-21 и РТ-22 с твердотопливными ракетами 15Ж41 и 15Ж43.

Трехступенчатая ракета 15Ж41 ракетного комплекса РТ-21 со стартовой массой 36 т разрабатывалась для трех видов базирования — шахтного, грунтового и железнодорожного. Был выполнен эскизный проект, но дальнейшие работы были остановлены в связи с изменением требований Заказчика. Решением ВПК в 1968 г. КБ «Южное» была поручена разработка аванпроекта комплекса РТ-22 с ракетой 15Ж43. При этом стартовая масса разрабатываемой ракеты должна определяться, исходя из габаритов шахтных пусковых установок стоящих на вооружении ракет РТ-2 и УР-100, а также с учетом возможности создания подвижного комплекса железнодорожного базирования. Исходя из этой постановки, стартовая масса ракеты 15Ж43 составляла 70 т при дальности стрельбы 11 тыс. км.


Старт ракеты РТ-20П

Для этой ракеты впервые в истории отечественного ракетостроения был разработан маршевый твердотопливный двигатель первой ступени с массой моноблочного заряда более 40 т (двигатель 15Д22). В его конструкцию был заложен ряд прогрессивных технических решений. Результаты работ КБ «Южное» по комплексу РТ-22 с ракетой 15Ж43 были доложены руководству страны и получили одобрение. Решением ВПК в 1969 г. КБ «Южное» поручалось создание железнодорожного комплекса с ракетой 15Ж43 для проверки его эксплуатационных и боевых качеств. В обеспечение выполнения этих заданий была проведена экспериментальная отработка двигателя 15Д122, а также эксперименты по созданию железнодорожного комплекса. Эскизный проект был выполнен, но в связи с изменением технического задания на разрабатываемый ракетный комплекс и его оснащение кооперации было поручено перейти к полномасштабной разработке новых стратегических твердотопливных ракет большей (до 100 т) массы — РТ-23, с ракетой 15Ж44 стационарного и 15Ж52 железнодорожного базирования.


Карданный узел —
ключевой элемент системы качания ГЧ
ракеты РТ-23

В 1973 г. Заказчиком были выданы технические требования по комплексу РТ-23 с новой ракетой 15Ж44, оснащаемой разделяющейся и моноблочной головными частями. При этом для первой ступени ракеты 15Ж44 предполагалось использовать двигатель 3Д65, который предназначался и для ракеты морского базирования 3М65, разрабатываемой КБ машиностроения (Главный конструктор В. П. Макеев). Требование унификации двигателя создавало дополнительные трудности, но необходимые компромиссные проектные решения были найдены. В результате в КБ «Южное» был создан твердотопливный двигатель 3Д65, который позволил производить пуски ракеты 3М65 как с надводного, так и с подводного (глубиной до 55 м) положения, а также применялся для стационарной ракеты 15Ж44.

Созданию комплексов РТ-23 руководством страны придавалось большое значение. С 1973 по 1976 гг. со стороны руководящих органов и Заказчика шло постоянное наращивание требований к разрабатываемой твердотопливной ракете и железнодорожному комплексу на ее основе.

 


1. Опытная конструкция узла качания.
2. Отработка узла качания на стенде

1. Наконечник в надутом состоянии.
2. Наконечник в исходном состоянии

 


Отработка процесса
надувания наконечника

Основные положения на разработку ракеты 15Ж44 были утверждены на Совете Главных конструкторов в 1976 г. В конструкцию ракеты закладывались самые современные технические решения, применялись новые эффективные смесевые топлива, предусматривалась повышенная стойкость к поражающим факторам ядерного взрыва. Кроме того, с учетом ограничений по Договору ОСВ-2, ограничения вводились и на массо-габаритные характеристики разрабатываемой ракеты. Так, стартовая масса ракеты должна быть до 106 т, а длина в транспортировочном положении не более 21,9 м. Результаты первых проработок были неудовлетворительными — реализуемая стартовая масса ракеты существенно превышала заданную, а для отработки двигателей требовалось большое количество испытаний. Но, пожалуй, основная проблема была в неустойчивости ракеты при разделении первой и второй ступеней. Даже кратковременный момент неустойчивости (0,1 с) при разделении ступеней приводил к опрокидыванию второй ступени. Требовалось эффективное управление ракетой на протяжении всего полета, сложность которого усугублялась тем, что твердотопливные двигатели нерегулируемы и имеют большой разброс величины тяги, времени их работы, а отсюда — и разброс величин скоростного напора при разделении ступеней. Прорабатывались различные варианты, но в результате был применен принципиально новый способ управления полетом ракеты путем поворота головного отсека в двухстепенном карданном шарнире. Этот способ был запатентован группой изобретателей КБ «Южное». Первые испытания такой модели подтвердили многообещающие прогнозы.

По результатам проектной оценки этот способ управления был признан технически реализуемым, и в 1976 г. В. Ф. Уткин принял решение о применении его для управления ракетой. В просторечии этот способ управления стал называться «качанием головой». Для его реализации Главный конструктор В. Ф. Уткин сумел создать коллектив энтузиастов и лично контролировал выполнение плана. Основные направления работы возглавляли пять докторов наук, в решении специальных вопросов принимали участие десять кандидатов наук и ведущие специалисты КБ. В. Ф. Уткин, уверенный в перспективности идеи, отстаивал ее на всех уровнях.

Применение нового способа управления ракетой позволило решить и некоторые другие технические задачи. Например, это позволило исключить потери тяги маршевого двигателя на создание управляющих усилий. Благодаря этому возмущения в канале крена были минимальными, что позволило упростить схему управления и управляющие органы.

 

Основные тактико-технические характеристики
ракетного комплекса РТ-20П

Дальность стрельбы, км 9000
Точность стрельбы, км ±4
Боевое оснащение в двух вариантах:  
          — «легкий» моноблок с зарядом мощностью, Мт 0,4
          — «тяжелый» моноблок с зарядом мощностью, Мт 1
Система преодоления ПРО Легкие ложные цели.
Система искажения
радиолокационных
характеристик
боевых блоков
Боеготовность:  
          — постоянная, мин 10
          — повышенная, мин 3
Вес подвижной самоходной установки с заправленной ракетой, тс 78

 

В конструкцию ракеты 15Ж44 было внедрено много других оригинальных технических решений. Так, было впервые применено минометное разделение ступеней. При «горячем» разделении, которое применялось ранее для твердотопливной ракеты, возникли определенные трудности. Минометное разделение ступеней обеспечивалось за счет наддува газом от порохового аккумулятора давления межступенного объема и поперечного деления переходного отсека удлиненным кумулятивным зарядом. Такая конструкция гарантировала безударное разделение ступеней и обеспечивала максимальную плотность компоновки межступенной части ракеты.

 


Для соращения длины ракет были созданы сопла РДТТ с телескопическим раструбом

 

Ракета 15Ж44 имеет оригинальный обтекатель головной части с изменяемой геометрией. Металлическая гофрированная вставка под действием внутреннего давления, создаваемого специальным аккумулятором давления, в полете распрямлялась, приобретая вид конуса вращения. Это позволило уменьшить габаритную длину и поместить ракету в транспортно-пусковое устройство.

В 1977 г. эскизный проект комплекса с ракетой 15Ж44 был одобрен Советом Главных конструкторов. В решении Совета ГК отмечалось, что по заявленным характеристикам 15Ж44 превосходит ранее разработанные образцы ракет на твердом топливе, а по некоторым характеристикам (массе полезной нагрузки) находится на уровне перспективной ракеты США — МХ, хотя по ряду других показателей (стойкость к ПФЯВ, точность стрельбы, боеготовность) значительно уступает МХ. Этим были определены направления дальнейших работ — необходимо было довести уровень совершенства разрабатываемой ракеты до уровня ракеты МХ.

 

Технические характеристики ракеты 8К99

Стартовый вес, тс 30,9
Вес ТПК с заправленной ракетой, тс 38,8
Число ступеней 2
Вид топлива:  
          — I ступени твердое смесевое
          — II ступени жидкое (азотный
тетраоксид +
+ несимметричный диметилгидразин)
Габаритные размеры ракеты, м  
          — длина 18
          — диаметр 1,6
ДУ I ступени:  
          — тяга (на земле/в пустоте), тс 61/70
          — удельный импульс тяги (на земле/в пустоте), с 231/265
          — органы управления 4 поворотных сопла
ДУ II ступени:  
          — тяга (в пустоте), тс 14
          — тяга в режиме конечной ступени, 0,7
          — удельный импульс тяги (в пустоте), с 327,5
          — органы управления вдув генераторного газа
в закритическую часть сопла
и сопла крена

На базе ракеты 15Ж44 в скором времени были созданы ракета 15Ж60 шахтного базирования, а также уникальный боевой железнодорожный ракетный комплекс (БЖРК) с ракетой 15Ж61, которые мы рассмотрим в следующей статье.

(Продолжение следует…)

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

1. Призваны временем. Т. 1. От противостояния к международному сотрудничеству / под общ. ред. С. Н. Конюхова. Днепропетровск : [б. и.], 2004. 768 с. : рис., табл., фотоил.

2. Призваны временем. Т. 2. Ракеты и космические аппараты Конструкторского бюро «Южное» / под ред. С. Н. Конюхова. Днепропетровск : [б. и.], 2004. 227 с. : ил.

3. Шестьдесят лет в ракетостроении и космонавтике / под ред. А. В. Дегтярева. Днепропетровск : Арт-Пресс, 2014.

Материал подготовила Марина Драгунова

Страница не найдена

  • Бакалавриат и специалитет

    Бакалавриат и специалитет в МАИ: Подача заявления на программы высшего образования.

    • Объявления
    • Направления

      Направления подготовки по программам бакалавриата и специалитета.

    • Экзамены и баллы
    • Подача документов

      Информация о приёме документов: подача документов, список документов, заявление о приёме, справка (086), аттестат, медосмотр, паспорт, копия, адрес, контакты, график, сроки, личный кабинет, подача онлайн, электронный абитуриент

    • Сроки приёма
    • Особые права

      Преимущественное право зачисления без экзаменов (льготы) для призёров и победителей олимпиад, инвалидов, сирот, ветеранов боевых действий, подвергшихся радиации, дети погибших госслужащих: военнослужащих (терроризм), прокурорских, нацгвардии, противопожарной, таможенной службы, героев, сотрудников ОВД на войне в Чеченской республике (чечня и северный-кавказ), в т.ч. ниже прожиточного минимума, в пределах квоты.

    • Индивидуальные достижения
    • Целевой приём

      Целевое обучение в МАИ

    • Приём граждан с ОВЗ

      Условия для проведения экзаменов для инвалидов, слепых, глухих, ограниченных по здоровью. Обеспечение лифтами и аудиториями без использования дистанционных технологий.

    • Стоимость обучения

      Платная основа обучения в МАИ

  • Магистратура

    Магистратура в МАИ: образовательные программы, подача заявления, а также IT-магистратура с экспертами из ведущих компаний.

    • Объявления
    • Направления
    • Экзамены и консультации
    • Документы

      Информация о приёме документов: подача документов, список документов, заявление о приёме, справка (086), аттестат, медосмотр, паспорт, копия, адрес, контакты, график, сроки, личный кабинет, подача онлайн, электронный абитуриент

    • Сроки приёма
    • Приём граждан с ОВЗ

      Условия для проведения экзаменов для инвалидов, слепых, глухих, ограниченных по здоровью. Обеспечение лифтами и аудиториями без использования дистанционных технологий.

    • Индивидуальные достижения
    • Стоимость обучения

      Платная основа обучения по программам магистратуры

  • Среднее профессиональное образование

    Филиал РКТ (Ракетно-космическая техника) или техникум МАИ (колледж) проводит выпускает программистов, бухгалтеров, электромонтажников, техников и технологов. Обучение проводится в городе Химки, Московской области

    • Направления
    • Экзамены
    • Документы

      Информация о приёме документов: подача документов, список документов, заявление о приёме, справка (086), аттестат, медосмотр, паспорт, копия, адрес, контакты, график, сроки.

    • Стоимость обучения
  • Иностранным гражданам

    Приём иностранных граждан, в т.ч. СНГ со статусом соотечественника на бюджетную основу, т.е. бесплатно

  • Объявления
  • Приказы о зачислении
  • Списки поступающих
  • Рейтинговые списки поступающих
  • Результаты вступительных испытаний
  • Расписание вступительных экзаменов
  • Календарь

    День открытых дверей, сроки приёма, мастер-классы, университетские субботы

  • Контакты

    Контакты, почта, телефон, адрес и схема проезда приёмной комиссии.

    • Основной кампус

      Контакты, почта, телефон, адрес и схема проезда приёмной комиссии. Официальная группа вконтакте vk «поступи в маи».

    • Филиалы МАИ

      Контакты, почта, телефоны, адреса и сайты филиалов МАИ в городе Байконур (Казахстан), Ахтубинск (Астраханская область), Химки, Ступино, Жуковский (Московская область)

    • Приём документов online

      Подача заявления онлайн через личный кабинет или госуслуги.

    • Приём документов по почте

      Подача заявления по почтовому адресу МАИ.

  • Личный кабинет
  • Меганаправления
  • Официальные документы
  • Дни открытых дверей
  • Школьникам
  • Предуниверсарий

    ПУМ — средняя школа для учеников 8–11 классов. Как подготовиться к поступлению в предуниверсарий.

  • Онлайн-тур по МАИ

Твердотопливный ракетный двигатель

На этом слайде мы показываем схему твердотопливного ракетного двигателя. Твердая ракета двигатели используются на ракетах класса «воздух-воздух» и «воздух-земля», на модельные ракеты, и как ускорители для пусковых установок спутников. В твердой ракете топливо и окислитель смешиваются в твердое топливо который упакован в прочный цилиндр. Отверстие в цилиндре служит камера сгорания . Когда смесь воспламеняется, горение происходит на поверхности пропеллент.Возникает фронт пламени который горит в смеси. Сгорание производит большое количество выхлопных газов при высоком температура а также давление. Количество производимого выхлопного газа зависит от площадь фронта пламени и конструкторы двигателей используют отверстия различной формы контролировать изменение тяги для конкретного двигателя. Горячий выхлопной газ проходит через сопло который ускоряет поток. Тяга затем производится согласно Ньютону третий закон движения.

Количество тяги произведенная ракета зависит на конструкция насадки. Наименьшая площадь поперечного сечения сопла называется горловина сопла. Поток горячего выхлопа сыр в горле, что означает, что число Маха равен 1,0 в горле и массовый расход м точка определяется площадью горла. Соотношение площадей от горла к выходу Ae устанавливает скорость на выходе Ve и давление на выходе пэ .Вы можете изучить конструкцию и работу ракетного сопла с наш интерактивный имитатор сопла программа, которая запускается в вашем браузере.

Давление на выходе составляет равняется только давлению набегающего потока при некоторых расчетных условиях. Следовательно, мы должны использовать более длинную версию обобщенного уравнение тяги для описания тяги системы. Если давление набегающего потока определяется как p0 , уравнение тяги F принимает следующий вид:

F = m точка * Ve + (pe — p0) * Ae

Обратите внимание, что нет бесплатного член, умноженный на массу потока, скорость свободного потока в уравнении тяги потому что на борт не поступает внешний воздух.Поскольку окислитель смешанные с ракетным топливом, твердотопливные ракеты могут создавать тягу в вакууме. где нет другого источника кислорода. Вот почему ракета будет работать в космосе, где нет окружающего воздуха и газа турбина или пропеллер работать не будут. Турбинные двигатели и пропеллеры полагаются на атмосферу, чтобы обеспечить кислород для горения и в качестве рабочего тела при создании тяги.

В уравнение тяги приведенный выше работает как для жидкость и твердотопливные ракетные двигатели. Также существует параметр эффективности, называемый удельный импульс который работает для обоих типов ракет и значительно упрощает анализ характеристик ракетных двигателей.


Действия:

Экскурсии с гидом

Навигация ..


Руководство для начинающих Домашняя страница

«Ракетный твердотопливный двигатель»

«Ракетный двигатель на твердом двигателе» Вернуться на главную страницу Purdue AAE Propulsion.

Как работают твердотопливные ракетные двигатели
Подробная информация о различных твердотопливных ракетных двигателях
Сравнительные таблицы различных двигателей


Концептуально твердотопливные ракетные двигатели (или ТРД) представляют собой простые устройства с очень мало движущихся частей.Электрический сигнал отправляется на запальник, который создает горячие газы, которые воспламеняют основное пороховое зерно (см. изображение ниже). Пропеллент содержит как горючее, так и окислитель; поэтому эти устройства может работать в вакууме космоса. Тяга развита поскольку высокая тепловая энергия дымовых газов преобразуется в кинетическую энергия в выхлопе. Простота SRM делает их привлекательным выбором. для многих применений в ракетных двигательных установках. Потому что структурных компонентов, SRM эффективен тем, что подавляющая часть его веса составляет действительно пригодное для использования топливо.SRM могут быть воспламенены в мгновение ока и не требуют заправки жидкостей перед работой. С другой стороны, их КПД (удельный импульс) обычно ниже, чем у жидкостных систем, и их нелегко задушить. После зажигания двигатель сгорит до гашение, если не включены специальные положения для прекращения тяги во время стрельбы.


Твердотопливные ракетные двигатели

Кордант Тиокол ​​

Многоразовый твердотопливный ракетный двигатель челнока
Семейство STAR
Семья КАСТОР

Pratt & Whitney CSD

Семья Орбусов

Alliant Techsystems

Накладной усилитель GEM
Ракета-носитель Орион
Ракетный двигатель с теплоотводом Sidewinder
Радиолокационный ракетный двигатель AMRAAM

Аэротех

Ракетные двигатели большой мощности на композиционном топливе модели

Эстес

Ракетные двигатели модели Black Powder

Накладные бустеры
Марка Модель Тяга Вес Пропеллент Общий импульс Время горения Приложения
Тиокол ​​ SRSM 3 300 000 фунтов 1 300 000 фунтов перхлорат аммония / алюминий 75 с Шаттл SRB
Кастор IVA Delta I, ремень Atlas
Alliant ДРАГОЦЕННЫЙ КАМЕНЬ 112 241 фунтов 28 592 фунтов 88% HTPB 7 090 000 фунтов / с 55 с Ремень для Delta II
Автономные твердотопливные ракетные ускорители
Марка Модель Тяга Вес Пропеллент Импульс общий Время горения Приложение
Тиокол ​​ Ролик 120 435000 фунтов 116275 фунтов HTPB 29 900 000 фунтов / с 81 с Афина I, II первая ступень, Афина II вторая ступень
Alliant Орион 50S AL 130500 фунтов 29 581 фунтов HTPB 7 893 000 фунтов / с 72.4 с Ускоритель воздушного запуска Pegasus
Двигатели верхней ступени
Марка Модель Тяга Вес Пропеллент общий импульс Время горения Приложения
Тиокол ​​ ЗВЕЗДА 48A 17300 фунтов 5674 фунтов Ap / Al 1,528,409 фунтов / с 88 с Модуль поддержки полезной нагрузки STS
Пратт Орбус 6 23800 фунтов 6515 фунтов 1,738,000 фунтов / с 101 с Инерциальный верхний каскад STS
Orbus 21S 59 460 фунтов 22703 фунтов 6 190 000 фунтов / с 138 с INTELSAT-VI ударник перигей
Тактические ракетные двигатели
Марка Модель Вес Пропеллент Рабочая температура
Alliant Сайдвиндер 99 фунтов RS HTPB от -65F до 160F
AMRAAM 156 фунтов от -65F до 145F
Модель ракетных двигателей
Марка Модель Пропеллент Тяга Импульс Вес Масса пороха Время горения
Аэротех F50-4T одноразовый Композитный материал Blue Thunder 50 N 80 Н-с 83 г 38.3 г 1,6 с
h280W перезаряжаемый Белый композит Lightning 180 N 230 Н-с 263,6 г 123 г 1,27 с
Эстес 1 / 2A6-2 Черный порошок 6 N 1,25 Н-с 2,6 г ,21 с
Д12-7 12 N 17 Н-с 10.8 г 1.42 с

Эта страница Copright 1998 Purdue University

Типы двигателей: жидкий, твердый и гибридный… и четвертый

Жидкостный ракетный двигатель

Чтобы сжечь ракетный двигатель, необходимы три вещи: топливо, кислород и тепло. Сжигание топлива и кислорода всегда является экзотермической реакцией, которая обеспечивает собственное тепло для продолжения горения. Чтобы запустить реакцию, необходимо тепло.

Жидкостные двигатели содержат как топливо, так и окислитель в жидкой форме при хранении в ракетных баках.Давление в баллоне обычно относительно низкое. Существуют два типа жидкостных двигателей, которые различаются способом подачи топлива и окислителя в камеру сгорания. Упрощенный эскиз этих двух типов показан на рисунке 1. Для небольших простых жидкостных ракетных ступеней топливо и окислитель могут быть нагнетены в камеру сгорания с помощью инертного газа, обычно гелия (который не способствует сгоранию). При таком подходе необходимы «только» баки, водопровод и некоторые клапаны с электронным управлением в дополнение к камере сгорания и соплу.Дополнительная конструкция топливного бака увеличивает общий вес ступени ракеты (однако это может быть выгодным компромиссом, учитывая, насколько простое решение). Более того, вес, объем и давление внутри резервуаров с гелием увеличиваются с увеличением размера ракеты, а для ракет больше определенного размера это решение нецелесообразно.

Большие жидкостные двигатели всегда будут иметь турбонасос для перекачки топлива и окислителя в камеру сгорания. Обычно это приводит к сложным практическим решениям.Насос приводится в действие за счет сжигания небольшого количества топлива и окислителя (обычно с большим отношением кислорода к топливу или топлива к кислороду, чтобы поддерживать относительно низкую температуру внутри насоса), чтобы привести в движение «водяное колесо», которое вращает турбовентилятор с чрезвычайно высокой скоростью. высокие скорости увеличивают давление топлива и кислорода. Для наиболее эффективных двигателей топливо и кислород, используемые газогенератором в турбонасосе, снова нагнетаются в камеру сгорания для использования энергии напоминания (имейте в виду, что газогенератор неэффективен из-за большого количества кислорода в топливе или топливе. к кислородному соотношению, чтобы поддерживать низкую температуру).Это называется ступенчатым двигателем внутреннего сгорания. Двигатель открытого цикла, с другой стороны, сбрасывает газ, выходящий из турбонасоса. Открытый цикл менее эффективен (ниже Isp), но, как правило, его проще построить. Примером двигателя открытого цикла является жидкостный двигатель первой ступени Ariane 5, Vulcain 2, показанный на рисунке 2. Выхлопная труба, видимая сбоку от сопла, которая прикреплена к турбонасосу, частично видна встроенная в трубопровод. , используется для выпуска газа турбонасоса.

Сопло может сильно нагреваться, и некоторые двигатели, обычно большого размера, нуждаются в охлаждении сопла.Это достигается путем пропускания части холодного топлива по трубкам за пределами сопла. Когда это сделано, топливо работает как охлаждающий агент. Пройдя через трубопровод сопла, топливо нагнетается в камеру сгорания.

Твердотопливные ракетные двигатели

Другой тип ракетных двигателей, который наиболее часто используется, — это твердотопливные двигатели, в которых и топливо, и окислитель находятся в твердом состоянии. Топливо и окислитель смешиваются вместе и принимают форму внутри металлической конструкции, называемой кожухом.Этот кожух является механически несущей конструкцией. Внутри смеси пороха должен быть объем, в котором топливо и окислитель, которые выделяются в виде газа при нагревании, смешиваются и сгорают до достижения сопла. На рисунке 3 показаны детали, составляющие твердотельный двигатель.

Пропеллент обычно представляет собой перхлорат аммония (окислитель) и сверхмелкий алюминиевый порошок (топливо), смешанный с полибутадиеном с концевыми гидроксильными группами (HTPB представляет собой полупрозрачную жидкость с цветом, подобным вощеной бумаге, и вязкостью, подобной кукурузному сиропу) в качестве связующего в дополнение к некоторым катализаторам.В результате получается черная резиновая структура. Используя различные катализаторы и различные соотношения в смеси окислителя, топлива и связующего, конструкторы могут изменять характеристики двигателя. Форма пороха будет определять, как будет выглядеть кривая тяги, то есть как тяга изменяется со временем после зажигания.

Преимущество твердотопливного двигателя заключается в том, что он может обеспечивать огромную тягу, и поэтому он часто используется в качестве ускорителя, заставляя запускающую спутник ракету набирать высокую начальную скорость перед использованием более эффективных жидкостных двигателей для получения горизонтальной скорости выше самой плотной. часть атмосферы.Еще одно преимущество состоит в том, что он очень прост, и когда он воспламеняется, он горит, пока не закончится топливо (или пока не произойдет катастрофический отказ). Это также один из недостатков такого двигателя: его нельзя выключить по команде и нельзя дросселировать, как жидкостный (и гибридный, как описано в следующем разделе) двигатель. Обычно он менее эффективен, чем жидкостные двигатели, с типичным удельным импульсом ниже 3000 м / с в вакууме и 2800 м / с на уровне моря.

Гибридные ракетные двигатели

Третья категория ракет — это гибридные двигатели, в которых одно топливо находится в твердой форме, а другое — в жидкой.Классические конструкции имеют твердое топливо и жидкий окислитель, но есть и обратные конструкции, т. Е. с жидким топливом и твердым окислителем — также существует, хотя последний сложнее реализовать на практике. Исторически гибридные двигатели не пользовались большой популярностью, но развитие технологий делает гибридные двигатели все более популярными. Самыми известными ракетами, использующими гибридную технологию, являются SpaceShipOne и SpaceShipTwo, принадлежащие Virgin Galactic Ричарда Брэнсона. По иронии судьбы, они попали в новости, когда космический корабль потерпел катастрофу во время летных испытаний, в результате чего погиб один из летчиков-испытателей.

На рис. 4 показан пример гибридного двигателя, использующего перекись водорода в качестве окислителя и резиновое топливо. Катализатор используется, чтобы помочь с разложением окислителя, когда он попадает в камеру сгорания (где находится топливо). Обратите внимание на использование азота для подачи окислителя в камеру сгорания. Топливо обычно металлическое. Удельный импульс может достигать 4 000 м / с. Гибридные двигатели обычно довольно просты по конструкции, но все же сложнее твердотельных двигателей. У них более высокий удельный импульс, чем у твердотельных двигателей, но они регулируются и могут отключаться, как и жидкостные двигатели.Самой большой проблемой гибридных двигателей были проблемы, связанные с увеличением низкой скорости горения гибридных двигателей, поскольку смешивание окислителя и топлива является более трудным, но это улучшается. Они считаются очень безопасными, поскольку топливо и окислитель можно хранить и отправлять индивидуально, а каждый компонент сам по себе полностью безопасен (хотя они могут быть токсичными).

Электрическое подруливающее устройство

Четвертый тип двигателей, о котором стоит упомянуть, — это электрические подруливающие устройства. Электродвигатели имеют чрезвычайно низкую тягу (от нескольких до сотен милли ньютонов), но очень высокий удельный импульс.Это делает их непригодными для использования в качестве ракетных двигателей из-за невозможности противодействовать силе гравитации. Однако на спутниках они очень практичны, и двигатель может развивать удельный импульс более 40 000 м / с по состоянию на 2018 год. Низкое усилие означает, что двигатель должен работать в течение длительного периода времени, но снижает общее количество топлива. необходимо для достижения заданной дельта-v. Одним из примеров является ABS-3A, спутник связи на геостационарной орбите, который является первым коммерческим спутником, в котором используются только электрические двигатели.У спутника была меньше половины стартовой массы, чем у спутника на химическом двигателе (около 1900 кг, по сравнению с примерно 4000–5000 кг на спутниках, использующих химические ракеты), причем основная разница в массах объяснялась к небольшому количеству необходимого топлива, всего около 100 кг топлива, необходимого для вывода на орбиту и удержания станции.

Узнайте больше о химическом составе ракетного топлива, уделяя особое внимание очень токсичному гиперголическому топливу (используемому на некоторых ракетах и ​​многих спутниках, причем российская ракета Протон является самой известной ракетой):

<< Предыдущая страница - Содержание - Следующая глава >>


Эта статья является частью программы предварительного обучения, используемой NAROM в Fly a Rocket! и подобные программы.

Как работают ракетные двигатели | HowStuffWorks

«Сила» ракетного двигателя называется его тягой . Тяга измеряется в фунтах тяги в США и в Ньютонах в метрической системе (4,45 Ньютона тяги равны 1 фунту тяги). Фунт тяги — это сила тяги, необходимая для удержания объекта весом 1 фунт в неподвижном состоянии против силы тяжести на Земле. Итак, на Земле ускорение свободного падения составляет 32 фута в секунду в секунду (21 миль в час в секунду).Если бы вы плыли в космосе с сумкой для бейсбольных мячей и отбрасывали бы один бейсбольный мяч в секунду на скорости 21 миль в час, ваши бейсбольные мячи генерировали бы тягу, эквивалентную 1 фунту. Если бы вы вместо этого бросали бейсбольные мячи со скоростью 42 миль в час, вы бы генерировали 2 фунта тяги. Если вы бросите их со скоростью 2100 миль в час (возможно, стреляя в них из какого-то бейсбольного ружья), вы создадите тягу в 100 фунтов и так далее.

Одна из забавных проблем ракет состоит в том, что объекты, которые двигатель хочет бросить, на самом деле что-то весят, и ракета должна нести этот вес.Допустим, вы хотите создать тягу в 100 фунтов в течение часа, бросая по одному бейсбольному мячу каждую секунду со скоростью 2100 миль в час. Это означает, что вы должны начать с 3600 бейсбольных мячей весом 1 фунт (в часе 3600 секунд) или 3600 фунтов бейсбольных мячей. Поскольку вы весите всего 100 фунтов в скафандре, вы можете видеть, что вес вашего «топлива» значительно превосходит вес полезного груза (вас). Фактически, топливо весит в 36 раз больше, чем полезная нагрузка. И это очень часто. Вот почему прямо сейчас вам нужна огромная ракета, чтобы отправить крошечного человека в космос — нужно нести много топлива.

Вы можете очень четко увидеть уравнение веса на космическом шаттле. Если вы когда-нибудь видели запуск космического челнока, то знаете, что он состоит из трех частей:

  • Орбитальный аппарат
  • Большой внешний бак
  • Два твердотопливных ракетных ускорителя (SRB)

Орбитальный аппарат весит 165 000 фунтов пустого. Внешний бак пустой весит 78 100 фунтов. Два твердотопливных ракетных ускорителя весят по 185 000 фунтов каждый. Но тогда вам нужно заправить топливо.Каждый SRB содержит 1,1 миллиона фунтов топлива. Внешний бак вмещает 143 000 галлонов жидкого кислорода (1 359 000 фунтов) и 383 000 галлонов жидкого водорода (226 000 фунтов). Весь аппарат — шаттл, внешний бак, кожухи твердотопливной ракеты-носителя и все топливо — имеет при запуске общий вес 4,4 миллиона фунтов. 4,4 миллиона фунтов для вывода на орбиту 165 000 фунтов — довольно большая разница! Честно говоря, орбитальный аппарат также может нести полезную нагрузку весом 65 000 фунтов (до 15 x 60 футов в размере), но это все еще большая разница.Топливо весит почти в 20 раз больше, чем орбитальный аппарат [источник: Руководство оператора космического корабля].

Все это топливо выбрасывается из задней части космического корабля «Шаттл» со скоростью около 6000 миль в час (типичная скорость выхлопа химических ракет составляет от 5000 до 10 000 миль в час). SRB горят около двух минут и при старте генерируют около 3,3 миллиона фунтов тяги каждый (2,65 миллиона фунтов в среднем за время горения). Три главных двигателя (которые используют топливо во внешнем баке) работают около восьми минут, создавая тягу по 375 000 фунтов каждый во время горения.

В следующем разделе мы рассмотрим конкретную топливную смесь в твердотопливных ракетах.

Твердотопливное топливо — обзор

III Интегрированный ускоритель

Для достижения числа Маха полета, необходимого для достижения достаточной тяги, позволяющей ускорение на траектории, современные ракеты с прямоточными воздушно-реактивными двигателями используют ускоритель твердого топлива, встроенный в камеру сгорания (рис. 15). Круглое сечение ракеты и камеры сгорания хорошо для этого подходит, поскольку рабочее давление пороха составляет около 10 МПа.

РИСУНОК 15. Встроенный бустер со сбрасываемым соплом.

Чтобы герметизировать камеру сгорания во время фазы ускорения, воздухозаборники в камеру сгорания должны быть закрыты крышками портов, которые позже открываются и часто выбрасываются в фазе перехода между ускорением и крейсерским режимом.

Для оптимизации характеристик твердотопливного ускорителя и достижения удельного импульса порядка 240 с во время работы на выходе должно быть установлено специальное сопло, как правило, с сечением меньше, чем у ПВРД, поэтому его можно выгодно включить. внутри сопла ПВРД.Это сопло также должно быть выброшено во время перехода.

Зерно твердого топлива обычно заливается непосредственно на теплоизоляцию внутри камеры сгорания ПВРД. Форма области горения должна быть определена так, чтобы оптимизировать коэффициент заполнения и как можно быстрее достичь конца горения. Это сводит к минимуму продолжительность перехода с ускоренного режима на крейсерский без снижения скорости транспортного средства и высвобождает все топливо из камеры сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, чтобы избежать любого риска гудения воздухозаборника, когда люк открывается и воздух начинает поступать.

Продолжительность переходной фазы часто определяют как фазу между выбросом крышек первого порта (если двигатель имеет несколько воздухозаборников) и моментом, когда ПВРД достигает 90% своей номинальной тяги. Возможна длительность перехода от 0,2 до 0,5 с.

Длина камеры сгорания ПВРД, таким образом, обычно оптимизируется не с точки зрения кинетики сгорания топлива и воздуха, а скорее с точки зрения объема ускорителя, необходимого для увеличения полета Маха с 0 Маха (или примерно 0 Маха.6 для ракеты, выпущенной с боевого самолета) на переходное число Маха.

Другой тип интегрированного ускорителя выгоден для использования на ракетах ограниченного диаметра: встроенный безсопловый ускоритель. Как показано на рис. 16, это зерно твердого топлива с круглым отверстием оптимизированного сечения, заканчивающееся расходящимся соплом, образованным непосредственно самим зерном. В процессе работы локальная скорость горения изменяет форму всех секций, в том числе сопла.Уменьшенного удельного импульса от 200 до 220 с может быть достаточно, учитывая дополнительный объем топлива и вес, сэкономленный на металлическом сопле. Кроме того, сам факт отсутствия выброса металлического сопла является несомненным преимуществом в плане безопасности, особенно для ракет, запускаемых с самолетов.

РИСУНОК 16. Встроенный бустер без сопла.

Твердое ракетное топливо — обзор

2.5.4 Индийская организация космических исследований, Индия

Индийская организация космических исследований (ISRO) — космическое агентство, управляемое и финансируемое Департаментом космоса (DOS) правительства Индии ( ГОИ).Он основан 15 августа 1969 года с целью «использовать космические технологии для национального развития, продолжая исследования космической науки и исследования планет». Организация расположена по всей стране со штаб-квартирой в Бангалоре, штат Карнатака, и вспомогательными центрами + 25, включая три центра запуска спутников в Бангалоре, на острове Шрихарикота и в Тируванантапураме.

Парк собственных ракет-носителей включает в себя ракету-носитель (SLV), ракету-носитель с расширенными возможностями (ASLV), ракету-носитель полярных спутников (PSLV), ракету-носитель с геосинхронным спутником (GSLV) и ракету-носитель с геосинхронными спутниками Mark III (GSLV-Mk). III) в зависимости от ступеней твердотопливной ракеты, расстояния до покрытия, груза, который нужно нести, чтобы спутник вращался вокруг нашей Земли.Он оснащен приборами и камерами для сбора данных дистанционного зондирования. ISRO разработала индийскую национальную спутниковую систему (INSAT), индийскую серию спутников дистанционного зондирования (IRS), спутниковую систему радиолокационного изображения (RIAT) и набор геостационарных спутников (GSAT).

Коллективными приложениями и достижениями ISRO являются телекоммуникационная спутниковая сеть (INSAT) для прогноза погоды и стихийных бедствий, спутник управления ресурсами (IRS-P6 / RESOURCESAT-1), охватывающий землю, воду, бизнес, фондовый рынок, военные, академические , Телемедицина, информационная система по биоразнообразию, картография и международное сотрудничество.Индия создала Образовательный центр космической науки и техники в Азиатско-Тихоокеанском регионе (CSSTE-AP), спонсируемый Организацией Объединенных Наций (ООН). Индия — одна из ведущих стран, принявших участие в космической миссии на Луне.

Chandrayaan-1 был первым индийским лунным зондом, успешно запущенным ISRO со стартовой площадки Шрихарикота 22 октября 2008 года. Миссия включала лунный орбитальный аппарат и импактор. Космический корабль вращался вокруг Луны на высоте 100 км от поверхности Луны для химического, минералогического и фотогеологического картирования.Миссия была активна до августа 2009 года.

ISRO впервые запустила несколько спутников на одной ракете-носителе. Организация написала сценарий истории, успешно запустив рекордные 104 спутника, в том числе 714 кг индийский спутник наблюдения Земли Cartosat-2, на одной ракетной ракете-носителе PS-C37 15 февраля 2017 года. Из 104 спутников 3 принадлежат Индии, а 96 — той. США и по одному из Израиля, Казахстана, Нидерландов, Швейцарии и ОАЭ. Ракета-носитель точно вывела спутники один за другим на полярные солнечно-синхронные орбиты, начав первый выброс спутника Cartosat-2D.Миссия длилась 29 минут, и ISRO установила новый мировой рекорд по запуску наибольшего количества спутников за один выстрел.

ISRO — четвертое космическое агентство, успешно запустившее космический аппарат Chandrayaan-2 GSLV Mark III, несущий 640 тонн полезной нагрузки орбитального аппарата, посадочного модуля и вездехода 22 июля 2019 года и успешно выведенный на лунную орбиту 20 августа 2019 года. 2 сентября 2019 года Викрам Лендер был отделен от орбитального аппарата на орбите Луны на 100-километровой полярной орбите в рамках подготовки к посадке и, к сожалению, завершил безопасную и мягкую посадку на поверхность Луны.

ISRO — четвертое космическое агентство, достигшее Марса после Советского космического агентства, НАСА и ЕКА. Первой межпланетной миссией Мангальян стал космический корабль, запущенный 5 ноября 2013 года и находящийся на орбите Марса с 24 сентября 2014 года. Будущая миссия ISRO по удержанию трех членов экипажа в космосе в течение 7 дней. Chandrayaan-3 будет организован в 2024 году для создания среды обитания на поверхности Луны. ISRO также выступает за разработку недорогих военных, коммерческих и туристических спутников.

Годдард

Принципы ракеты

Следствием законов движения Ньютона является то, что любой объект или совокупность объектов, сил, которые вовлекают только эти объекты и ничего больше («внутренние сил ») не может сместить центр тяжести.Например, космонавт плавающий в скафандре не может изменить свое положение без участия чего-либо иначе, e. грамм. толкая его космический корабль. Центр тяжести — или «центр массы »- неподвижная точка, которую нельзя сдвинуть без посторонней помощи (поворот вокруг него, однако, возможно).

Бросив тяжелый инструмент в одном направлении, космонавт мог двигаться в в противоположном направлении, хотя общий центр тяжести этих двух будет всегда оставайся прежним. Учитывая баллон сжатого кислорода, тот же результат следует из выброса струи газа (сцена, появившаяся в научно-фантастический фильм).Ракета делает то же самое, за исключением того, что холодный газ заменяется гораздо более быстрой струей раскаленного газа, возникающей при горении подходящее топливо. В настоящее время ракеты — единственное средство, способное достичь высота и скорость, необходимые для вывода полезной нагрузки на орбиту.

Ракетный двигатель — это машина, развивающая тягу за счет быстрого выброса иметь значение. Большинство ракет сегодня работают на твердом или жидком топливе. Слово пропеллент не означает просто топливо, как вы могли подумать; это означает как топливо, так и окислитель.Топливо — это горящие химические ракеты, но для горения для этого должен присутствовать окислитель (кислород). Реактивные двигатели потребляют кислород в их двигатели из окружающего воздуха. У ракет нет роскоши что есть у реактивных самолетов; они должны нести с собой кислород в космос, где нет воздуха.

Есть ряд терминов, используемых для описания мощности, вырабатываемой ракетой.

  • Усилие — это создаваемая сила, измеряемая в фунтах или килограммах. Толкать созданный на первом этапе должен быть больше, чем вес полного ракета-носитель, стоя на стартовой площадке, чтобы привести ее в движение.При движении вверх тяга должна продолжать генерироваться для ускорения ракета-носитель против силы тяжести Земли. Чтобы разместить спутник на орбиту вокруг Земли тяга должна продолжаться до минимальной высоты и орбитальная скорость достигнута или ракета-носитель откатится назад на Землю. Минимальная высота бывает желательна редко, поэтому тяга должна продолжают генерироваться для набора дополнительной орбитальной высоты.
  • Импульс, иногда называемый полным импульсом, является произведением тяги и эффективная продолжительность стрельбы.Ракета, запускаемая с плеча, имеет среднюю тягу. 600 фунтов и длительность стрельбы 0,2 секунды для импульса 120 фунт-сек. Ракета Сатурн V, использовавшаяся во время программы Аполлон, не только произвела много больше тяги, но и в течение более длительного времени. Он имел импульс 1,15 миллиарда фунт-сек.
  • КПД ракетного двигателя измеряется его удельным импульсом (Isp). Удельный импульс определяется как тяга, деленная на массу топлива. потребляется в секунду. Результат выражается в секундах.Удельный импульс можно представить как количество секунд, в течение которых один фунт топлива произвести один фунт тяги. Если тяга выражена в фунтах, конкретный импульс в 300 секунд считается хорошим. Чем выше значение, тем лучше. А Отношение масс ракеты определяется как общая масса при взлете, деленная на масса, остающаяся после израсходования всего топлива. Высокая массовая доля означает, что чем больше топлива, тем меньше масса ракеты-носителя и полезной нагрузки, приводя к более высокой скорости.Для достижения оптимального высокие скорости, необходимые для вывода полезной нагрузки на орбиту.
Существует три категории химического топлива для ракетных двигателей: жидкое ракетное топливо, твердое топливо и гибридное топливо. Топливо для химический ракетный двигатель обычно состоит из топлива и окислителя. Иногда добавлен катализатор для усиления химической реакции между топливом и окислитель. У каждой категории есть преимущества и недостатки, которые делают их лучше всего подходит для одних приложений и не подходит для других.

Твердотопливные ракеты:

Ракета на твердом топливе имеет самую простую форму двигателя. Твердое топливо ракеты — это в основном трубы камеры сгорания, заполненные топливом, которое содержит как топливо, так и окислитель, равномерно смешанные вместе. Имеет насадку, корпус, изоляция, топливо и воспламенитель. Корпус двигателя обычно это относительно тонкий металл, покрытый изоляцией, чтобы сохранить пропеллент от прожигания. Само топливо упаковано внутри слой утеплителя.

Сухое на ощупь твердое ракетное топливо содержит как топливо: и окислитель объединены вместе в самом химическом веществе. Обычно топливо смесь соединений водорода и углерода, а окислитель состоит из кислородные соединения. Основным преимуществом является то, что твердое топливо относительно стабильный, поэтому его можно производить и хранить для будущего использования. Твердое топливо имеет высокую плотность и может очень быстро гореть. Они есть относительно нечувствителен к ударам, вибрации и ускорениям.Без пропеллента необходимы насосы, поэтому ракетные двигатели менее сложны.

Недостатки в том, что после воспламенения твердое топливо невозможно дросселировать. выключены, а затем перезапущены, потому что они горят, пока не будет использовал. Площадь поверхности горящего пороха имеет решающее значение для определения количество создаваемой тяги. Трещины в твердом топливе увеличиваются открытая поверхность, таким образом, топливо сгорает быстрее, чем планировалось. Если образуется слишком много трещин, давление внутри двигателя значительно возрастает и ракетный двигатель может взорваться.Производство твердого топлива — это дорогая, точная операция. Размеры твердотопливных ракет варьируются от легкое противотанковое оружие к твердотопливным ракетным ускорителям (SRB) длиной 100 футов используется на стороне основного топливного бака космического шаттла.

Многие твердотопливные ракетные двигатели имеют полый сердечник, проходящий через пропеллент. Ракеты без полого сердечника должны зажигаться при нижний конец пороха и горение происходит постепенно с одного конца ракеты на другую.Во всех случаях только поверхность пороха ожоги. Однако для получения большей тяги используется полый сердечник. Это увеличивает поверхность доступных для горения порохов. Пропелленты горят изнутри наружу с гораздо большей скоростью, и образующиеся газы покидают двигатель на гораздо более высоких оборотах. Это дает большую тягу. Некоторое топливо Сердечники имеют звездообразную форму, что еще больше увеличивает поверхность горения.

Для зажигания твердого топлива можно использовать многие виды воспламенителей. Огненные стрелы были воспламенены предохранителями, но иногда они загорались слишком быстро и сгорали ракетчик.Гораздо более безопасный и надежный способ воспламенения, используемый сегодня, — это тот, который использует электричество. Пример ракеты с электрическим пуском: SRM космического шаттла. Электрический ток, идущий по проводам от некоторых на расстоянии, внутри ракеты нагревается специальный провод. Проволока поднимается температура топлива, с которым оно контактирует с горением точка.

Сопло в твердотопливном двигателе — это отверстие в задней части ракета, которая позволяет горячим расширяющимся газам улетучиваться.Узкая часть сопло — горло. Сразу за горлом находится выходной конус. Цель сопла, чтобы увеличить ускорение газов, когда они покидают ракета и тем самым максимизировать тягу. Это достигается за счет сокращения отверстие, через которое могут выходить газы.

Чтобы увидеть, как это работает, вы можете поэкспериментировать с садовым шлангом с распылителем. насадка-насадка. Этот тип сопла не имеет выходного конуса, но не имеет значения в эксперименте. Важным моментом насадки является что размер проема можно варьировать.Начните с открытия на его самая широкая точка. Посмотрите, как далеко брызгает вода, и почувствуйте создаваемую тягу уходящей водой. Теперь уменьшаем диаметр проема, и снова Обратите внимание на расстояние, на которое струится вода, и почувствуйте толчок. Ракетные сопла работают так же.

Как и внутри корпуса ракеты, необходима изоляция для защиты сопло от горячих газов. Обычная изоляция — это та, которая постепенно разрушается. по мере прохождения газа. Небольшие кусочки изоляции сильно нагреваются и оторваться от сопла.Когда их сдувает, тепло уносится их.


Ракеты на жидком топливе:

Другой основной вид ракетных двигателей — это двигатели, работающие на жидком топливе. Это гораздо более сложный двигатель, о чем свидетельствует тот факт, что твердотопливные ракетные двигатели использовались по крайней мере за семьсот лет до испытан первый успешный жидкостный двигатель. Жидкие топлива имеют отдельные резервуары для хранения — один для топлива и один для окислителя. У них также есть насосы, камера сгорания и сопло.Топливом жидкостных ракет обычно является керосин или жидкий водород; окислителем обычно является жидкий кислород. Они объединены внутри полости называется камерой сгорания. Примером могут служить турбонасосы высокого давления. ракетного двигателя. Здесь топливо сгорает и нагревается до высоких температур. и давления, а расширяющийся газ выходит через сопло в нижнем конец. Чтобы получить максимальную мощность от порохов, их необходимо смешивать как полностью насколько возможно. Маленькие форсунки (форсунки) на крыше камеры распыляйте и смешивайте пропелленты одновременно.Потому что камера работает при высоких давлениях топливо необходимо нагнетать внутрь. Мощный, легкие турбинные насосы между топливными баками и камерами сгорания позаботьтесь об этой работе.

Основными компонентами химического ракетного агрегата являются ракетный двигатель или двигатель, топливо, состоящее из топлива и окислителя, рама для удержания компоненты, системы управления и груз, например, спутник. Ракета отличается от других двигателей в том, что он несет топливо и окислитель внутри, поэтому он будет гореть как в космическом вакууме, так и в земных Атмосфера.Груз обычно называют полезной нагрузкой. Ракета — это называется ракетой-носителем, когда она используется для запуска спутника или другой полезной нагрузки в космос. Ракета становится ракетой, когда полезной нагрузкой является боеголовка, и она используется как оружие.

Было разработано или предложено много различных типов ракетных двигателей. В настоящее время наиболее мощными являются ракетные двигатели на химическом топливе. Другие типы разрабатываемых или предлагаемых ракет — это ионные ракеты, фотонные ракеты, магнитогидродинамические приводы и ракеты ядерного деления; тем не мение, они, как правило, больше подходят для обеспечения длительной тяги в космосе вместо запуска ракеты и ее полезного груза с поверхности Земли в Космос.

Криогенное топливо — это топливо, в котором в качестве топлива используются очень холодные сжиженные газы. топливо и окислитель. Жидкий кислород кипит при -297 F, а жидкий водород кипит при -423 F. Криогенное топливо требует специальных изолированных контейнеров и вентиляционные отверстия для выхода газа из испаряющихся жидкостей. Жидкость топливо и окислитель перекачиваются из резервуаров в расширительную камеру и впрыскиваются в камеру сгорания, где они смешиваются и воспламеняются пламя или искра. Топливо расширяется при сгорании, и горячие выхлопные газы направлены из сопла для создания тяги.

К преимуществам ЖРД можно отнести наибольшую энергию на единицу массы топлива, переменной тяги и возможности перезапуска. Сырье, такое поскольку кислород и водород в изобилии и относительно легко производство. К недостаткам жидкостных ракет относятся требования: для сложных складских емкостей, сложной сантехники, точного топлива и окислителя дозирование впрыска, высокоскоростные / высокопроизводительные насосы и сложность хранения ракеты на топливе.


Гиперголические метательные ракеты:

Гиперголическое ракетное топливо состоит из горючего и окислителя, которые воспламеняются. когда они вступают в контакт друг с другом.Нет необходимости в механизм зажигания, чтобы вызвать возгорание. В гиперголическом топлива, топливная часть обычно включает гидразин, а окислитель — обычно четырехокись азота или азотная кислота.

Возможность легкого запуска и перезапуска гиперголовых топлив делает их идеален для систем маневрирования космических аппаратов. Они также используются для орбитальных вставки, поскольку их горение можно легко контролировать и, таким образом, позволяет точные настройки, необходимые для вывода на орбиту.Гиперголический топливо также используется для контроля высоты.

Гиперголовые пропелленты остаются в жидком состоянии при нормальных температурах. Они не нуждаются в хранении с контролируемой температурой, как в случае криогенных пропелленты. Но, по сравнению с криогенным топливом, гиперголическое топливо пропелленты менее энергичны. То есть они производят меньше энергии на единицу масса. Например: в шаттле, летящем на Луну, 75% массы на борту быть топливом, в случае криогенного топлива. Но в случае гиперголичности пороха, количество повышается до 90%.По сравнению с криогенными пропелленты, гиперголические пропелленты очень ядовиты. Они реагируют с живые ткани также вызывают травмы. Так что это обязательно для технических специалистов. носить полностью автономный комплекс защиты от атмосферных воздействий (SCAPE) костюмы. Они едкие, поэтому для хранения требуются специальные контейнеры. и средства безопасности. Необходимо, чтобы они хранились безопасно, без каких-либо возможные контакты между топливными частями.


Пионеры ракет :

Авторы Жюль Верн и Х.Г. Уэллс писал об использовании ракет и космоса путешествия и серьезные ученые вскоре обратили внимание на теорию ракет.

Конечно, это был ХХ век, когда произошел взрыв в область ракетной техники. К концу XIX века трое мужчин считаются первопроходцами современной ракетной техники. начали учебу, Константин Циолковский (русский), Герман Оберт (Немец) и Роберт Годдард (американец).

В 1898 году русский школьный учитель Константин Циолковский (1857-1935) предложил идея освоения космоса с помощью ракеты.В отчете, опубликованном им в 1903 году, Циолковский предложил использовать жидкое топливо для ракет, чтобы добиться большего диапазона. Циолковский заявил, что скорость и дальность полета ракеты ограничивались только скоростью истечения уходящих газов. За его идеи, тщательные исследования и великое видение, Циолковский был назван отцом современной космонавтики.

Герман Оберт, немецкий ученый, также внес свой вклад в теорию и дизайн. ракет. В 1923 году он опубликовал работу, в которой доказал полет за пределы атмосфера возможна.В книге 1929 года под названием «Дорога в космическое путешествие» Оберт предложил жидкостные ракеты, многоступенчатые ракеты, космическую навигацию, и управляемые системы и системы повторного входа. Он также выдвинул идею трансатлантического почтовая ракета для быстрой доставки почты. В то время это воспринималось всерьез но никогда не пытался.

С 1939 по 1945 год он работал над немецкими ракетными программами войны с такими известными людьми. как Вернер фон Браун. После войны он приехал в США, где снова работал с фон Брауном. Во время войны одним из орудий ученых Дизайн напоминал почтовую ракету Оберта.Разыскиваются немцы построить ракету, которая доставит бомбу из Европы в Нью-Йорк. Город.

Большинство историков называют Оберта и Циолковского отцами современной ракеты. теория. Если это так, то американца доктора Роберта Х. Годдарда можно назвать отец практической ракеты. Его проекты и рабочие модели в конечном итоге привели к появлению немецких больших ракет, таких как Фау-2, которые использовались против союзников в Вторая Мировая Война. Все трое мужчин хранятся в Международном космическом зале Слава в Аламогордо, Н.М.

Хотя ракеты использовались во время Первой мировой войны, их ценность была ограничена. Как и во время гражданской войны в США, ракеты были не столь эффективны. как артиллерийское оружие дня. Ракеты иногда применялись как на суше. а в море ставить дымовые завесы. Союзные силы также использовали ракеты в качестве метода освещения полей сражений. Ракеты взорвались в яркой вспышке которые могли осветить поле битвы на несколько секунд. Некоторые ракеты несли парашют с прикрепленной сигнальной ракетой.Когда парашют и сигнальная ракета упали в сторону на земле поле боя могло быть освещено около 30 секунд.


Роберт Годдард :

Роберт Хатчингс Годдард родился 5 октября 1882 года в Вустере, штат Массачусетс. В начале своей жизни Годдард вдохновлялся произведениями научной фантастики, в первую очередь «Война миров» Герберта Уэллса и «С Земли на Луну» Жюля Верн. Совершенно независимый от Циолковского, Годдард понял, что принцип реакции обеспечит основу для космических путешествий.Скорее чем полностью сосредоточиться на теории, Годдард в раннем возрасте решил стать оборудован для создания и тестирования оборудования, которое, по его мнению, было необходимо для наилучшего продемонстрировать принцип реакции. Опять же независимо от Циолковского, он слишком теоретически предположил, что комбинация жидкого водорода и жидкого кислорода может сделать идеальное топливо.

До самой смерти Годдард считался стойким патриотом и работал на Армия в 1917 году с целью разработки ракет, которые помогут в войне. усилие.Работа велась в Калифорнии и привела к развитию небольшую ручную ракетную установку, похожую на то, что позже назвали базука. В 1919 году Годдард опубликовал работу под названием «Метод достижения цели». Крайние высоты », в котором подробно излагалась большая часть исследования, которые он завершил к настоящему времени. Это также включало предположения о возможности космического полета. Годдард пришел к выводу, что сочетание жидкости кислород и бензин были единственными практическими видами топлива, которые можно было использовать в его продолжение исследований в области разработки жидкостных ракетных двигателей.

К 1924 году Годдард разработал и испытал кислородный насос и двигатель. это функционировало. Однако устройство было слишком маленьким, чтобы его можно было использовать на рабочая ракета. Но, имея рабочий проект, он начал планировать более тщательно. исследовать. Годдард успешно запустил двигатель на жидком кислороде с подпиткой под давлением в физической лаборатории Университета Кларка, 6 декабря 1925 года. Двигатель был прикреплен к небольшой испытательной ракете, размещенной внутри неподвижного стенда. Двигатель был запущен около 24 секунд и поднял ракету около 12 секунд на своем стенде.16 марта 1926 года Годдард запустил 10-футовую ракету. из рамы длиной 7 футов. Ракета достигла максимальной высоты 41 фут. при средней скорости 60 миль в час. Ракета оставалась в воздухе 2,5. секунд и пролетел 184 фута. Пока этот рейс даже не прилетел близки к характеристикам пороховых ракет лет Прошедшее, это остается одним из самых значительных событий в истории ракетной техники. Ракета, работающая на смеси жидкого кислорода и бензина, запустила Годдардом 16 марта 1926 г. топливо.

После этого полета Годдард понял, что его ракета слишком мала, чтобы ее можно было изысканный. Он решил разработать более крупные ракеты для дальнейших испытаний. Работа была также началась разработка более сложной стартовой башни. Новый ракеты включают инновационные технологии, такие как регуляторы потока, несколько нагнетание жидкости, измерение давления и подъемной силы, а также электрическое сработал воспламенитель для замены использовавшегося ранее воспламенителя, работающего на порохе. Поворотный стол также был разработан для стабилизации вращения.

Четвертый пуск ракеты на жидком топливе произошел 17 июля 1929 года. Считающийся гораздо более сложным, чем первые три, Годдард оборудовал ракета с барометром, термометром и камерой для записи их показаний во время полета. Ракета достигла максимальной высоты 90 футов в 18,5-секундный полет на расстояние 171 фут. Научная полезная нагрузка был благополучно восстановлен с помощью парашюта. Однако запуск был таким шумным и яркий, что он привлек большое внимание общественности.Многие очевидцы считали самолет потерпел крушение в этом районе. Местные пожарные быстро вынудили Годдарда прекратить свои операции по запуску на площадке Оберн.

Затем Годдард сделал большой шаг, решив начать свой первый полный рабочий день. усилия по созданию и испытанию ракет. Он открыл магазин в Мескалеро. Ранчо недалеко от Розуэлла, штат Нью-Мексико, в июле 1930 года. финансируется за счет гранта Гуггенхайма. Первый запуск Розуэлла произошел 30 декабря 1930 г. с помощью ракеты длиной 11 футов и шириной 12 дюймов и массой 33.5 фунтов пусто. Испытание было впечатляющим, ведь ракета достигла максимума. высота 2000 футов и максимальная скорость 500 миль в час. Используемая ракета новый газовый баллон для нагнетания жидкого кислорода и бензина в камера сгорания.

В годы, приближавшиеся ко Второй мировой войне, Годдард согласился разрешить военным чиновники, чтобы рассмотреть его исследование. 28 мая 1940 года Годдард и Гарри Ф. Гуггенхайм встретился с объединенным комитетом представителей армии и флота в Вашингтон, округ Колумбия. Годдард предоставил этим официальным лицам полный отчет. в котором описывались его достижения в области как твердотопливных, так и жидкостных ракет.Армия полностью отвергла перспективу ракет дальнего действия. Военно-морской флот проявил незначительный интерес к ракетам на жидком топливе. Годдард позже охарактеризовал эти ответы как отрицательные. Ни одна из служб не была заинтересована в инновационный ракетный самолет, запатентованный Годдардом 9 июня 1931 года. Отсутствие военного интереса к ракетной технике приводило Годдарда в замешательство на протяжении многих лет. поскольку он понимал, что только у правительства есть достаточные ресурсы для финансирования правильное исследование.

  • Первый американец, который математически исследовал практичность использования ракетного двигателя для достижения большие высоты и траектория на Луну (1912)
  • Первый, получивший U.Патент С. на идею многоступенчатой ​​ракеты (1914 г.)
  • Первым доказавшим фактическими статическими испытаниями, что двигательная установка ракеты работает в вакууме, что она не нужен воздух, чтобы давить (1915-1916)
  • Впервые разработал подходящие легкие насосы для ракет на жидком топливе (1923 г.)
  • Первая разработавшая и успешно выполнившая ракету на жидком топливе (16 марта 1926 г.)
  • Первый, запустивший научную полезную нагрузку (барометр, термометр и камеру) на ракете. полет (1929)
  • Впервые использовал лопатки в выхлопе ракетного двигателя для наведения (1932 г.)
  • Первый разработавший гироскопический аппарат управления полетом ракеты (1932 г.)
  • Первый, запустивший ракету на жидком топливе со скоростью, превышающей скорость звука (1935 г.)
  • Первый, запустивший и успешно направивший ракету с двигателем, поворачиваемым за счет движения хвоста. секция (как на карданном подвесе), управляемая гироскопическим механизмом (1937 г.)

Вернер фон Браун :

В 1927 году энергичный 17-летний ученый Вернер фон Браун присоединился к VfR, или Verein fur Raumschiffahrt (Общество космических путешествий), образован в июне 1927 г.Эта группа преимущественно молодых ученых сразу же начала проектирование и строительство различных ракет. Быстро стать членом VfR выросла примерно до 500, что является достаточной членской базой, чтобы позволить публикацию периодический журнал «Die Rakete» (Ракета). Ряд членов VfR, в том числе Вальтер Хоманн, Вилли Лей и Макс Валье писали и продолжают писать: популярные работы в области ракетной техники.

Книга Хомана «Die Erreichbarkeit der Himmelskorper» (Достижение Celestial Bodies), опубликованная в 1925 году, была настолько технически продвинута, что была годы спустя консультировалось НАСА.Позже Валье будет стремиться популяризировать ракетную технику. помогая в организации испытаний немецких ракетных автомобилей, планеров, вагонов и санки. Другие члены VfR, включая Германа Оберта и фон Брауна, участвовал в проекте Уфимской кинокомпании в конце 1920-х — 1930-х гг., которые также стремились популяризировать область ракетной техники.

Немцы также разработали первый самолет с ракетным двигателем Ente (Утка). планер с двумя ракетами «Сандер». Энте пролетел на расстоянии три четверти мили менее чем за одну минуту во время испытательного полета на 11 июня 1928 г.Испытания проводила немецкая планерная группа Rhon-Rossitten. Gesellschaft. Фриц фон Опель, стремящийся к известности, не должен отставать. пилотировал планер с 16 ракетами Sander 30 сентября 1928 года. планер достиг максимальной скорости 95 миль в час.


Российская ракетная техника продолжается :

В 1930 году российские правительственные ракетные группы под руководством Фридриха Артуровича. Цандер и Валентин Петрович Глушко приступили к испытаниям ряда жидкотопливных двигателей. ракетные двигатели.Цандер опубликовал «Проблемы полета средствами реактивного Устройства »в 1932 году, а Глушко опубликовал« Ракеты, их конструкция и Утилизация »в 1935 году. Эти российские ракетные испытания продолжались до 1937 года. и протестировали концепции жидкостных ракетных двигателей, сжигающие такие комбинации, как бензин / газообразный воздух, толуол / четырехокись азота, бензин / жидкий кислород, керосин / азотная кислота и керосин / тетранитрометан.

Одна из российских ракет, появившихся в результате этих испытаний, называлась ГИРД-Х. который весил 65 фунтов, был 8.5 футов в длину и 6 дюймов в ширину. Ракета GIRD-X достиг максимальной высоты в три мили во время испытаний 25 ноября 1933 года. Еще одна российская ракета под названием «Авиавнито» весила 213 фунтов, а весила 10 кг. ноги в длину и 1 фут в ширину. Ракета Aviavnito достигла высоты 3,5 миль в 1936 году.


Испытания ракет VfR :

В том же 1930 году VfR открыло постоянные офисы в Берлине и приступило к испытаниям. ракеты, которые в конечном итоге изменили бы характер войны и мир в космическую эру.Эти сначала скромные испытания начались в заброшенном Немецкий склад боеприпасов в Райникендорфе по прозвищу Raketenflugplatz (Ракетный Аэродром).

К августу 1930 г. начались испытания первой из ракет VfR, получившей название «Мирак-1». (Минимум Ракета-1). Работает на смеси жидкого кислорода и бензина, В «Мирак-1» использовался 12-дюймовый баллон с жидким кислородом, скрывающий возгорание. камера, таким образом охлаждая ее. Бензин везли в трехфутовом хвосте. палка. Мирак-1 успешно прошел статические испытания в августе 1930 г. в Бернштадте, Саксония.Во время второй статической испытательной стрельбы в сентябре 1930 г. взорвался Мирак-1. когда его баллон с жидким кислородом лопнул.

VfR был вынужден распустить зимой 1933/1934 г., потому что организация не мог выполнить свои финансовые обязательства. Ракетные эксперименты прекратились в Завод на Ракетенфлугплац в январе 1934 года, и этот район возобновил работу как склад боеприпасов. После расформирования VfR все частные ракетные испытания в Германии перестали. Вернер фон Браун, однако, официально перешел на работу в немецкая армия в Куммерсдорфе.Там Heereswaffenamt-Prufwesen (армия Отдел исследований и разработок артиллерийского оборудования) учредил Versuchsstelle Куммерсдорф-Вест как статический полигон для испытаний баллистических ракет.

Куммерсдорф также стал площадкой для разработки и тестирования ряда прототипов реактивных взлетных установок (JATO) для самолетов. Эти тесты проводились Вернером фон Брауном совместно с майором фон Рихтгофеном. и Эрнст Хейнкель. Под руководством капитана Уолтера Дорнбергера Команда Куммерсдорфа быстро смогла спроектировать и построить А-1 (Агрегат-1). ракета.A-1 работал на смеси жидкого кислорода и спирта, и мог развивать тягу около 660 фунтов.

70-фунтовый гироскоп с маховиком находился в носовой части ракеты, чтобы обеспечить устойчивость во время полета. A-1 в конечном итоге потерпел неудачу, потому что его Небольшой резервуар с жидким кислородом из стекловолокна, расположенный внутри его резервуара для спирта, загорелся склонный. Кроме того, гироскоп был расположен слишком далеко от центра ракета, чтобы быть эффективной. Вскоре за A-1 последовал A-2, который использовал раздельные баллоны для спирта и жидкого кислорода.Гироскоп А-2 находился недалеко от центр ракеты между двумя топливными баками. В декабре 1934 г. два Ракеты А-2, получившие прозвище Макс и Мориц, были запущены с острова в Северном море. Боркума. Каждый достиг высоты около 6500 футов. Но осуществимость эффективных военных ракет оставалось в лучшем случае спекулятивным, примером чего может служить Дело в том, что в 1935 году Адольф Гитлер отклонил предложение Артиллерии Генерал Карл Беккер за ракету для дальних бомбардировок.


Немецкие ракетные испытания начинаются в Пенемюнде

В апреле 1937 года все испытания немецких ракет были переведены в сверхсекретный база в Пенемюнде на побережье Балтийского моря.Первая задача инженеров при чем была основана как Heeresversuchsstelle Peenemunde (армейский экспериментальный Station Peenemunde) должна была разработать и испытать новую ракету под названием A-3. К В конце 1937 года команда Пенемюнде разработала и испытала 1650-фунтовый, Ракета А-3 длиной 21 фут, сжигавшая смесь жидкого кислорода и алкоголь. Хотя силовая установка А-3 работала хорошо, его экспериментальной инерциальной системы наведения не было. Проблемы с наведением были были решены, и были запланированы ракеты большего размера.

К 1938 году Германия начала вторгаться в огромные части Восточной Европы, и Адольф Гитлер начал осознавать необходимость эффективной баллистической ракеты оружие. Немецкое артиллерийское управление запросило, чтобы команда Пенемюнде разработать баллистическое оружие, имеющее дальность действия от 150 до 200 миль и способное нести боеголовку с взрывчатым веществом в одну тонну. Промежуточный испытательный автомобиль для преодоления Разрыв между А-3 и А-4 получил название А-5. А-5 был похож в конструкция к A-3, но использовала более простую, более надежную систему наведения и более прочная структура.А-5 был разработан с внешним видом предлагаемое оружие А-4. Испытания А-5 проводились с осени 1938 г. по 1939 год. Ракеты запускались как горизонтально, так и вертикально, и часто поднимались с парашютом и снова запускались. Первый А-5 запущен вертикально, достиг высоты 7,5 миль.

Гражданские и военные усилия в области ракетной техники во всех других странах вместе взятые меркли по сравнению с успехами, достигнутыми в Германии, где Первый А-4 с полным успехом прошел испытания 3 октября 1942 года.Самый первый Ракета А-4 достигла высоты 50 миль и пролетела расстояние 120 миль. А-4, позже переименованный в Фау-2, станет краеугольным камнем современной ракетной техники.


Базз-бомба V-1

Хотя Германия произвела и развернула ряд ракетных вооружений. во время Второй мировой войны сила их оружия была основана на так называемых «V» оружие. Буква V была сокращением от Vergeltungswaffen, примерно переводится «оружие возмездия», «оружие возмездия» или «оружие мести».V-1 был первым из пронумерованных V-образных орудий. V-1 был беспилотным бомбардировщик с бензиновым импульсным реактивным двигателем, который мог производить тяга около 1100 фунтов. Весь V-1 весил около 4900 фунтов. Испытательные полеты V-1 начались в 1941 году над полигоном Пенемюнде. V-1 изначально был называется Fieseler Fi-103. V-1 не имел ничего общего с V-2, который в то же время разрабатывалась в Пенемюнде.

Британская разведка получила информацию о том, что секретное оружие находилось под развития в Пенемюнде, поэтому сотни тяжелых бомбардировщиков союзников атаковали Пенемюнде 17 августа 1943 года.Погибло около 800 человек, в том числе Dr. Вальтер Тиль, который в то время отвечал за разработку двигателя V-2. Союзник Силы не знали ни о масштабах разработки оружия в Пенемюнде, ни о том, что их бомбардировки существенно не препятствовали развитию оружия самих себя. Действительно, вскоре V-образное оружие должно было использоваться в бою. Атаки V-1 нацеливание на цели в Англии началось в июне 1944 года. Каждый Фау-1 запускался из пандус и был неуправляемым. После запуска V-1 летел по заданному курсу. до тех пор, пока выключатель не выключит его двигатель, в результате чего V-1 просто упадет на что-нибудь был под ним.

Характерный звук двигателя V-1 привел к тому, что автомобиль получил прозвище «Жужжащая бомба» союзных войск. Люди на земле знали, что они относительно безопасно, если жужжащий звук раздался, а затем исчез, когда оружие вылетело из диапазон. Однако если жужжащий звук внезапно прекратился, его быстро поняли. что поблизости может произойти мощный взрыв. Каждый V-1 нес около 2000 фунтов взрывчатки и был способен нанести большой ущерб. Но с тех пор Фау-1 был неуправляемым, орудие редко поражало конкретную цель.V-1 имел максимальная скорость около 390 миль в час. так может быть перехвачен истребителем или уничтожены зенитной артиллерией.

Планер V-1 также был подвержен выходу из строя из-за вибрации двигателя. это считал, что около 25 процентов всех выпущенных ракет Фау-1 были уничтожены отказом планера до достижения своих целей. Хотя конкретные цифры варьируются от источника к источнику, британский отчет, выпущенный после войны, указывает что по Англии было запущено 7 547 ракет Фау-1. Из них отчет указали, что 1847 были уничтожены истребителями, 1866 были уничтожены зенитной артиллерией 232 человека были уничтожены в результате полета на аэростат заградительного огня кабели и 12 были уничтожены корабельной артиллерией Королевского флота.Это осталось около половина всех ракет Фау-1, запущенных в Англию, числятся пропавшими без вести, и большая ряду смогли нанести значительный материальный ущерб. Британцы сообщили что 6139 человек погибли в результате атак Фау-1, около трех умноженное на количество убитых Фау-2.


Пилот немецкой базовой бомбы Фау-1

Менее известно, что немцы разработали пилотируемую версию Фау-1. называется V-1e. V-1e не предназначался для восстановления.Было бы был запущен, а затем направлен к цели пилотом, выполнявшим самоубийственную миссию. Подобно японской концепции камикадзе, группа V-1e получила кодовое название Проект Райхенберг. V-1e был около 27 футов в длину и имел кабину. и пилотное оборудование. V-1e несколько раз проходил испытательные полеты немецкими авиалиниями. летчик-испытатель Ханна Райч.

Райч подтвердил, что базовый планер V-1 был подвержен сильной вибрации. в результате шума двигателя. Она считала, что развертывание V-1e как введенный, приведет к значительным потерям пилота, даже если у пилота согласился выполнить самоубийственную миссию.Немцы не выдержали дизайна изменения произошли в конце войны, поэтому V-1e никогда не использовался в боевых действиях.


Немецкий V-2 разработан и испытан

Немецкая ракета Фау-2, разработанная под обозначением А-4, считается быть одним из самых значительных научных достижений Второй мировой войны, только к разработке атомной бомбы. Аэродинамические данные были получены для базовой конструкции Фау-2 при испытаниях в аэродинамической трубе, проведенных в 1936 и 1937 годах. Некоторые компоненты V-2 были в производстве уже весной 1939 года. когда производились запуски опытной версии ракеты под названием А-5. проведенный.До 1942 года разработка Фау-2 велась круглосуточно. день под руководством Вернера фон Брауна. Первые модели Фау-2 к весне 1942 г. были готовы к стрельбе.

Первый испытательный пуск Фау-2 произошел 13 июня 1942 года. Ракета совершила разбег. вышел из-под контроля и разбился в результате отказа системы подачи пороха. Второй испытательный пуск Фау-2 был проведен 16 августа 1942 года. Этот полет Фау-2 тоже считалось неудачным, но машина стала первой управляемой ракетой превысить скорость звука.Во время своего третьего тестового запуска 3 октября В 1942 году Фау-2 добился полного успеха. Ракета достигла максимальной высоты. 50 миль и максимальная дальность 120 миль, что соответствует начальным характеристикам критерии для оружия.

После этого достижения Адольф Гитлер, всего несколькими годами ранее невосприимчивый к к потенциалу управляемых баллистических ракет, налажено военное производство комитет Министерства вооружений и военного производства для управления дальнейшее развитие Фау-2.Хотя при этом были введены необходимые ресурсы для программу V-2, Вернер фон Браун позже заявил, что военная организация назначенный Гитлером ответственным за разработку Фау-2, не имел научного суждения, и, в конечном итоге, значительно снизили возможности оружия. Действительно, фон Браун не должен был участвовать в программе разработки V-2 без большой личный риск.


Немецкий V-2 запущен в производство

Военное производство V-2 началось на девственном предприятии в Пенемюнде. Экспериментальный центр.После бомбардировки союзниками Пенемюнде в августе 17 декабря 1943 г. Производство Фау-2 было перенесено на подземный завод в Миттельверк, недалеко от Нордхаузена в горах Гарц. Сайт переоборудован из масляного депо. Сайт Mittelwerk объединил все производственные усилия ранее проводился в Пенемюнде, и в конечном итоге стал единственным местом для производства Фау-2. Завод по производству Фау-2 изначально строился. на объектах недалеко от Вены, Берлина и Фридрихсхафена, но строительство этих сайты были заброшены из-за постоянной угрозы атак союзников.

Некоторые отдельные компоненты V-2 производились на площадках по всему миру. Германия, а тренировки войск проводились и на других объектах. Но Фау-2 производство базировалось на заводе в Миттельверке. Замечательные 900 ракет Фау-2 в месяц производились на заводе Mittelwerk к концу война.

Каждый V-2 имел длину 46 футов, диаметр 5 футов, 6 дюймов и размах плавников. 12 футов. При запуске вся ракета весила около 27000 фунтов. Вершина шесть футов Фау-2 представляли собой боеголовку, содержащую до 2000 фунтов обычных взрывчатые вещества.Под боеголовкой находилась 5-футовая секция с приборами, 20-футовая секция, содержащая топливные баки, и 15-футовая секция, содержащая двигатель. В приборном отсеке находился автопилот, акселерометр и радиоаппаратура. Автопилот состоял из двух электрические гироскопы, которые стабилизировали движение ракеты по тангажу, крену и рысканью. Когда ракета двигалась вокруг осей гироскопов, движение измерялось. электронными потенциометрами. Это вызвало отправку электрических командных сигналов. к ряду рулевых лопаток в основании ракеты.

V-2 использовал два набора рулевых лопаток. Внешний комплект из четырех рулевых лопатки состояли из одной рулевой лопатки в основании каждого из четырех V-2 плавники. Внутренний набор из четырех рулевых лопаток был расположен в основании двигатель. Оба набора рулевых лопаток были разработаны для совместной работы по отклонению выхлоп двигателя и рулить ракетой. Движение рулевых лопаток было предназначено для того, чтобы потенциометры в секции приборов считали нулевое напряжение, таким образом удерживая ракету на заданном пути.Когда бы потенциометры считывают любое напряжение, электрическая команда будет отправлена ​​на соответствующие направляющие лопатки для коррекции движения ракеты до тех пор, пока напряжение снова показало ноль. Рулевые лопатки управлялись электрогидравлическим приводом. механизмы. Акселерометр использовался для измерения скорости ракеты, в то время как радиооборудование использовалось для самых разных целей. В некоторых случаях, радиооборудование использовалось только для приема команд с земли на перекрыть подачу топлива к двигателю.

Фау-2 имел два топливных бака. Один содержал жидкий кислород, а другой второй содержал комбинацию 75% спирта и 25% воды. Это были топливо, которое приводило в действие двигатель Фау-2. Сам двигатель состоял из камера сгорания, Вентури, топливопроводы, топливный насос жидкого кислорода, спирт топливный насос, паровая турбина, которая приводила в действие два топливных насоса и водород пероксидное вспомогательное топливо, которое приводило в действие паровую турбину. Через естественный При химическом распаде перекись водорода разлагается на кислород и воду.Пробой произошел при достаточно высокой температуре, чтобы мгновенно включить вода превращалась в пар, который, в свою очередь, приводил в движение турбину. Затем турбина перекачивалась топливо в двигатель.


Развертывание и запуск немецких Фау-2

Готовые ракеты Фау-2 были доставлены железнодорожным транспортом с завода на склад. районы, куда они были перемещены на специальные трейлеры переносными кранами. Место хранения время было сохранено до нескольких дней, поскольку тестирование показало, что чрезмерное хранение время привело к большему количеству отказов Фау-2.После хранения ракеты Фау-2 были перевезены грузовиком и трейлером к своим стартовым позициям. Хотя развертывание Фау-2 на фиксированных стартовых позициях упростит обработку запуска, считалось, что фиксированные пусковые площадки были бы слишком уязвимы для атак. Поэтому Фау-2 был развернута как мобильная ракета.

Перед запуском каждую ракету Фау-2 перебрасывали в машину, называемую «Мейллерваген». Здесь ракета крепилась к люльке в горизонтальном положении. позиция. Люлька на «мейллерваген» затем была поднята гидравлическим приводом. поршни, пока ракета не достигла вертикального положения.Стартовая площадка затем поднимался до тех пор, пока не принял полный вес ракеты. Колыбель Затем были отпущены зажимы, и «мейллерваген» отодвинулся на несколько футов. Стартовая площадка представляла собой вращающееся кольцо высотой 10 футов, размещенное в квадрате. угловой металлический каркас, поддерживаемый по углам домкратами. Стартовая площадка был очень прост по конструкции и мог легко перемещаться с места запуска на стартовая площадка.

Каждую пусковую площадку поддерживали около 30 машин, включая транспортную. грузовики и прицепы, «мейллерваген», топливозаправщики, командирские и управлять грузовиками, бронетранспортерами и военными вспомогательными машинами.В работа была очень эффективной, и Фау-2 обычно мог запускаться с четырех до шести часов после выбора подходящей стартовой площадки. Электроэнергия для Фау-2 обеспечивалось наземными источниками, когда он опирался на пусковой платформу и аккумуляторы в полете. Земля была необходима для подготовка к пуску, включая систему стрельбы.

Фактический запуск контролировался из удаленного места на расстоянии от 200 до 300 ярдов. подальше от ракеты. Бронетранспортер какого-либо типа обычно использовался в качестве «огневой зал».Когда ракета была готова к запуску, диспетчер запустит воспламенители по электрической команде. Тогда поток топлива будет активируется электромагнитными клапанами. Затем жидкий кислород и спирт протекали через гравитации к выхлопному соплу, где они зажигались запальниками, которые напоминал вертушку 4 июля. Само по себе этого горения было недостаточно. запустить ракету, но это дало диспетчеру визуальную индикацию что ракета работала нормально. Однажды контрольный офицер поверил ракета была готова к запуску, была отправлена ​​электрическая команда на запуск топливные насосы.Примерно через три секунды паровая турбина топливного насоса достигла на полной скорости расход топлива достиг своего полного значения 275 фунтов в секунду а тяга двигателя достигала около 69 000 фунтов.

Затем был запущен Фау-2, и он начал медленно подниматься. Это продолжалось по вертикали поднялся примерно на четыре секунды, затем был установлен на запрограммированный угол запуска. гироскопической системой наведения. Максимальный угол тангажа обычно около 45 градусов, что дает наибольший диапазон. Примерно через 70 секунд подача топлива Фау-2 была прекращена, и двигатель остановился.К этому времени ракета достигла скорости от 5000 до 6000 футов в секунду. Ракета затем завершит баллистическую траекторию без двигателя, достигнув своей цели всего через пять минут после запуска. Достижение максимальной высоты 50 до 55 миль Фау-2 мог поразить цель в пределах расчетной рабочей дальности. от 180 до 190 миль, хотя некоторые из них, как полагают, пролетели до 220 миль. Поскольку Фау-2 летал так высоко и так быстро, не было никакой защиты от Это. Ракеты не могли быть обнаружены, пока они не взорвались на земле.


Немецкий V-2 становится оружием войны

Первые вражеские ракеты Фау-2 были запущены 6 сентября 1944 года. день две ракеты Фау-2 были запущены в сторону Парижа, но не смогли нанести повреждать. Атаки Фау-2 на Англию начались 8 сентября 1944 года. Ракеты Фау-2 были обычно запускается в направлении Лондона и Антверпена, Бельгия. Союзные силы также сообщила, что 9 марта около Ремагена, Германия, упали одиннадцать ракет Фау-2. и 10 октября 1945 года, когда немцы предприняли неудачную попытку помешать инженерам от завершения понтонного моста через реку Рейн и воспрепятствовать союзническим продвигайтесь туда.

Конкретные числа варьируются от источника к источнику, но обычно считается что около 1100 ракет Фау-2 достигли Англии, пока атаки Фау-2 не прекратились 27 марта 1945 года. Считается, что около 2800 человек были убиты и еще 6500 человек получили ранения в результате атак Фау-2. Это вообще считал, что около 5000 ракет Фау-2 было произведено немцами до к концу Великой Отечественной войны. Около 600 человек было использовано на испытательные пуски и десант. обучение, а остальные направляются к целям.Учитывая эти числа, интенсивность отказов Фау-2 была довольно большой. Частота отказов V-2 была связана с ряд факторов. Во многих случаях ракеты не могли быть успешно запущены. запущен. В других случаях отказала система наведения, в результате чего ракета пропустить свою цель. Ракета часто взрывалась или ломалась из-за напряжения. сверхзвукового полета, и во многих случаях фугасная боевая часть Фау-2 не могла взорваться после попадания в цель.

И Фау-1, и Фау-2 оказались мощным оружием, но они пострадали. от основных слабостей, которые не позволяли оружию переломить ситуацию Германия в конце Второй мировой войны.Оружие было срочно развернуто. прежде, чем они могли быть полностью протестированы и доработаны. В результате им не хватало точность и способность нести взрывоопасные нагрузки, достаточно большие, чтобы компенсировать за это отсутствие точности. В то время как заграждения огромного количества Фау-1 и Фау-2 ракеты могли бы компенсировать основные недостатки оружия, Немцы не смогли ввести достаточное количество войск, чтобы сокрушить союзников. достижения.

Следует отметить, что ряд последующих версий Фау-2 был задуманный немецкими инженерами, и историки будут продолжать задаваться вопросом, как Вторая мировая война закончилась бы, если бы у Германии было время разработать эти концепции, а также, возможно, полезную нагрузку атомного или биологического оружия.В Немецкое концептуальное оружие обозначалось буквой «А», как и А-4, которое со временем стал известен как Фау-2. A-5 фактически предшествовал A-4, и использовался как промежуточный опытный образец А-4. Немецкие концептуальные автомобили Считается, что вслед за Фау-2 началось с А-6.

Хотя проектирование А-6 было завершено, машина так и не была построена. В A-6 был бы идентичен V-2 за исключением топлива. А-6 использовал бы азотно-серную кислоту в качестве окислителя и винилизобутиловый эфир смешанный с анилином в качестве топлива.Это топливо можно было хранить и предназначалось для увеличить скорость и легкость обращения с оружием и запущен. Такое же оперативное улучшение было внесено, когда США Титан I, работающий на жидком кислороде, был заменен военно-воздушными силами Титан II, который использовало хранимое топливо.

А-7 была крылатой ракетой, основанной на конструкции А-5. Пустые версии А-7 сбрасывались с самолетов с целью сбора баллистических полетные данные. Испытательные варианты А-7 были запущены с тягой в 3500 фунтов. двигатель адаптирован от А-5.У А-7 была 30-мильная глиссада. при запуске с самолета, летящего на высоте пяти миль, или Дальность 15 миль при запуске с земли. Автомобиль предназначался для только для испытаний и никогда не использовался в качестве оружия. А-8, которого никогда не было построенный, был бы крылатой версией А-6.

А-9, аналогичный по концепции недолговечному А-4b, предлагался для увеличения дальность полета V-2 до 400 миль за счет включения крыльев. В крылья позволили бы A-9 скользить к своей цели, а не падать землю, в конце своего баллистического полета.Однако, поскольку А-9 иметь большую дальность полета, чем V-2, потребуется скользить к его цель на относительно низких скоростях. Как и V-1, A-9 был бы относительно легко перехватить в полете. В результате A-9 не стал ни тем, ни другим. построен и протестирован. Интересным применением концепции А-9 стал пилотируемый вариант А-9 с шасси треугольной формы. Если бы он был построен, пилотируемый А-9 потенциально мог пронести пилота на расстояние 400 миль. всего за 17 минут.

Обозначение A-10 было дано тому, что должно было стать первой ступенью ракета, использующая в качестве второй ступени А-9. Этап А-10 был бы 65 футов в длину и имел диаметр 13 футов 8 дюймов. Он был разработан для производить тягу в 400 000 фунтов за счет сжигания азотной кислоты и дизельного топлива. Расчеты показали, что первая ступень А-10 в сочетании со второй ступенью А-9 Этап мог нести 2000 фунтов полезной нагрузки на расстояние 2500 миль. Если построено, это была бы первая в мире баллистическая ракета средней дальности.

Но команда дизайнеров фон Брауна не остановилась на достигнутом и действительно имела планы на чертежная доска, которая могла бы стать первой ракетой-носителем. Обозначение А-11 получила первая ступень машины, которая использовали A-10 в качестве второй ступени и A-9 в качестве третьей ступени. Конкретные Намерением фон Брауна было вывести в космос пилотируемую третью ступень А-9.

Обозначение А-12 было присвоено мощной концепции первой ступени, способной создавая стартовую тягу 2.5 миллионов фунтов. А-12 был бы соединен со второй ступенью А-11 и третьей ступенью А-10. Расчеты указаны что весь аппарат мог доставить в космос 60 000 фунтов полезной нагрузки.


Актуальные вопросы :

  • Что означают тяга, общий импульс и удельный импульс?
  • Каковы преимущества и недостатки твердотопливных ракет?
  • Каковы преимущества и недостатки ракет на жидком топливе?
  • Каковы преимущества и недостатки ракет на гиперголическом топливе?
  • Каков был главный вклад Циолковского в ракетостроение?
  • Каков был главный вклад Оберта в ракетостроение?
  • Каков был главный вклад Годдарда в ракетостроение?
  • Что такое программа Фау-2 и почему это был такой технологический скачок предыдущие ракетные исследования?

  • .

    Добавить комментарий

    Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *