чем принципиально отличается ракетный и реактивный двигатель
Чем принципиально отличается ракетный и реактивный двигатель
Рассмотрим сначала требования к топливу. Формула говорит, что для достижения наибольшей силы тяги нужно обеспечить выброс больших масс газов за одну секунду.
Значит, вещество топлива должно быть достаточно тяжелым, т. е. иметь достаточно большую плотность. Поэтому, например, керосин оказывается более пригодным топливом для таких двигателей, чем бензин.
Кроме того, топливо с выбранным окислителем должно обладать способностью быстро сгорать, или, как говорят физики, должно обладать большой скоростью горения. Поэтому, например, керосин с жидким кислородом оказывается намного выгоднее, чем соляровое масло. Скорость горения масла мала. Несмотря на большую плотность масла, малая скорость горения не позволяет получить большую массу выбрасываемых за секунду газов.
Формула далее говорит, что для получения большой силы тяги необходимо обеспечить большую скорость выброса газов относительно ракеты. Для этого нужно, чтобы на них действовали в момент выброса достаточно большие силы. Большие силы возникают только тогда, когда в камере сгорания создаются высокие давления. Но при определенной массе сгоревшего топлива давление становится большим только при очень высоких температурах газа в камере. Следовательно, условие получения больших скоростей выброса газов предъявляет новые требования к качествам топлива и окислителя: горючее должно обладать высокой температурой горения и выделять во время горения большое количество тепла.
Всем этим требованиям и стараются удовлетворить создатели двигателей при выборе топлива. Отыскание топлива с такими качествами было одной из труднейших задач, которую первыми решили советские ученые.
Требования к конструкции двигателя также ясно видны из формулы реактивной силы и из найденных нами требований к качеству топлива. Механизмы подачи топлива и окислителя должны подавать в камеру сгорания большие количества горючего каждую секунду. Материал стенок камеры сгорания и выходных дюз должен длительное время выдерживать действие больших сил при температурах много более 1000°С, т. е. необходимо, чтобы он обладал большой жаростойкостью и большой прочностью при высоких температурах.
Создание таких новых материалов также было одной из труднейших задач, которую успешно решили ученые, занимающиеся физикой твердого тела.
Наконец, формы камеры сгорания и дюз должны быть такими, чтобы возникающая реактивная сила была направлена в нужную сторону. Необходимо, чтобы дюзы свободно пропускали большие массы газа так, чтобы внутри струи не возникало ненужных движений.
Однако самое замечательное следствие из формулы реактивной силы — это определение особых качеств ракетных двигателей, отличающих их от всех других двигателей.
Сила тяги обычных двигателей уменьшается обратно пропорционально скорости того корабля, на котором они установлены. При некоторой скорости эта сила становится равной тормозящим силам, действующим со стороны других тел. После этого корабль перестает
разгоняться и начинает двигаться равномерно. Для каждого тела, приводимого в движение обычным двигателем, существует предельная скорость, которую превысить невозможно.
В том, что такая зависимость силы тяги от скорости есть, вы легко можете убедиться сами. Мышцы вашего тела являются своеобразными двигателями обычного типа. Вы начинаете бег. На старте напрягаете полностью мышцы и можете развить очень большую силу начального толчка. Но во время бега при большой скорости при самом большом напряжении мышц вы никогда не сможете развить такой силы толчка. Поэтому для каждого бегуна есть своя предельная скорость.
Как видно из формулы 
реактивная сила совершенно не зависит от скорости корабля, на котором установлен ракетный двигатель. В этом и состоит важнейшее отличие ракетных двигателей от обычных.
На это свойство ракетных двигателей впервые обратил внимание выдающийся русский ученый К. Э. Циолковский. Он первый указал на то, что возможность сообщать ракете ускорения с помощью только реактивных сил без участия других тел и независимость этих сил от скорости корабля открывают для человека единственную возможность выйти в космическое пространство. К. Э. Циолковский по праву стал родоначальником всей современной космонавтики.
Мы рассмотрели особенности ракетного двигателя. Реактивные двигатели, установленные на самолетах, устроены и работают так же и отличаются от ракетных только тем, что для сжигания топлива они используют атмосферный воздух. Поэтому такие двигатели снабжаются дополнительными устройствами для подачи воздуха в камеру сгорания.
На рис. 4.24 приведена схема самолетного турбореактивного двигателя. Здесь: 1 — выходная дюза для выброса продуктов сгорания топлива и воздуха; 2 — газовая турбина, приводящая в движение компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — форсунка; 5 — компрессор; 6 — стартер.
Такой реактивный двигатель обладает всеми главными достоинствами ракетных двигателей. Возможность получать большие силы тяги и независимость этих сил от скорости самолета позволили достичь сверхзвуковых скоростей, измеряемых тысячами километров в час. Таким образом, простое уравнение реактивной силы, с которым мы познакомились, послужило отправной точкой для освоения космоса и для технической революции в авиации.
Открытие Мещерского, прозорливость К. Э. Циолковского, инженерный и организаторский талант академика 
Королева, мастерство и мужество Юрия Гагарина, умелые руки советских рабочих и техников открыли человечеству дорогу к другим планетам, новую эпоху в освоении воздушного пространства.
Разница между реактивным двигателем и ракетным двигателем
Содержание:
Реактивный двигатель против ракетного двигателя
Ракетный двигатель
Принцип работы ракетного двигателя разделен на три основных компонента, которые немного отличаются в зависимости от типа используемого топлива. Во-первых, это сгорание или нагрев топлива, в результате которого образуется выхлопной газ, во-вторых, прохождение его через сверхзвуковое сопло, которое помогает ускорить выхлопной газ до высоких скоростей, используя тепловую энергию самого газа. Затем двигатель толкается в противоположном направлении, как реакция на поток выхлопных газов. Это дает лучшую термодинамическую эффективность при высоких температурах и давлениях. Это потому, что при высоких температурах скорость звука тоже очень высока. Скорость звука примерно пропорциональна квадрату температуры выхлопных газов.
Реактивный двигатель
Реактивный двигатель состоит из многих частей, таких как вентилятор, компрессор, камера сгорания, турбина, смеситель и сопло. Наличие и расположение этих частей вместе с приводным механизмом дают различные типы реактивных двигателей. Двигатель всасывает воздух и сжимает его в компрессоре. Затем сжатый и нагретый воздух направляется в камеру сгорания, смешивается с топливом и сжигается. Выхлопные газы направляются в турбину, чтобы создать тягу для привода двигателя.
Доступные типы реактивных двигателей: прямоточный воздушно-реактивный, турбореактивный, двухконтурный, турбовинтовой и турбовальный. Принцип работы всех двигателей аналогичен, за следующими исключениями. В турбовентиляторном двигателе часть сжатого воздуха подается непосредственно в турбину. Хотя он не нагревается как выхлоп из камеры сгорания, он несет большую массу воздуха и, таким образом, вносит вклад в большую часть общей тяги. В турбовинтовых и ТРДТ тяга также создается пропеллером. В турбореактивном вентиляторе полная тяга создается пропеллером, как мы видим на вертолетах.
Реактивный двигатель против ракетного двигателя
— Ракеты используются для космических аппаратов и ракет.
— Ракетный двигатель наименее энергоэффективен по сравнению с реактивным.
— Уровень шума выше у ракетных двигателей по сравнению с реактивными двигателями.
Как работают ракетные двигатели?
Освоение космоса — самое удивительное из мероприятий, когда-либо проводимых человечеством. И большую часть удивления составляет сложность. Освоение космоса осложняется массой проблем, которые нужно решить и преодолеть. Например, безвоздушное пространство, проблема с температурой, проблема повторного входа в атмосферу, орбитальная механика, микрометеориты и космический мусор, космическая и солнечная радиация, логистика в условиях невесомости и другое. Но самая сложная проблема — это просто оторвать космический корабль от земли. Здесь не обойтись без ракетного двигателя, поэтому в этой статье мы рассмотрим именно это изобретение человечества.
С одной стороны, ракетные двигатели настолько просто устроены, что за небольшую копейку вы сможете построить ракету самостоятельно. С другой стороны, ракетные двигатели (и их топливные системы) настолько сложны, что доставкой людей на орбиту, по сути, занимаются только три страны мира.
Когда люди задумываются о двигателе или моторе, они думают о вращении. К примеру, бензиновый двигатель автомобиля производит энергию вращения, чтобы двигать колеса. Электродвигатель производит энергию вращения для движения вентилятора или диска. Паровой двигатель делает то же самое, чтобы вращать паровую турбину.
Ракетные двигатели принципиально отличаются. Ракетные двигатели — это реактивные двигатели. Основной принцип движения ракетного двигателя — это знаменитый принцип Ньютона, «на каждое действие есть равное противодействие». Ракетный двигатель выбрасывает массу в одном направлении, а благодаря принципу Ньютона движется в противоположном направлении.
Понятие «выбрасывания массы и движения по принципу Ньютона» может быть сложно понять с первого раза, потому что ничего не разобрать. Ракетные двигатели, кажется, работают с огнем, шумом и давлением, а не «толкают вещи». Давайте рассмотрим несколько примеров, чтобы получить более полную картину реальности.
Если вы когда-либо наблюдали за работой пожарного шлага, вы наверняка заметили, что его достаточно сложно удержать (иногда пожарные вдвоем и втроем его держат). Шланг работает как ракетный двигатель. Он выбрасывает воду в одном направлении, а пожарные используют свою силу, чтобы противостоять реакции. Если они упустят рукав, он будет метаться повсюду. Если бы пожарные стоял на скейтбордах, пожарный рукав разогнал бы их до приличной скорости.
Когда вы надуваете воздушный шарик и выпускаете его, он летает по всей комнате, испуская воздух, — так работает ракетный двигатель. В данном случае вы выпускаете молекулы воздуха из шара. Многие считают, что молекулы воздуха ничего не весят, но это не так. Когда вы выпускаете их из шарика, шарик летит в противоположном направлении.
Еще один сценарий, который поможет объяснить действие и противодействие, — это космический бейсбол. Представьте, что вы вышли в скафандре в космос недалеко от своего космического судна, и у вас в руке бейсбольный мяч. Если вы его бросите, ваше тело среагирует в противоположном направлении от мяча. Допустим, он весит 450 гр, а ваше тело вместе со скафандром весит 45 кг. Вы бросаете бейсбольный мяч весом почти в полкило со скоростью 34 км/ч. Таким образом, вы ускоряете полукилограммовый мяч своей рукой так, что он набирает скорость 34 км/ч. Ваше тело реагирует в противоположном направлении, но весит в 100 раз больше мяча. Таким образом, оно принимает одну сотую ускорения мяча, или 0,34 км/ч.
Если вы хотите создать большую тягу от своего бейсбольного мяча, у вас есть два варианта: увеличить его массу или увеличить ускорение. Вы можете бросить мячик потяжелее или бросать мячи один за другим, либо бросить мяч быстрее. Но на этом все.
Ракетный двигатель, как правило, выбрасывает массу в форме газа под высоким давлением. Двигатель выбрасывает массу газа в одном направлении, чтобы получить реактивное движение в противоположном направлении. Масса идет от веса топлива, которое сгорает в двигателе ракеты. Процесс горения ускоряет массы топлива так, что они выходят из сопла ракеты на высокой скорости. Тот факт, что топливо превращается из твердого тела или жидкости в процессе сгорания, никак не меняет его массу. Если вы сожжете килограмм ракетного топлива, вы получите килограмм выхлопа в виде горячих газов на высокой скорости. Процесс сжигания ускоряет массу.
«Сила» ракетного двигателя называется тягой. Тяга измеряется в ньютонах в метрической системе и «фунтах тяги» в США (4,45 ньютона тяги эквивалентны одному фунту тяги). Фунт тяги — это количество тяги, необходимое для удержания 1-фунтового объекта (0,454 кг) неподвижным относительно силы тяжести Земли. Ускорение земной гравитации составляет 9,8 м/с².
Одной из забавных проблем ракет является то, что топливный вес, как правило, в 36 раз больше полезной нагрузки. Потому что помимо того, что двигателю нужно поднимать вес, этот же вес и способствует собственному подъему. Чтобы вывести крошечного человека в космос, нужна огромная ракета и много-много топлива.
Обычная скорость для химических ракет составляет от 8000 до 16 000 км/ч. Топливо горит около двух минут и вырабатывает 3,3 миллиона фунтов тяги на старте. Три основных двигателя космического шаттла, например, сжигают топливо в течение восьми минут и вырабатывают около 375 000 фунтов тяги каждый в процессе горения.
Далее мы рассмотрим топливные смеси твердотопливных ракет.
Твердотопливные ракеты: топливная смесь
Твердотопливные ракеты: конфигурации
Читая описание для современных твердотопливных ракет, часто можно найти вот такое:
«Ракетное топливо состоит из перхлората аммония (окислитель, 69,6 % по весу), алюминия (топливо, 16 %), оксида железа (катализатор, 0,4 %), полимера (связующей смеси, удерживающей топливо вместе, 12,04 %) и эпоксидный отверждающий агент (1,96 %). Перфорация выполнена в форме 11-конечной звезды в переднем сегменте двигателя и в форме дважды усеченного конуса в каждом из остальных сегментов, включая конечный. Такая конфигурация обеспечивает высокую тягу при розжиге, а затем уменьшает тягу примерно на треть спустя 50 секунд после старта, предотвращая перенапряжение аппарата во время максимального динамического давления». — NASA
Здесь объясняется не только состав топлива, но и форма канала, пробуренного в центре топлива. «Перфорация в виде 11-конечной звезды» может выглядеть вот так:
Твердотопливные двигатели обладают тремя важными преимуществами:
Но есть и два недостатка:
Недостатки означают, что твердотопливные ракеты полезны для непродолжительных задач (ракеты) или систем ускорения. Если вам понадобится управлять двигателем, вам придется обратиться к системе жидкого топлива.
Жидкотопливные ракеты
В 1926 году Роберт Годдард испытал первый двигатель на основе жидкого топлива. Его двигатель использовал бензин и жидкий кислород. Также он пытался решить и решил ряд фундаментальных проблем в конструкции ракетного двигателя, включая механизмы накачки, стратегии охлаждения и рулевые механизмы. Именно эти проблемы делают ракеты с жидким топливом такими сложными.
Основная идея проста. В большинстве жидкотопливных ракетных двигателях топливо и окислитель (например, бензин и жидкий кислород) закачиваются в камеру сгорания. Там они сгорают, чтобы создать поток горячих газов с высокой скоростью и давлением. Эти газы проходят через сопло, которое еще больше их ускоряет (от 8000 до 16 000 км/ч, как правило), а после выходят. Ниже вы найдете простую схему.
Будущее ракетных двигателей
Мы привыкли видеть химические ракетные двигатели, которые сжигают топливо для производства тяги. Но есть масса других способов для получения тяги. Любая система, которая способна толкать массу. Если вы хотите ускорить бейсбольный мячик до невероятной скорости, вам нужен жизнеспособный ракетный двигатель. Единственная проблема при таком подходе — это выхлоп, который будет тянуться через пространство. Именно эта небольшая проблема приводит к тому, что ракетные инженеры предпочитают газы горящим продуктам.
Многие ракетные двигатели крайне малы. К примеру, двигатели ориентации на спутниках вообще не создают большую тягу. Иногда на спутниках практически не используется топливо — газообразный азот под давлением выбрасывается из резервуара через сопло.
Новые конструкции должны найти способ ускорить ионы или атомные частицы до высокой скорости, чтобы сделать тягу более эффективной. А пока будем пытаться делать электромагнитные двигатели и ждать, что там еще выкинет Элон Маск со своим SpaceX.
В чем отличие «реактивного» двигателя от «ракетного»?(желательно подробно) (желательно подробно)
Ракетный двигатель — реактивный двигатель, источник энергии и рабочее тело которого находится в самом средстве передвижения. Ракетный двигатель — единственный практически освоенный для вывода полезной нагрузки на орбиту искусственного спутника Земли и применения в условиях безвоздушного космического пространства тип двигателя. Другие типы двигателей, пригодные для применения в космосе (например, солнечный парус, космический лифт) пока еще не вышли из стадии теоретической и/или экспериментальной отработки.
Сила тяги в ракетном двигателе возникает в результате преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела. В зависимости от вида энергии, преобразующейся в кинетическую энергию реактивной струи, различают химические ракетные двигатели, ядерные ракетные двигатели и электрические ракетные двигатели.
Характеристикой эффективности ракетного двигателя является удельный импульс (в двигателестроении применяют несколько другую характеристику — удельная тяга) — отношение количества движения, получаемого ракетным двигателем, к массовому расходу рабочего тела. Удельный импульс имеет размерность м/c, то есть размерность скорости. Для идеального ракетного двигателя удельный импульс численно равен скорости истечения рабочего тела из сопла.
Реактивный двигатель — двигатель, создающий необходимую для движения силу тяги посредством преобразования потенциальной энергии топлива в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела.
Реактивный двигатель сочетает в себе собственно двигатель с движителем, то есть он создаёт тяговое усилие только за счёт взаимодействия с рабочим телом, без опоры или контакта с другими телами. По этой причине чаще всего он используется для приведения в движение самолётов, ракет и космических аппаратов.
Авиационные и ракетные двигатели
ВВЕДЕНИЕ
Машины, при помощи которых можно непрерывно превращать какой-либо вид энергии в механическую работу, называются двигателями.
По виду используемой энергии двигатели разделяются на тепловые, гидравлические, электрические, ветряные и т. д.
Авиационные двигатели относятся к тепловым двигателям; они устанавливаются на летательных аппаратах для создания тяги, необходимой для их полёта.
Авиационные двигатели можно разделить по способу создания тяги на три большие группы: реактивные, винтовые и смешанные, или комбинированные.
ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К АВИАЦИОННЫМ ДВИГАТЕЛЯМ
Авиационная техника предъявляет к двигателю следующие основные требования:
1. Сосредоточие большой мощности в одном агрегате при минимальном весе.
Вес двигателя без масла и охлаждающей жидкости («сухой вес»), отнесённый к 1 л. с. его мощности, называется удельным весом двигателя. Уменьшение удельного веса двигателей достигается соответствующей их конструкцией и изготовлением деталей из лёгких прочных сплавов и специальных сталей.
Требуется, чтобы самолёт летал с большими скоростями на любой высоте. Для этого нужен такой двигатель, мощность которого не зависела бы от высоты полёта. Двигатели, удовлетворяющие такому требованию, называются высотными двигателями.
3. Наименьший расход топлива и масла на единицу мощности.
Расход топлива и масла имеет большое практическое значение, так как определяет собой стоимость эксплуатации самолёта и влияет на величину полезной нагрузки и продолжительность полёта самолёта. Уменьшение расхода горючего позволяет увеличить продолжительность полёта самолёта без пополнения горючим баков. При заданной продолжительности полёта самолёт, снабжённый двигателем с малым расходом топлива, в состоянии взять больше полезной нагрузки, чем такой же самолёт, но снабжённый двигателем, имеющим большой расход топлива.
4. Надёжность в работе.
Экипаж самолёта должен быть уверен в надёжности и безотказности работы двигателя. Отказ двигателя влечёт за собой невыполнение боевого задания, вынужденную посадку, аварию или катастрофу.
Во время работы исправный двигатель не должен создавать тряски. Тряска возникает вследствие действия на опоры двигателя переменных сил, которые расшатывают подмоторную раму, вызывают вибрацию основных частей самолёта (крыльев, хвостового оперения и др.) и вредно сказывается на деталях самого двигателя). Избежать тряски можно соответствующим конструктивным выполнением двигателя.
Размеры двигателя, особенно размеры лобовой его части, влияют на величину сопротивлений, возникающих при движении самолёта в воздухе. Увеличение этих сопротивлений снижает скорость полёта.
7. Простота эксплуатации и ухода.
Это требование особенно важно для авиационного механика, на обязанности которого лежит непосредственный уход за двигателем, ремонт и поддержание его в исправном виде.
В это требование входят:
1) лёгкий запуск двигателя при любых атмосферных условиях;
2) простота и доступность основных деталей, требующих постоянного обслуживания в эксплуатации;
3) простота сборки и разборки двигателя в условиях эксплуатации с применением минимального количества специального инструмента;
4) работа на распространённых сортах топлив и масел.
ГЛАВА 1
ПОРШНЕВЫЕ ДВИГАТЕЛИ
ТИПЫ АВИАЦИОННЫХ ПОРШНЕВЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
По расположению цилиндров авиационные поршневые двигатели делятся на две группы:
1. Рядные двигатели (у которых цилиндры расположены один за другим в ряд).
2. Звездообразные двигатели.
Рис. 1. Однорядный звездообразный двигатель
Звездообразные двигатели выполняются однорядными (Рис. 1), двухрядными и многорядными.
По способу приготовления горючей смеси двигатели разделяются на карбюраторные двигатели и двигатели с непосредственным впрыском.
По способу воспламенения смеси авиационные двигатели можно разделить на двигатели с электрическим запалом, к которым относится большинство авиационных двигателей, и двигатели с воспламенением от сжатия, называемые дизелями (двигатели тяжёлого топлива).
Авиационные двигатели различаются также по способу подачи воздуха к цилиндрам. Если воздух поступает в цилиндры непосредственно из атмосферы, то такие двигатели называются двигателями с всасыванием из атмосферы. Если же воздух насильственно подаётся в цилиндры при помощи нагнетателей, то такие двигатели называются двигателями с нагнетателями.
Наконец, по способу провода воздушного винта авиационные двигатели можно разделить на две группы:
СХЕМА УСТРОЙСТВА ПОРШНЕВОГО ДВИГАТЕЛЯ ВНУТРЕННЕГО СГОРАНИЯ
В двигателе внутреннего сгорания топливо, смешанное с определённым количеством воздуха, вводится в цилиндр 1 (Рис. 2). В цилиндре эта смесь сжимается поршнем 2, в определённый момент воспламеняется и сгорает. После сгорания смеси образовавшиеся газы высокой температуры и давления давят на поршень и приводят его в поступательное движение.
Рис. 2. Устройство двигателя внутреннего сгорания
Поступательное движение поршня посредством шатуна 3 передаётся коленчатому валу 4, который приходит во вращательное движение. Вращение от коленчатого вала сообщается винту 5 или какому-нибудь иному механизму.
Для заполнения цилиндра смесью топлива с воздухом и для очистки его от продуктов сгорания после использования их энергии в цилиндре имеются специальные окна, закрываемые клапанами. Клапан 6, закрывающий окно впуска воздуха (смеси топлива с воздухом), называется клапаном впуска, а клапан 7, закрывающий окно выпуска продуктов сгорания, называется клапаном выпуска. Клапаны открываются при помощи специального механизма, который приводится в действие коленчатым валом. Этот механизм состоит из передаточного валика, связанного с коленчатым валом при помощи шестерён, кулачкового валика и клапанных рычагов, действующих непосредственно на клапаны (на рисунке не показаны).
Закрытие клапанов происходит под действием пружин, расположенных на головке цилиндра.
Смесь топлива с воздухом приготовляется в карбюраторе и по трубопроводу подводится к впускным клапанам цилиндров. К карбюратору топливо подаётся из бака топливным насосом.
Воспламенение смеси топлива с воздухом в цилиндре осуществляется электрической искрой, образующейся между электродами запальной свечи. Электрический ток, питающий свечу, вырабатывается магнето.
Продукты сгорания, имеющие высокую температуру, доходящую в определённые моменты до 2500°, отдают часть своего тепла деталям двигателя и в первую очередь стенкам цилиндра. Поэтому нормальная работа двигателя возможна лишь при интенсивном охлаждении его цилиндров. При жидкостном охлаждении стенки цилиндра охлаждаются циркулирующей вокруг них жидкостью. Циркуляция жидкости в системе осуществляется специальным центробежным насосом. Нагретая в цилиндрах двигателя жидкость поступает в радиатор, где охлаждается воздухом. Из радиатора жидкость снова поступает к насосу.
Трущиеся детали двигателя смазываются маслом, подающимся из масляного бака нагнетающим масляным насосом. Обратно в бак масло откачивается откачивающим масляным насосом.
Все детали и механизмы двигателя крепятся и объединяются в одно целое картером, который одновременно защищает детали двигателя от воздействия внешней среды.
Такова принципиальная схема устройства поршневого двигателя внутреннего сгорания.
ГЛАВА 2
РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
РЕАКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ
Термин реактивное движение применяется к телам, движение которых происходит под действием силы, создаваемой за счёт выбрасывания из них струи жидкости. Такое определение является более точным, чем широко распространённое определение, согласно которому реактивным движением считают движение, осуществляемое силой реакции. Последнее определение не точно и может быть отнесено ко всем видам движения тел в жидкой среде. Например, воздушный винт, гребной винт, плывущий человек или лодка используют при своём движении реакцию среды.
Таким образом, основным отличием реактивного движения от всех других видов движения тел в жидкой струе мы будем считать истечение из них струи жидкости. Для создания струи теоретически может быть использована любая жидкость. Ею может быть вода, пар, нагретый воздух, газы, полученные при химической реакции, и т. д. Выбор жидкости диктуется соображениями удобства, экономии и эффективности. Используемое для этой цели вещество может либо забираться из окружающей среды, либо содержаться в движущемся теле.
Использование реактивного принципа для движения тел не является новшеством. Интересный пример реактивного движения даёт сама природа. Известно существо под названием кальмар из семейства головоногих, имеющее под шеей своего рода сифон. С помощью этого сифона кальмар медленно вбирает в себя воду, а затем быстрым сокращением мускулов выбрасывает её назад с большой скоростью. При этом образуется реактивная сила, сообщающая ему движение вперёд.
Большой интерес к реактивному движению объясняется тем, что применение его к управляемым снарядам и самолётам делает возможным достижение скоростей и высот, значительно превышающим те, которые можно получить при обычных способах движения.
ТИПЫ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Из всего этого следует, что реактивные двигатели можно разделить на два основных класса:
1) тепловые реактивные двигатели (называемые также воздушно-реактивными двигателями), использующие или расходующие для создания газовой струи атмосферный воздух;
2) ракетные двигатели, которые не используют или не расходуют атмосферный воздух.
В нашем случае термин «реактивное движение» применяется к движению, осуществляемому с помощью двигателей двух типов: тепловых реактивных двигателей и ракетных двигателей.
Тепловые реактивные двигатели можно разделить на три основных типа:
1) прямоточные реактивные двигатели;
2) пульсирующие реактивные двигатели;
3) турбореактивные двигатели.
Ракетные двигатели можно разделить на два основных типа, различие между которыми основывается на физических свойствах веществ, сжигаемых для получения реактивной струи. Химическое вещество (а также инертное вещество), используемое в ракетном двигателе, называют топливом. Общая классификация ракетных двигателей основывается на физическом состоянии топлива до начала химической реакции в ракетном двигателе. Имеются два основных типа ракетных двигателей:
1) жидкостные ракетные двигатели, в которых топливо до поступления в ракетный двигатель находится в жидком состоянии;
2) ракетные двигатели, работающие на твёрдом топливе, в которых топливо до начала химической реакции находится в твёрдом состоянии.
Данная классификация устанавливает основные типы тепловых реактивных двигателей и ракетных двигателей. Однако возможны различные комбинации как основных типов тепловых реактивных двигателей, так и основных типов ракетных двигателей. Кроме того, возможны комбинации тепловых реактивных двигателей с ракетными. В нашем докладе мы ограничимся рассмотрением лишь основных типов реактивных двигателей.
ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О ПРЯМОТОЧНОМ РЕАКТИВНОМ ДВИГАТЕЛЕ
На рис. 3 показана схема прямоточного реактивного двигателя. Он состоит из воздухозаборника (0-1), диффузора (1-2), секции горения (2-3) и реактивного сопла (3-4). В воздухозаборнике и диффузоре скорость воздуха, поступающего в двигатель, уменьшается и большая часть его кинетической энергии преобразуется в давление, называемое давлением от скоростного напора, или просто скоростным напором. Величина его зависит от скорости полёта V0 и от конструкции воздухозаборника и диффузора.
Рис. 3. Схема прямоточного реактивного двигателя (ПРД)
Прямоточный реактивный двигатель не содержит подвижных частей (если не считать устройства для регулирования его работы) и потому сравнительно прост в изготовлении.
Принцип работы прямоточного реактивного двигателя следующий. Атмосферный воздух сжимается вследствие замедления потока во входном участке (0-1) и в диффузоре (1-2). Из диффузора воздух проходит в камеру сгорания. Там он нагревается до высокой температуры (3000-3500°F, т.е. 1700-1900°С) вследствие непрерывного сгорания топлива. Обычно применяются жидкие углеводородные топлива, а также используются различные виды твёрдого топлива и специальных смесей, представляющих собой эмульсию порошка металлов в углеводородных топливах.
Процесс горения не является строго изобарическим, т.е. давление в камере во время горения не вполне постоянно.
Горячие газы, полученные в камере сгорания, проходят через реактивное сопло, где они расширяются и затем выбрасываются в окружающую атмосферу, причём скорость вытекающей струи V4 больше скорости V0. Вследствие увеличения количества движения рабочего тела, проходящего через двигатель, образуется реактивная тяга в направлении, противоположном направлению скорости струи V4.
Характеристика прямоточного реактивного двигателя зависит, в частности, от скорости полёта; чем выше скорость полёта, тем больше скоростной напор и соответственно больше тяга. Это справедливо до тех пор, пока не достигаются условия «запирания» реактивного сопла с этого момента число Маха в критическом сечении сопла остаётся постоянным, равным единице. Поэтому в общем случае прямоточный реактивный двигатель рассчитывается на определённое полётное число Маха и определённую высоту; эти условия называются расчётными. При расчётных условиях двигатель работает с оптимальными характеристиками.
Так как прямоточный реактивный двигатель может работать лишь тогда, когда скоростной напор, повышающий давление на участке от входа в двигатель до входа в камеру сгорания, то естественно, что он не сможет работать при нулевой скорости полёта. Чтобы он смог начать работать, ему нужно сначала сообщить определённую скорость. После этого он может развить тягу, достаточную для того, чтобы сообщить снаряду (на котором он установлен) расчётную скорость полёта. Поэтому прямоточный реактивный двигатель должен запускаться либо путём сбрасывания снаряда на большой высоте с самолёта, либо при помощи пусковых ракет, сообщающих снаряду необходимую скорость полёта. Кроме того, так как прямоточный двигатель использует для горения окружающий воздух, то его максимальная рабочая высота ограничена. Наиболее подходящая область применения прямоточного двигателя находится в диапазоне скоростей, нижний предел которых близок к верхнему пределу для турбореактивного двигателя (М0 = 2), а верхний зависит от возможности охлаждения наружной поверхности двигателя (М0 = 4).
Изобретателем прямоточного реактивного двигателя считают М. Лорэна (Франция, 1913 г.).
ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О ПУЛЬСИРУЮЩЕМ РЕАКТИВНОМ ДВИГАТЕЛЕ
На рис. 4 показаны основные элементы пульсирующего реактивного двигателя. Он состоит из входного диффузора для сжатия воздуха, поступающего в двигатель, системы клапанов, устроенных так, что воздух может проходить через них только в одном направлении, по течению, форсунок, подающих топливо в распылённом виде в камеру сгорания, камеры сгорания, запальной свечи и реактивной трубы, через которую продукты горения выбрасываются из камеры сгорания в атмосферу. Как видно из рис. 8, клапаны представляют собой тонкие металлические пластинки, укреплённые на металлических петлях. Они действуют подобно пружинным «заслонкам», препятствуя обратному протеканию газов из камеры сгорания во входную часть. Форсунки и запальная свеча располагаются в камере сгорания.
В полёте воздух поступает в двигатель вследствие скоростного напора, а бензин непрерывно подаётся под давлением сжатого воздуха. При запуске двигателя смесь воздуха с бензином воспламеняется от запальной свечи, после чего двигатель работает без зажигания (исключая случаи, когда двигатель глохнет). Повышение давления вследствие горения заставляет клапаны закрываться, и образовавшиеся при горении газы выбрасываются через реактивную трубу наружу со скоростью большей, чем та, с которой воздух поступает в двигатель. В результате создаётся реактивная тяга в направлении полёта.
Рис. 4. Основные элементы пульсирующего реактивного двигателя
Выбрасывание газов понижает давление в камере сгорания до величины меньшей, чем величина давления воздуха перед клапанами, что заставляет последние снова открываться, после чего начинается новый цикл.
Давление в камере сгорания изменяется циклическим образом. Рабочий цикл повторяется с частотой, которая зависит от размеров двигателя. В немецком самолёте-снаряде V-1 частота вспышек составляла 40 в секунду. Был построен пульсирующий реактивный двигатель меньших размеров с частотой вспышек 250-300 в секунду.
Пульсирующий реактивный двигатель можно рассматривать как прерывно работающий прямоточный реактивный двигатель, и развиваемая им реактивная тяга пропорциональна средней величине массового расхода потока воздуха, умноженной на увеличение его скорости. В идеальном случае процесс горения можно считать происходящим при постоянном объёме, но в действительности вследствие конечности времени горения и вытекания газов в реактивную трубу процесс горения заметно отличается от процесса, происходящего при постоянном объёме.
Так же как и в прямоточном двигателе, реактивная тяга пульсирующего двигателя возрастает с неограниченной скоростью полёта, а максимальная рабочая высота ограничивается плотностью воздуха. Однако в отличие от прямоточного двигателя пульсирующий двигатель развивает реактивную тягу при нулевой скорости. Большая начальная скорость улучшает его характеристики. Пульсирующий двигатель является простым и недорогим двигателем для дозвукового полёта; он вполне пригоден для дозвуковых беспилотных самолётов типа немецкого самолёта-снаряда V-1.
Первое использование пульсирующего принципа пульсирующего двигателя приписывают Караводину (Франция, 1906г.)
Однако современные пульсирующие реактивные двигатели связаны с именем Пауля Шмидта (Германия), который начал работать над развитием этих двигателей ещё в 1928 г.
ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О ТУРБОРЕАКТИВНОМ ДВИГАТЕЛЕ
Турбореактивный двигатель состоит из следующих основных элементов: входного устройства, компрессора, камер сгорания, газовой турбины и реактивного сопла.
Входное устройство двигателя служит для подвода воздуха к ротору компрессора и в большинстве случаев является принадлежностью конструкции самолёта, на котором установлен двигатель, особенно у турбореактивных^ двигателей с осевым компрессором.
Центробежный компрессор состоит из входного патрубка, рабочего колеса, диффузора и выходных патрубков. Главной частью компрессора является рабочее колесо (крыльчатка), представляющее собой диск с лопатками. Оно закреплено на валу, приводимом во вращение от газовой турбины. Диффузором называется расположенное против выхода из рабочего колеса кольцевое пространство, образуемое стенками картера. Если диффузор делится неподвижными лопатками на отдельные криволинейные каналы, то он называется лопаточным диффузором. За диффузором расположены выходные патрубки, по которым воздух подводится к камерам сгорания.
Камеры сгорания в конструктивном отношении разделяются на индивидуальные (трубчатые), кольцевые и трубчато-кольцевые (блочные).
Индивидуальная камера сгорания состоит из внутренней жаровой (огневой) трубы, наружного кожуха и фронтового устройства (форсунки, завихрителя и диафрагм с отверстиями). Индивидуальные камеры устанавливаются вокруг корпуса двигателя и крепятся каждая отдельно к своим фланцам.
Кольцевая камера сгорания представляет собой кольцевое пространство, ограниченное наружным кожухом и внутренним цилиндрическим экраном, охватывающим внутренние части двигателя к предохраняющим их от воздействия высоких температур. В передней части кольцевого пространства расположена жаровая труба в виде кольцевой полости, образованной двумя цилиндрическими экранами различного диаметра. В большинстве кольцевых камер применяются такие же фронтовые устройства, как и в индивидуальных камерах.
Трубчато-кольцевая камера сгорания является промежуточной между кольцевой и индивидуальной камерами. Она состоит из наружного и внутреннего кожухов, образующих кольцевое пространство (как в кольцевой камере), внутри которого расположены индивидуальные жаровые трубы (как в индивидуальных камерах).
Выходное (реактивное) сопло обычно состоит из переходной камеры с внутренним конусом и собственно реактивного сопла. Последнее на некоторых двигателях имеет регулируемое выходное сечение. Иногда в зависимости от расположения двигателя на самолёте между переходной камерой и реактивным соплом устанавливается дополнительная выхлопная (удлинительная) труба.
Двухвальные турбореактивные двигатели.
В турбореактивных двигателях (ТРД) с увеличением степени повышения давления в компрессоре сокращается диапазон чисел оборотов, на которых двигатель может устойчиво работать. Чтобы расширить этот диапазон, применяется регулирование компрессора (поворот лопаток направляющего аппарата или выпуск в атмосферу части воздуха из средних ступеней компрессора), но эффективность этих методов недостаточна. Поэтому для улучшения работы компрессора на нерасчётных режимах стали применять двухвальные конструкции ТРД.
Конструктивной особенностью двухвального ТРД является разделение компрессора на два каскада: каскад низкого давления, состоящий из группы первых ступеней компрессора и приводимый во вращение от второй по ходу газов турбины, и каскад высокого давления, состоящий из последующих ступеней компрессора и приводимый во вращение от первой турбины.
Двухконтурные турбореактивные двигатели.
Двухконтурный ТРД представляет собой газотурбинный двигатель, в котором избыточная мощность турбины передаётся компрессору или вентилятору, заключённому в кольцевой капот. Пространство внутри этого капота называется вторым контуром.
Привод вентилятора второго контура может осуществляться от той же турбины, что и привод компрессора первого контура, или от самостоятельной турбины, располагаемой за турбиной компрессора. В качестве вентилятора второго контура могут быть использованы первые ступени осевого компрессора двигателя, для чего их лопатки удлиняются и соответственно профилируются.
Тяга во втором контуре создаётся вентилятором (или компрессором), действие которого подобно действию многолопастного воздушного винта, вращающегося в кольцевом капоте. Такой «вентиляторный» винт отличается от нормального воздушного винта более высоким КПД на больших скоростях полёта и более низким КПД на малых скоростях полёта и на взлёте.
Рабочий процесс в первом (центральном) контуре аналогичен рабочему процессу ТРД нормальной схемы. Рабочий процесс во втором контуре зависит от того, осуществляется в нем сжигание топлива или нет. Сжигание топлива во втором контуре позволяет увеличить удельную тягу, однако в связи со значительным ростом удельного расхода топлива такой способ форсирования тяги двухконтурного ТРД целесообразен только при больших скоростях полёта.
По экономичности двухконтурный ТРД занимает промежуточное положение между ТВД и ТРД нормальной схемы. На взлёте и относительно малых скоростях полёта он уступает ТВД, но на больших скоростях полёта превосходит его, так как с ростом скорости КПД воздушного винта падает быстрее, чем КПД вентилятора второго контура. Наряду с этим на относительно малых скоростях полёта двухконтурный ТРД по экономичности превосходит ТРД нормальной системы, так как при этом он имеет более высокий тяговый КПД вследствие меньшей скорости истечения воздуха и газа, чем у ТРД. Зато при больших скоростях полёта двухконтурный ТРД уступает ТРД нормальной схемы.
ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ
В ракетном двигателе необходимая для создания тяги скоростная струя газа образуется в результате химической реакции окислителя и горючего. При химической реакции в камере сгорания образуются газы высокой температуры и высокого давления, которые затем расширяются в сопле соответствующей формы и выбрасываются наружу со сверхзвуковой скоростью относительно стенок сопла. Химические вещества находятся в корпусе ракеты, и весь комплекс устройств, необходимых для создания газовой струи, называют ракетным двигателем.
Ракетные двигатели отличаются от тепловых реактивных двигателей тем, что они не используют атмосферного воздуха. Поэтому они обладают следующими преимуществами:
1) их тяга практически не зависит от окружающей среды и от скорости полёта ракеты;
2) они не имеют потолка (предельной высоты);
3) они могут работать в пустоте;
4) их тяга на единицу лобовой площади является наибольшей из всех известных реактивных двигателей.
ОСНОВНЫЕ ЧАСТИ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Жидкостный ракетный двигатель, по существу, является химической установкой, состоящей из трёх основных частей:
1) одной или нескольких ракетных камер, в которых жидкие топлива участвуют в химической реакции, приводящей к образованию газов высокого давления и высокой температуры, что обеспечивает создание реактивной тяги;
2) устройства для сжатия и принудительной подачи (в определённых количествах) горючего и окислителя в ракетную камеру;
3) системы управления для поддержания желаемых условий работы и предохранения двигателя от опасностей, возникающих при отклонении условий работы от расчётных.
В случае же применения ракетных двигателей на управляемых снарядах требования в отношении температуры могут быть значительно снижены, поскольку в этом случае выбор вида топлива более широкий.
УСТРОЙСТВО ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Жидкостный ракетный двигатель представляет собой установку для превращения части термохимической энергии, содержащейся в жидком топливе, расходуемом двигателем, в кинетическую энергию вытекающей струи, обладающей большой скоростью. Тяга, развиваемая ракетным двигателем, практически равна произведению массового расхода газового потока на скорость вытекающей струи газа. Большая часть жидкостных ракетных двигателей использует два жидких вещества: жидкий окислитель и жидкое горючее. Такие ракетные двигатели называют жидкостными ракетными двигателями, работающими на двухкомпонентном топливе.
Рис. 5. Схема жидкостного ракетного двигателя
На рис. 5 показана схема жидкостного ракетного двигателя, работающего на двухкомпонентном топливе. Он состоит из следующих частей:
1) форсунки, через которую в двигатель подаются (в определённой пропорции) горючее и окислитель;
2) камеры сгорания, в которой образуются газы высокого давления и высокой температуры;
3) сопла Лаваля для расширения газов и получения сверхзвуковой струи.
Жидкие горючее и окислитель подаются из баков через соответствующие регулируемые клапаны и форсунку в камеру сгорания. Там происходит химическая реакция, при которой образуются большие количества газа высокой температуры. Скорость поступления горючего и окислителя в камеру сгорания и состав смеси (отношение весового расхода окислителя к весовому расходу горючего) регулируются площадью соответствующих отверстий в форсунках, а также разностью давлений. Для заданной геометрии ракетного двигателя конструкция форсунки существенно влияет на эффективность, плавность и стабильность процесса горения. Происходящие при этом явления, однако, ещё не достаточно хорошо изучены. Несмотря на большое количество проведённых теоретических и экспериментальных исследований с целью выяснения причин возникновения в ракетном двигателе колебаний (высокой частоты) процесса горения, в настоящее время конструктор ещё не располагает достоверными данными, которыми он мог бы руководствоваться при проектировании двигателя или по которым он мог бы судить о том, что эти колебания горения не возникнут в данной конструкции ракетного двигателя во всем диапазоне условий его работы.
При заданных горючем и окислителе температура горения зависит главным образом от состава смеси и в меньшей степени от давления в камере, при котором происходит горение.
В большей части случаев желательно, чтобы ракетный двигатель работал с постоянным составом смеси и при постоянной тяге. Однако в некоторых случаях необходимо иметь возможность изменять тягу в довольно широких пределах. Ракетный двигатель обычно имеет фиксированную геометрию, и потому тяга его практически пропорциональна давлению в камере сгорания. Изменение тяги можно осуществлять, изменяя давление в камере сгорания. Однако сделать это достаточно надёжно, сохранив хорошие общие характеристики, не удаётся, если только ракетный двигатель не работает при давлении в камере сгорания значительно более высоком, чем обычное давление (300-400 атм).
Величина давления в камере сгорания для данных видов горючего и окислителя определяется разностью между массовым расходом жидких горючего и окислителя, поступающих в двигатель, и массовым расходом газа через выходное сопло. Массовый расход горючего и окислителя зависит от размеров отверстий в форсунках и от разности давлений. Массовый же расход газа через сопло зависит от температуры горения, от давления в камере сгорания, от состава смеси и от площади критического сечения реактивного сопла. Если массовый расход жидких горючего и окислителя равен массовому расходу выбрасываемых газов, то давление в камере сгорания остаётся постоянным (что обычно является желательным). Возмущения, нарушающие равновесие между указанными выше расходами, могут вызвать колебание давления в камере сгорания, оказывающее вредное действие на ракетный двигатель.
Жидкий окислитель и жидкое горючее, которые при соприкосновении друг с другом не вступают самопроизвольно в химическую реакцию, нуждаются для возбуждения горения в специальной, системе воспламенения. Такая смесь называется диэрголической. Смесь окислителя и горючего, не требующая системы воспламенения и вступающая в химическую реакцию как только горючее приходит в соприкосновение с окислителем, называется гиперголической. Во многих приложениях жидкие топлива последнего типа используются как вспомогательное средство для воспламенения диэрголических смесей. В других случаях гиперголические смеси служат в качестве основного топлива, и поэтому важно, чтобы они обладали удовлетворительными характеристиками воспламенения в широком диапазоне температур.
Во всех случаях, за исключением тех, когда продолжительность работы ракетного двигателя очень мала или когда температура горения сохраняется низкой вследствие сжигания богатых смесей или топлив со сравнительно низкими энтальпиями реакций, следует предусмотреть специальные меры предохранения стенок ракетного двигателя от действия горячих продуктов горения.
ПОДАЧА ТОПЛИВА ПОД ДАВЛЕНИЕМ ИНЕРТНОГО ГАЗА
На рис. 6 схематически показаны основные части установки ракетного двигателя, в которой для подачи топлива используется инертный газ под давлением, например азот. Система состоит из баков с окислителем, с горючим и с инертный газом высокого давления, ракетного двигателя и необходимых труб, клапанов-регуляторов и т.д. Баки с окислителем и с горючим должны выдерживать давление, превышающее то, при котором происходит впрыскивание, а бак с инертным газом (размеры которого стараются сохранить небольшими) должен выдерживать давление порядка 130 атм. Поэтому система баков ракетного двигателя, использующего для принудительной подачи топлива инертный газ высокого давления, получается довольно тяжёлой, и в случаях большой продолжительности работы или большой силы тяги такие двигатели практически оказываются мало пригодными.
Рис. 6. Основные части ракетного двигателя
Для того чтобы избежать применения тяжёлых баков с инертным газом, на некоторых управляемых снарядах для подачи топлива применяются специальные газовые установки, а которых газ получается в результате химической реакции выбранных для этой цели твёрдых Или жидких веществ. Чтобы было обеспечено удовлетворительное регулирование скорости поступления топлива в ракетный двигатель, образование газов в этих установках должно происходить с постоянной скоростью, причём она не должна зависеть от изменений температуры веществ, применяемых для получения газов.
СИСТЕМА ПОДАЧИ ТОПЛИВА НАСОСОМ
Большой вес газовых систем принудительной подачи (инертный газ или химические установки) во многих случаях делает их практически непригодными. Поэтому получили развитие нагнетающие системы, приводимые от турбины; из называют турбонасосами. На рис. 7 схематически показаны основные элементы такой системы. Расчётные характеристики турбонасоса определяются химическими и физическими свойствами топлив, сжигаемых в ракетных двигателях, эксплуатационными требованиями и способами получения горячих газов для привода турбины.
Рис. 7. Система подачи топлива ракетного двигателя
В большей части турбонасосов газы высокого давления и высокой температуры для привода турбины образуются в отдельном газовом генераторе при реакции соответствующих веществ. В качестве последних иногда могут быть взяты те же топлива, которые применяются для образования тяги ракетного двигателя.
Температура газов, поступающих в турбину, не должна превышать значения, которое опасно для материала лопаток турбины.
Если топлива, сжигаемые в ракетных двигателях, используются, кроме того, для образования газов, приводящих турбину, то состав смеси для реакции в газовом генераторе, по сравнению с их стехиометрическим отношением, будет иметь избыток либо горючего, либо окислителя. В газовых генераторах, использующих углеводородные горючие (в особенности при использовании в качестве окислителя азотной кислоты), богатые смеси могут привести к образованию в критических сечениях каналов газового генератора или турбины твёрдых нагаров. Основные факторы, влияющие на образование таких нагаров, ещё недостаточно изучены; исследование в этом направлении продолжается.
В тех случаях, когда для образования газов для привода турбины не используют основные топлива, их получают обычно разложением концентрированной перекиси водорода (НТР). Газы, образующиеся в результате разложения перекиси водорода, представляют собой пар и кислород при температуре меньше 1000°F.
Развитие турбонасосов позволило создать современные лёгкие ракетные двигатели. Развитие турбонасосов должно идти по пути повышения надёжности работы, дальнейшего уменьшения веса и повышения коэффициента полезного действия турбины. На рис. 8 показана схема управляемого снаряда, приводимого в движение жидкостным ракетным двигателем, принудительная подача топлива в которую осуществляется турбонасосом.
Ракетные двигатели, работающие на твёрдом топливе
На рис. 9 показан ракетный двигатель, работающий на твёрдом топливе.
Рис. 9. Твёрдотопливный ракетный двигатель
Чтобы получить желаемые характеристики горения, заряд твёрдого топлива проектируют таким образом, чтобы горение происходило параллельными слоями, перпендикулярными к продольной оси двигателя, и давление в ракетной камере оставалось постоянным. В некоторых конструкциях заряд твёрдого топлива плотно касается стенок ракетной камеры и поэтому горения с наружной поверхности заряда не происходит. Такие заряды называют зарядами с ограниченной поверхностью горения. Обычно такие заряды применяются в тех случаях, когда требуется умеренная постоянная тяга, а продолжительность горения равна от 10 до 30 сек.
На рис. 10 показана схема управляемого снаряда, приводимого в движение ракетным двигателем на твёрдом топливе.
Рис. 10. Твёрдотопливный управляемый снаряд
В тех случаях, когда хотят получить большую тягу в течении короткого промежутка времени, как, например, в стартовых ракетах, применяют заряды, горение в которых происходит более чем с одной поверхности. Их называют зарядами с неограниченной поверхностью горения. Форму заряда выбирают так, чтобы его площадь горения не сильно изменялась во время горения.
ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Во время Второй мировой войны были созданы и применены различные ракетные снаряды как на твёрдом, так и на жидком топливе. Причинами их быстрого развития явились малый вес пусковых установок (по сравнению с весом артиллерийских орудий), отсутствие отдачи и возникшая необходимость в вооружении пехоты и военных самолётов лёгкими орудиями крупного калибра.
Возможности жидкостного ракетного двигателя в качестве силовой установки для снарядов дальнего действия были продемонстрированы на примере немецкой ракеты V-2. В Германии были использованы также возможности жидкостного ракетного двигателя как силовой установки для скоростного самолёта-истребителя: самолёт Ме163 был оборудован жидкостным ракетным двигателем.
После Второй мировой войны ракетные двигатели нашли применение в управляемых снарядах, использовались для запуска прямоточных реактивных двигателей, а также в аппаратах для аэродинамических исследований. В последнем случае ракеты применялись для сообщения движения аэродинамическим моделям в свободном полёте, для получения данных относительно аэродинамических сил, а также для повышения эффективности рулей управления. Ракетные двигатели применялись в качестве силовых установок на таких самолётах, как Белл, серия X, и Дуглас, серия D-558 (Douglas D-558-2 Skyrocket). Эти самолёты использовались для получения во время полётов со сверхзвуковой скоростью количественных данных по устойчивости, аэродинамическому сопротивлению, распределению аэродинамических нагрузок и т.д.
Несмотря на кажущуюся простоту, развитие надёжных ракетных двигателей, обладающих хорошими характеристиками и большой тягой на единицу веса, требует решения большого числа трудных технических задач. Ракетный двигатель должен быть лёгким и должен выдерживать действие протекающих через него газов, температура которых превышает 5000°F. Многие виды топлив, используемых в жидкостных ракетных двигателях, в сильной степени коррозийны. Это ставит важные задачи по предохранению частей двигателя от коррозии. Кроме того, вследствие большого количества выделяющейся энергии, большого давления и высокой температуры газов возникают проблемы быстрого воспламенения топлива, плавного запуска, устойчивого горения, точного регулирования состава смеси в условиях ускоренного движения и изменения угла атаки, регулирования силы тяги, охлаждения двигателя, выбора материалов и многие другие. В случае ракетных двигателей с турбонасосом возникают проблемы, связанные с конструированием лёгких насосов с большим числом оборотов (1600-30000 об/мин) и большой подачей. При этом приходится решать вопросы, связанные с кавитацией, уплотнением различных соединений, повышением надёжности работы подшипников и т. д. Кроме того, развитие лёгких газовых генераторов для привода турбины, работающих при высокой температуре, ставит проблемы, связанные с системой регулирования и с выбором материалов.