Ракетные_двигатели._Special_edition_fo_Nataliy

В ракетостроении используется реактивные двигатели. Реактивный
двигатель – двигатель, создающий необходимую для движения силу тяги путём
преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи
рабочего тела. В результате истечения рабочего тела из сопла двигателя
образуется реактивная сила в виде реакции (отдачи) струи, перемещающая в
пространстве двигатель и конструктивно связанный с ним аппарат в сторону,
противоположную истечению струи. В кинетическую (скоростную) энергию
реактивной струи в реактивном двигателе могут преобразовываться различные
виды энергии (химическая, ядерная, электрическая, солнечная). Р. д. (двигатель
прямой реакции) сочетает в себе собственно двигатель с движителем, т. е.
обеспечивает собственное движение без участия промежуточных механизмов.
Для создания реактивной тяги, используемой Р. д., необходимы:
источник исходной (первичной) энергии, которая превращается в кинетическую
энергию реактивной струи; рабочее тело, которое в виде реактивной струи
выбрасывается из Р. д.; сам Р. д. — преобразователь энергии. Исходная энергия
запасается на борту летательного или др. аппарата, оснащенного Р. д.
(химическое горючее, ядерное топливо), или (в принципе) может поступать извне
(энергия Солнца). Для получения рабочего тела в Р. д. может использоваться
вещество, отбираемое из окружающей среды (например, воздух или вода);
вещество, находящееся в баках аппарата или непосредственно в камере Р. д.;
смесь веществ, поступающих из окружающей среды и запасаемых на борту
аппарата. В современных Р. д. в качестве первичной чаще всего используется
химическая
энергия.
В
этом
случае
рабочее
тело
представляет
собой
раскалённые газы — продукты сгорания химического топлива. При работе Р. д.
химическая энергия сгорающих веществ преобразуется в тепловую энергию
продуктов сгорания, а тепловая энергия горячих газов превращается в
механическую
энергию
поступательного
движения
реактивной
струи
и,
следовательно, аппарата, на котором установлен двигатель. Основной частью
любого Р. д. является камера сгорания, в которой генерируется рабочее тело.
Конечная часть камеры, служащая для ускорения рабочего тела и получения
реактивной струи, называется реактивным соплом.
В зависимости от того, используется или нет при работе Р. д.
окружающая среда, их подразделяют на 2 основных класса — воздушно-
реактивные двигатели (ВРД) и ракетные двигатели (РД). Все ВРД — тепловые
двигатели, рабочее тело которых образуется при реакции окисления горючего
вещества кислородом воздуха. Поступающий из атмосферы воздух составляет
основную массу рабочего тела ВРД. Т. о., аппарат с ВРД несёт на борту источник
энергии (горючее), а большую часть рабочего тела черпает из окружающей
среды. В отличие от ВРД все компоненты рабочего тела РД находятся на борту
аппарата, оснащенного РД. Отсутствие движителя, взаимодействующего с
окружающей средой, и наличие всех компонентов рабочего тела на борту
аппарата делают РД единственно пригодным для работы в космосе. Существуют
также комбинированные ракетные двигатели, представляющие собой как бы
сочетание обоих основных типов.
Принцип реактивного движения известен очень давно. Родоначальником
Р. д. можно считать шар Герона. Твёрдотопливные ракетные двигатели —
пороховые ракеты появились в Китае в 10 в. н. э. На протяжении сотен лет такие
ракеты применялись сначала на Востоке, а затем в Европе как фейерверочные,
сигнальные, боевые. В 1903 К. Э. Циолковский в работе «Исследование мировых
пространств реактивными приборами» впервые в мире выдвинул основные
положения теории жидкостных ракетных двигателей и предложил основные
элементы устройства РД на жидком топливе. Первые советские жидкостные
ракетные двигатели — ОРМ, ОРМ-1, ОРМ-2 были спроектированы В. П. Глушко и
под его руководством созданы в 1930—31 в Газодинамической лаборатории
(ГДЛ). В 1926 Р. Годдард произвёл запуск ракеты на жидком топливе. Впервые
электротермический РД был создан и испытан Глушко в ГДЛ в 1929—33. В 1939 в
СССР состоялись испытания ракет с прямоточными воздушно-реактивными
двигателями конструкции И. А. Меркулова. Первая схема турбореактивного
двигателя была предложена русским инженером Н. Герасимовым в 1909.
В 1939 на Кировском заводе в Ленинграде началась постройка
турбореактивных двигателей конструкции А. М. Люльки. Испытаниям созданного
двигателя помешала Великая Отечественная война 1941—45. В 1941 впервые
был установлен на самолёт и испытан турбореактивный двигатель конструкции Ф.
Уиттла (Великобритания). Большое значение для создания Р. д. имели
теоретические работы русских учёных С. С. Неждановского, И. В. Мещерского, Н.
Е. Жуковского, труды французского учёного Р. Эно-Пельтри, немецкого учёного Г.
Оберта. Важным вкладом в создание ВРД была работа советского учёного Б. С.
Стечкина «Теория воздушно-реактивного двигателя», опубликованная в 1929.
Р. д. имеют различное назначение и область их применения постоянно
расширяется. Наиболее широко Р. д. используются на летательных аппаратах
различных
типов.
Турбореактивными
двигателями
и
двухконтурными
турбореактивными двигателями оснащено большинство военных и гражданских
самолётов во всём мире, их применяют на вертолётах. Эти Р. д. пригодны для
полётов
как
с
дозвуковыми,
так
и
со
сверхзвуковыми
скоростями;
их
устанавливают также на самолётах-снарядах, сверхзвуковые турбореактивные
двигатели могут использоваться на первых ступенях воздушно-космических
самолётов. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели устанавливают на
зенитных управляемых ракетах, крылатых ракетах, сверхзвуковых истребителяхперехватчиках. Дозвуковые прямоточные двигатели применяются на вертолётах
(устанавливаются на концах лопастей несущего винта). Пульсирующие воздушнореактивные двигатели имеют небольшую тягу и предназначаются лишь для
летательных аппаратов с дозвуковой скоростью. Во время 2-й мировой войны
1939—45 этими двигателями были оснащены самолёты-снаряды ФАУ-1.
РД в большинстве случаев используются на высокоскоростных
летательных аппаратах. Жидкостные ракетные двигатели применяются на
ракетах-носителях космических летательных аппаратов и космических аппаратах
в качестве маршевых, тормозных и управляющих двигателей, а также на
управляемых баллистических ракетах. Твёрдотопливные ракетные двигатели
используют в баллистических, зенитных, противотанковых и др. ракетах военного
назначения, а также на ракетах-носителях и космических летательных аппаратах.
Небольшие твёрдотопливные двигатели применяются в качестве ускорителей при
взлёте самолётов. Электрические ракетные двигатели и ядерные ракетные
двигатели могут использоваться на космических летательных аппаратах.
Основные характеристики Р. д.: реактивная тяга, удельный импульс —
отношение
тяги
двигателя
к
массе
ракетного топлива (рабочего тела),
расходуемого в 1 сек, или идентичная характеристика — удельный расход
топлива (количество топлива, расходуемого за 1 сек на 1 н развиваемой Р. д.
тяги), удельная масса двигателя (масса Р. д. в рабочем состоянии, приходящаяся
на
единицу
развиваемой
им
тяги).
Для
многих
типов
Р.
д.
важными
характеристиками являются габариты и ресурс.
Тяга — сила, с которой Р. д. воздействует на аппарат, оснащенный этим
Р. д., — определяется по формуле
P = mWc + Fc (pc — pn),
где m — массовый расход (расход массы) рабочего тела за 1 сек; Wc —
скорость рабочего тела в сечении сопла; Fc — площадь выходного сечения сопла;
pc — давление газов в сечении сопла; pn — давление окружающей среды (обычно
атмосферное давление). Как видно из формулы, тяга Р. д. зависит от давления
окружающей среды. Она больше всего в пустоте и меньше всего в наиболее
плотных слоях атмосферы, т. е. изменяется в зависимости от высоты полёта
аппарата, оснащенного Р. д., над уровнем моря, если речь идёт о полёте в
атмосфере Земли. Удельный импульс Р. д. прямо пропорционален скорости
истечения рабочего тела из сопла. Скорость же истечения увеличивается с
ростом температуры истекающего рабочего тела и уменьшением молекулярной
массы топлива (чем меньше молекулярная масса топлива, тем больше объём
газов, образующихся при его сгорании, и, следовательно, скорость их истечения).
Тяга существующих Р. д. колеблется в очень широких пределах — от долей гс у
электрических до сотен тс у жидкостных и твёрдотопливных ракетных двигателей.
Р. д. малой тяги применяются главным образом в системах стабилизации и
управления летательных аппаратов. В космосе, где силы тяготения ощущаются
слабо и практически нет среды, сопротивление которой приходилось бы
преодолевать, они могут использоваться и для разгона. РД с максимальной тягой
необходимы для запуска ракет на большие дальность и высоту и особенно для
вывода летательных аппаратов в космос, т. е. для разгона их до первой
космической скорости. Такие двигатели потребляют очень большое количество
топлива; они работают обычно очень короткое время, разгоняя ракеты до
заданной скорости. Максимальная тяга ВРД достигает 28 тс (1974). Эти Р. д.,
использующие в качестве основного компонента рабочего тела окружающий
воздух, значительно экономичнее. ВРД могут работать непрерывно в течение
многих часов, что делает их удобными для использования в авиации. Историю и
перспективы развития отдельных видов Р. д. и лит. см. в статьях об этих
двигателях.
Ракетный двигатель для своей работы только вещества и источники
энергии, имеющиеся в запасе на перемещающемся аппарате (летательном,
наземном, подводном). В отличие от воздушно-реактивных двигателей, для
работы ракетного двигателя не требуется окружающая среда (воздух, вода). В
зависимости от вида энергии, преобразующейся в ракетном двигателе в
кинетическую
энергию
реактивной
струи,
различают
химические
(термохимические) ракетные двигатели (ХРД), ядерные ракетные двигатели
(ЯРД), электрические ракетные двигатели (ЭРД). Наибольшее распространение
получили ХРД, т. е. РД, работающие на химическом ракетном топливе. ЯРД и ЭРД
получат, вероятно, значительное распространение в будущем, главным образом
на космических летательных аппаратах.
Ядерный ракетный двигатель (ЯРД), ракетный двигатель, в котором тяга
создаётся за счёт энергии, выделяющейся при радиоактивном распаде или
ядерной реакции. Соответственно типу происходящей в ЯРД ядерной реакции
выделяют радиоизотопный ракетный двигатель, термоядерный ракетный
двигатель и собственно ЯРД (используется энергия деления ядер). ЯРД состоит
из реактора, реактивного сопла, турбонасосного агрегата (ТНА) для подачи
рабочего тела в реактор из бака двигательной установки (где оно хранится в
жидком состоянии), управляющих агрегатов и других элементов. В ядерном
реакторе рабочее тело превращается в высокотемпературный газ, при истечении
которого создаётся тяга. Газ для привода ТНА можно получить нагревом
основного рабочего тела в реакторе. Сопло ТНА и многие другие агрегаты ЯРД
аналогичны соответствующим элементам жидкостных ракетных двигателей
(ЖРД). Принципиальное отличие ЯРД от ЖРД — в наличии ядерного реактора
вместо камеры сгорания (разложения). Достоинство ЯРД — в их высоком
удельном импульсе благодаря большой скорости истечения рабочего тела,
достигающей 50 км/сек и более. По удельному импульсу ЯРД значительно
превосходят химические ракетные двигатели, у которых скорость истечения
рабочего тела не превышает 4,5 км/сек. В стадии технической разработки (1977)
экспериментальный американский ЯРД «Нерва-I» («Nerva-1»); при массе 11 т
развивает тягу свыше 300 кн при удельном импульсе 8,1 км/сек. К 1978 созданы
экспериментальные образцы радиоизотопных ЯРД с тягой до нескольких н.
Использование всех типов ЯРД предусматривается только в космосе.
Электрический ракетный двигатель (ЭРД), ракетный двигатель (РД), в котором в
качестве источника энергии для создания тяги используется электрическая
энергия бортовой энергоустановки космического летательного аппарата (обычно
солнечные или аккумуляторные батареи). Достоинство ЭРД — в их высоком
удельном импульсе (удельной тяге) благодаря большой скорости истечения
рабочего тела (РТ), достигающей 10—100 км/сек. По удельному импульсу ЭРД
многократно превосходят химические ракетные двигатели, у которых скорость
истечения РТ не превышает 4,5 км/сек. По принципу действия ЭРД
подразделяются на электротермические, электростатические (ионные,
коллоидные) и электромагнитные (плазменные).
В электротермических РД электрическая энергия используется для нагрева РТ с
целью обращения его в газ с температурой 1000—5000 К; газ, истекая из
реактивного сопла (аналогичного соплу химического РД), создаёт тягу. В качестве
РТ используются вещества с малой молекулярной массой (например, водород,
аммиак, гидразин), нагреваемые при помощи поверхностных нагревателей (рис.
1), дугового разряда (рис. 2) или (в экспериментальных ЭРД) высокочастотного
электромагнитного поля. Удельный импульс электротермического РД составляет
1,5—10 (кн·сек)/кг, плотность тяги (отношение тяги к поперечному сечению
реактивной струи) 0,3—3 Мн/м2, время работы от нескольких ч до нескольких
сотен ч.
В электростатическом (ионном) РД вначале производится ионизация РТ, после
чего ионы и электроны раздельно ускоряются в электростатическом поле (при
помощи системы электродов), а затем вновь перемешиваются для нейтрализации
объёмного заряда и, истекая, создают тягу (рис. 3). Различают
электростатические РД с поверхностной ионизацией и объёмной ионизацией
(электронным ударом); в качестве РТ в первых используется легко ионизируемый
цезий, во вторых — любые вещества с большой атомной массой (например,
висмут). Вместо ионов в электростатических РД могут ускоряться заряженные
(например, за счёт контактной разности потенциалов при отрыве капли от
поверхности электрода) микроскопические капли. Такие ЭРД называются
коллоидными. Значение ускоряющего потенциала составляет для них около 10—
20 кв (для ионных РД — 2—7 кв) при плотности тока в несколько ма/см2. Удельный
импульс электростатических РД 15—100 (кн·сек)/кг, плотность тяги 30—50 н/м2,
время работы — 1 год и более.
В электромагнитном РД рабочим телом является плазма любого вещества,
ускоряемая за счёт силы Ампера в скрещенных электрическом и магнитном полях.
Различают ЭРД с внешним и собственным магнитным полем. К первым относятся
классические Е-Н ускорители плазмы и т. н. холловские ЭРД с замкнутым
дрейфом электронов; во-вторых, магнитное поле создаётся током, протекающим в
ускоряемой плазме; они подразделяются на импульсные и квазистационарные
ЭРД. Рабочий цикл импульсного ЭРД соответствует периоду электрического
пробоя РТ (обычно фторопласта), при котором создаётся плазма; начальный
потенциал пробоя — несколько кв, удельный импульс 40—100 (кн·сек)/кг,
плотность тяги 10-9—10-8 н/м2, число циклов ЭРД достигает 1 млн. В
квазистационарном ЭРД с целью создания сильного магнитного поля через РТ
пропускается ток силой в десятки ка и напряжением в десятки в. Удельный
импульс составляет 30—50 (кн·сек)/кг, плотность тяги несколько кн/м2, время
работы — десятки ч. О типах плазменных ЭРД и методах создания плазмы в них
см. в ст. Плазменные ускорители.
Ограниченное применение ЭРД связано с необходимостью большого расхода
электроэнергии (10—100 квт на 1 н тяги). Из-за наличия бортовой энергоустановки
(и др. вспомогательных систем), а также из-за малой плотности тяги аппарат с
ЭРД имеет малое ускорение. Поэтому ЭРД могут быть использованы только в
космических летательных аппаратах (КЛА), совершающих полёт либо в условиях
слабых гравитационных полей, либо на околопланетных орбитах. Они
применяются для ориентации, коррекции орбит КЛА и др. операций, не требующих
больших затрат энергии. Электростатические, плазменные холловские и др. ЭРД
рассматриваются как перспективные в качестве основных двигателей КЛА. Из-за
малой отбрасываемой массы РТ время непрерывной работы таких ЭРД будет
измеряться месяцами и годами; их использование вместо существующих
химических РД позволит увеличить массу полезного груза КЛА.
Идея использования электрической энергии для получения тяги выдвигалась
ещё К. Э. Циолковским и другими пионерами космонавтики. В 1916—17 Р.
Годдард (США) подтвердил опытами реальность этой идеи. В 1929—33 В. П.
Глушко (СССР) создал экспериментальный ЭРД. В 1964 в СССР на КЛА типа
«Зонд» испытаны плазменные импульсные РД, в 1966—71 на КЛА «Янтарь» —
ионные РД, в 1972 на КЛА «Метеор» — плазменные квазистационарные РД.
Различные типы ЭРД испытаны начиная с 1964 в США: в баллистическом, а затем
в космическом полёте (на аппаратах АТС, СЕРТ-2 и др.). Работы в этой области
ведутся также в Великобритании, Франции, ФРГ, Японии.
Известно
большое
число
химических
РД,
различающихся
по
компонентам топлива (окислителю и горючему) их агрегатному состоянию,
значению
реактивной
тяги,
конструкции,
назначению
и т.п.
Однако
принципиальные схемы и рабочие процессы различных типов ХРД практически
аналогичны. В любом из них имеется основной агрегат, состоящий из камеры
сгорания и реактивного сопла (рис., а). В камере идёт окисление горючего и
выделение продуктов реакции — раскалённых газов. В реактивном сопле газы
разгоняются (в результате расширения) и вытекают с большой скоростью наружу,
образуя реактивную струю, т. е. создавая реактивную тягу двигателя. За малым
исключением все ХРД работают в непрерывном режиме, давление газов в камере
сгорания остаётся при работе двигателя приблизительно постоянным. Некоторые
ХРД (наименьшие по размерам) работают в импульсном режиме. По агрегатному
состоянию топлива ХРД подразделяют на жидкостные ракетные двигатели (ЖРД),
твердотопливные
(комбинированном)
ракетные
топливе
двигатели
(РДГТ),
(РДТТ),
РД
желеобразном
на
гибридном
(тиксотропном),
псевдосжиженном и газообразном (парогазовом) топливе.
Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), реактивный двигатель, работающий на
жидком ракетном топливе. Схема ЖРД разработана К. Э. Циолковским в 1903,
доказавшим возможность использования ЖРД для межпланетных полётов.
Предложенные им принципы конструктивного решения ЖРД были дополнены Ю.
В. Кондратюком и сохранились в современных двигателях. Первые ЖРД были
разработаны и испытаны американским учёным Р. Годдардом в 1923 и немецким
учёным Г. Обертом в 1929. Над созданием ЖРД за рубежом работали
французским учёный Р. Эно-Пельтри, немецкие учёные Э. Зенгер, Г. Вальтер и
др. Первые отечественные ЖРД: ОРМ (опытный ракетный мотор) и ОРМ-1
построены и испытаны в Газодинамической лаборатории (ГДЛ) в 1930—1931 В. П.
Глушко; ОР-2 и двигатель-10 разработаны в Группе изучения реактивного
движения Ф. А. Цандером и испытаны в 1932—33.
В 30-е гг. в СССР было создано семейство ЖРД ОРМ-1 — ОРМ-102. Эти ЖРД
служили для отработки элементов конструкций, обеспечивающих зажигание,
запуск, работу на режиме на различных жидких топливах, а также для
практического использования в летательных аппаратах (например, ОРМ-50, ОРМ52 и др.).
С 40-х гг. в СССР и за рубежом разработано большое количество типов ЖРД,
нашедших широкое применение на ракетах различного назначения и на
некоторых самолётах. В 1942 в Германии были начаты лётные испытания ракеты
Фау-2 В. фон Брауна с ЖРД тягой 245 кн конструкции В. Тиля. В 1943—46 на
самолётах В. М. Петлякова, С. А. Лавочкина, А. С. Яковлева и П. О. Сухого были
проведены лётные испытания вспомогательных авиационных ЖРД, созданных в
Опытно-конструкторском бюро, выросшем из ГДЛ (ГДЛ-ОКБ). В СССР в начале
50-х гг. полёты совершали баллистические ракеты, ЖРД которых обладали
значительно большей тягой. В дальнейшем под руководством Глушко, А. М.
Исаева, С. А. Косберга и др. советских конструкторов были разработаны и
созданы двигатели (см. рис. 1), обеспечившие полёты первых советских
искусственных спутников Земли, искусственных спутников Солнца, Луны, Марса,
автоматических станций на Луну, Венеру и Марс, космических кораблей, всех
геофизических и др. ракет в 1949—72. ЖРД получили широкое развитие в США,
Великобритании, Франции и др. странах.
ЖРД состоит из камеры сгорания с соплом, систем подачи компонентов топлива,
органов регулирования, зажигания и вспомогательных агрегатов
(теплообменников, смесителей и др.). ЖРД развивает тягу от мн (микроракетные
двигатели) до нескольких Мн (ЖРД 1-й ступени ракеты «Сатурн-5» создаёт тягу
около 7 Мн); удельный импульс достигает
для 2-компонентных и до
для 3-компонентных топлив. Масса двигателя, отнесённая к единице тяги,
составляет 0,7—2 г/н; габаритные размеры изменяются в широких пределах. ЖРД
бывают с однократным и многократным запуском, одно- и многокамерные.
Ракетные силовые установки могут быть одно- и многодвигательные. Система
подачи топлива в ЖРД может быть вытеснительная или с турбонасосным
агрегатом (ТНА) (рис. 2). ЖРД с ТНА бывают 2 основных схем: без дожигания
генераторного газа и с дожиганием. В ЖРД с ТНА без дожигания генераторного
газа продукты газогенерации после срабатывания в турбине выбрасываются в
окружающую среду через вспомогательные сопла, часто являющиеся рулевыми.
Генераторный газ, продукт неполного сгорания, имеет относительно низкую
температуру, а вспомогательные сопла меньшую степень расширения, чем
основные, поэтому удельный импульс, получаемый при истечении продуктов
сгорания через вспомогательные сопла, меньше удельного импульса основной
камеры ЖРД, т. е. имеет место потеря удельного импульса. В ЖРД с дожиганием
генераторного газа относительно низкотемпературные продукты газогенерации,
получаемые из основных компонентов топлива, после срабатывания в турбине
направляются в камеру ЖРД для дожигания. Такие ЖРД не имеют потери
удельного импульса, обусловленной приводом ТНА. По назначению различают
ЖРД: основные (маршевые), корректирующие, тормозные, рулевые;
микроракетные ЖРД могут быть стабилизирующими и ориентационными. Обычно
ЖРД работают при постоянном давлении в камере сгорания, но микроракетные
двигатели бывают импульсными. Разрабатываются комбинированные двигатели,
использующие ЖРД: турбо- и воздушноракетные. По роду окислителя ЖРД
бывают: азотно-кислотные, азоттетроксидные, кислородные,
перекисьводородные, фторные и др.
Проблемы, возникающие при создании ЖРД, многочисленны. Необходим
рациональный выбор топлива, удовлетворяющего заданным удельному импульсу
и условиям эксплуатации, а также совершенство рабочего процесса для
достижения заданного удельного импульса. Требуется устойчивая работа на
заданных режимах, без развитых низкочастотных и высокочастотных колебаний
давления, вызывающих разрушительные вибрации двигателя. Охлаждение
двигателя, подверженного воздействию агрессивных продуктов сгорания при
весьма высоких температурах (до 5000 К) и давлениях
усугубляемому в некоторых случаях присутствием конденсированной фазы,
представляет значительные трудности. Большинство камер охлаждается одним
из компонентов топлива. Если при этом не удаётся охладить сопло и камеру до
температуры, требуемой условиями прочности (при использовании всего
топлива), то в слое газа, прилегающем к стенке, создают пониженную
температуру путём обогащения пристеночного слоя одним из компонентов. Часто
применяется смешанное охлаждение, т. е. наружное и внутреннее одновременно
(рис. 3). Для защиты стенок камеры и сопла от нагрева одновременно с их
охлаждением широко применяют теплозащитные покрытия. Сложной задачей
является надёжность подачи топлива (криогенного, агрессивного и др.) при
давлениях
и расходах до нескольких м/сек. Необходимо обеспечение минимальной массы
двигателя
Твердотопливный ракетный двигатель (РДТТ), пороховой ракетный двигатель,
ракетный двигатель твёрдого топлива, реактивный двигатель, работающий на
твёрдом ракетном топливе (порохах). В РДТТ всё топливо в виде заряда
помещается в камеру сгорания; двигатель обычно работает непрерывно до
полного выгорания топлива.
РДТТ были первыми ракетными двигателями, нашедшими практическое
применение. Ракеты с РДТТ (пороховые ракеты) известны уже около 1000 лет; они
использовались как сигнальные, фейерверочные, боевые. Описания «огненных
стрел» — прототипов пороховых ракет — содержатся в китайских и индийских
рукописях 10 в. Это оружие представляло собой обычные стрелы, к которым
прикреплялись бамбуковые трубки, заполненные порохом. В 1-й половине 17 в. в
«Уставе» Онисима Михайлова описываются первые русские ракеты —
артиллерийские ядра с каналом, в котором помещался пороховой заряд. В 1799
индийцы применяли боевые ракеты против английских колонизаторов, а в 1807
англичане использовали подобные ракеты в войне с Данией (при осаде
Копенгагена). Первоначально топливом для РДТТ служил дымный порох. В конце
19 в. был разработан бездымный порох, превосходивший дымный по
устойчивости горения и работоспособности. В дальнейшем были получены новые
высокоэффективные виды твёрдых топлив, что позволило конструировать боевые
ракеты с РДТТ самой различной дальности, вплоть до межконтинентальных
баллистических ракет.
РДТТ применяются (1976) главным образом в реактивной артиллерии, а также в
космонавтике в качестве тормозных двигателей космических летательных
аппаратов и двигателей первых ступеней ракет-носителей.
РДТТ состоит из корпуса (камеры сгорания), в котором размещен весь запас
топлива, и реактивного сопла. Корпус РДТТ обычно стальной, но иногда
выполняется из стеклопластика. Околокритическая (наиболее теплонапряжённая)
часть сопла РДТТ делается из графита, тугоплавких металлов и их сплавов,
закритическая — из стали, пластических масс, графита.
Твёрдое ракетное топливо обычно заливается в корпус РДТТ в полувязком
текучем состоянии; после отверждения топливо плотно примыкает к стенкам,
защищая их от горячих газов. Иногда (в РДТТ неуправляемых ракет) топливо
закладывается в камеру в виде спрессованных из порошка зёрен и шашек. Для
зажигания топлива служит воспламенительное устройство, которое может входить
непосредственно в конструкцию РДТТ или быть автономным (например,
специальный пусковой двигатель). В простейшем случае воспламенительное
устройство представляет собой навеску дымного пороха в оболочке из материи
или металла. Навеска поджигается с помощью электрозапала или пиросвечи с
пиропатроном.
Регулирование тяги РДТТ может производиться изменением (увеличением или
уменьшением) поверхности горения заряда или площади критического сечения
сопла; впрыскиванием жидкости, например воды, в камеру РДТТ. Направление
тяги РДТТ меняется с помощью газовых рулей; отклоняющейся цилиндрической
насадки (дефлектора); вспомогательных управляющих двигателей; качающихся
сопел основных двигателей и т. д. Для обеспечения заданной скорости ракеты в
конце активного участка траектории применяется «отсечка» РДТТ (гашение
заряда путём быстрого снижения давления в камере двигателя, отклонение
реактивной струи и др. способы).
Диапазон тяг РДТТ—от сотых долей к для микроракетных двигателей до 10—15
Мн для мощных двигателей, устанавливаемых на ракетах-носителях (тяга
экспериментального РДТТ, разработанного в США, составляет около 16 Мн). Для
лучших РДТТ (1975) удельный импульс достигает 2,5—3 (кнсек)/кг.
РДТТ характеризуются высокой надёжностью (99,96—99,99%); возможностью
длительного хранения, то есть постоянной готовностью к запуску; значительной
тягой за счёт очень короткого времени горения; безопасностью в обращении из-за
отсутствия токсичных материалов; большой плотностью топлива (1,5— 2 г/см3).
Недостатки РДТТ: большая масса конструкции из-за высоких давлений в камере
сгорания; чувствительность большинства видов топлива к удару и изменениям
температуры; неудобство транспортировки снаряженных РДТТ; малое время
работы; трудности, связанные с регулированием вектора тяги; малый удельный
импульс по сравнению с жидкостными ракетными двигателями.
Твердотопливные РД — родоначальники всех РД — применяются для
запуска сигнальных, фейерверочных и боевых ракет (см. Реактивная артиллерия),
а также в космонавтике. Достоинства РДТТ — надёжность и простота
эксплуатации, постоянная готовность к действию при длительном хранении;
недостатки — меньшая эффективность по сравнению с лучшими ЖРД, трудность
регулирования значения и направления реактивной тяги и, как правило,
одноразовость использования. РДТТ могут развивать рекордную для ХРД тягу, их
удельный импульс достигает 2,5—3 (кнсек)/кг.
Наиболее совершенные из современных РД — жидкостные РД. ЖРД, в
особенности мощные, снабжены рядом сложных автоматических систем: запуска
и
остановки,
регулирования
тяги
и
расходования
компонентов
топлива,
управления вектором тяги и др. Эффективность ЖРД в большой степени зависит
от выбора компонентов топлива, прежде всего окислителя. Максимальная тяга
единичных ЖРД приближается к 10 Мн, удельный импульс достигает 4,5
(кнсек)/кг. В РД на комбинированном топливе используются одновременно жидкие
и твёрдые компоненты топлива. Обычно в камере сгорания РДГТ размещается
твёрдое горючее, а жидкий окислитель подаётся из бака — подобным сочетанием
достигается большая энергопроизводительность топлива; иногда в камере
размещают твёрдый окислитель, а в баке — жидкое горючее. Особенность РДГТ
— гетерогенное горение топлива. В подобных РД сочетаются достоинства и
недостатки ЖРД и РДТТ; широкого применения они не получили. РД на
желеобразном, псевдо-сжиженном и газообразном топливе находятся (1975) в
стадии изучения.
У ядерных РД (находятся в стадии изучения) можно получить удельный
импульс, значительно превышающий импульс, развиваемый ХРД. Теплота,
выделяющаяся в реакторах, идёт на нагрев рабочего тела, т. е. у этих РД, в
отличие от ХРД, источник энергии и рабочее тело разделены (рис., б).
Повышение удельного импульса в десятки и сотни раз достигается с
помощью электрических РД, в которых в кинетическую энергию реактивной струи
переходит электрическая энергия.
Теоретически РД предельных возможностей является фотонный
(квантовый) РД, в котором реактивная струя образуется квантами излучения (см.
Фотон). Возможная область применения фотонного ракетного двигателя —
межзвёздные полёты, но пока (1975) реальных путей создания подобных РД не
найдено.
По характеру использования в ракетной и космической технике РД могут
быть маршевыми (основные двигатели ракеты, разгоняющие её, например, до
космической
скорости),
управляющими,
тормозными,
корректирующими,
ориентационными, стабилизирующими и др. В авиации нашли применение РД в
качестве основных и вспомогательных (стартовых, ускорительных) двигателей.