Двигатель твердотопливный: Твердотопливный двигатель — Factorio Wiki

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.

На твердой тяге

На прошлой неделе топливные сегменты двух ускорителей ракеты SLS прибыли в Космический центр имени Кеннеди во Флориде, прокатившись практически через все Соединенные Штаты с запада (штат Юта) на восток. Их везли сначала на огромных многоосных тягачах, а затем по железной дороге. На космодроме из них соберут два гигантских ускорителя сверхтяжелой ракеты SLS — ключевого элемента американской программы по возвращению на Луну. N + 1 разбирается, чем отличаются «лунные ускорители» от большинства двигателей, на которых сегодня летают в космос люди.

Первые ракеты работали на твердом топливе — порохе, чья низкая энергетика компенсировалась простотой изготовления и использования. Но когда потребовалось решать более сложные задачи, например, доставить заряд взрывчатки на расстояние в несколько сотен километров, полеты потребовали новых технологий — так топливо стало жидким, и двигатели соответственно изменились.  

Путь в космос был проложен на ракетах с ЖРД. На керосин-кислородных двигателях летала королёвская «семерка», которая вывела на орбиту «Спутник» и Гагарина. ЖРД стоят на американских «Фальконах» и «Дельтах», российских «Союзах» и «Протонах», китайских «Чанчжэнах», новозеландских «Электронах». 

Жидкостный двигатель действительно эффективен: его тягой удобно управлять, его можно выключить в любой момент и включать многократно. А компактные размеры позволяют легко перевозить двигатели и плотно компоновать их в торце ступени. При всей своей сложности, ЖРД — а это трубки и патрубки, турбонасосы, газогенераторы и форсуночные головки — уже давно технологически доступный уровень совершенства для выхода в космос.  

Но за плюсы ЖРД приходится платить сложностями эксплуатации. Жидкие компоненты топлива либо ядовиты, либо криогенны — и здесь вылезает множество проблем с их сжижением, защитой от тепловых потерь и расслоений. Утечки паров топлива токсичны и пожароопасны. Стартовая заправка ракеты требует большой наземной инфраструктуры: хранилищ для топлива, систем его подачи. Весь этот ком технологических операций усложняет пуск, на его подготовку уходит прорва времени. Заправленную ракету сложно хранить: на старте от нее идет белый туман — это стравливается испаряющийся жидкий кислород. 

В сравнении с этим ракетному двигателю на твердом топливе перед стартом не требуется ничего, кроме прикрепления к ракете — ни заправочных операций, ни строгих противопожарных мер, ни какого-либо обслуживания перед стартом. А запуск сводится к простому зажиганию воспламенителя.        

Однако у простых в одном отношении твердотопливных двигателей есть другая сложность. Увеличение их размеров оборачивается для ракетостроителей значительными трудностями. Во-первых, большое давление, запертое у ЖРД  в камере сгорания, у твердотопливных двигателей распространяется на весь корпус. Он должен его выдерживать — а значит быть прочнее и, следовательно, тяжелее. 

Сегмент ускорителя SLS отправляется в путь

NASA

Поделиться

Но самое сложное — это изготовление больших твердотопливных массивов. Попробуйте сделать топливную шашку весом сто тонн: такая громада будет оплывать под собственным весом, начнет меняться плотность в разных частях, внутри будут возникать напряжения и трещины. 

Поэтому когда в 1962 году появилась первая межконтинентальная твердотопливная ракета Minuteman I массой 28 тонн, в космосе уже летали спутники, запущенные жидкостными ракетами массой сотни тонн. 

Но прошло еще 20 лет твердотопливных инноваций, и люди все-таки полетели в космос на РДТТ — твердотопливные ускорители использовались при пусках «Спейс Шаттлов». 

Черным пятном на истории твердотопливных двигателей лежит катастрофа «Челленджера», которая случилась из-за негерметичности уплотнительных колец ускорителя — но она не отменила принципиальных преимуществ твердотопливных ускорителей: огромную тягу при компактном размере, простоту эксплуатации и невысокие затраты на изготовление. 

После доработки твердотопливные ускорители еще 110 раз вывели в космос шаттлы. За всю историю программы в космос слетало 355 человек — это 63 процента от всех людей, когда-либо побывавших на орбите. Иными словами, сегодня больше половины всех участников космических полетов попадали в космос на твердотопливном заряде. Поэтому для возвращения на Луну NASA решило вернуться к твердотопливным ускорителям.

Двигатель

Твердотопливный двигатель состоит из трех базовых частей: корпуса, топлива и реактивного сопла. 

Корпус больших РДТТ часто изготовляют намоткой прочных нитей с пропиткой твердеющими полимерами, получая крепкий и легкий композитный материал. Сопла РДТТ тоже часто делают из композитных материалов, используя различные вставки в напряженных частях сопла. 

Важны форма и площадь поверхности горения в топливе. Обычно в центре топлива идет канал, который может расширяться и усложняться — например, принимая форму звезды. Чем больше площадь горения, тем больше расход топлива и тяга двигателя. Геометрия канала и ее изменение в процессе горения программируют величину и изменение тяги двигателя во время работы.

Схема устройства твердотопливного ракетного двигателя на примере ускорителя SLS

Николай Цыгикало

Поделиться

Рецепт смеси

Твердое топливо по своему составу очень разнообразно, и делится на несколько типов. Львиную долю занимают смесевые топлива — тонко измельченные и перемешанные неорганические компоненты, соединенные связующими веществами. Одни из них являются окислителями, другие горючими, они реагируют во фронте горения топлива.

Помимо горючего и окислителя в топливо добавляют многие вспомогательные вещества. Чтобы топливо было пластичным, хорошо размешивалось и могло подаваться при снаряжении в корпус двигателя шнековыми машинами, в топливо вводят пластификаторы. Чтобы придать ему твердость, в топливо добавляют эпоксидные отвердители. При длительном вертикальном положении массив топлива не должен оплывать, давать трещины и накапливать внутренние напряжения — ракеты иногда стоят на боевом дежурстве десятки лет.

Если в топливе появятся трещины, то при работе двигателя они станут нерасчетными площадями горения, оплывший свод потеряет расчетную толщину и изменит форму канала, а возникшие в массиве топлива напряжения приведут к дополнительному разгару в этих местах. Эти риски возрастают под действием взлетной перегрузки, в разы усиливающей вес и давление массы топлива.  

Физические свойства топлива регулируются связующими добавками специальных стабилизаторов. Также в топливо добавляют ингибиторы и катализаторы горения, флегматизаторы (они уменьшают чувствительность топлива к трению, что необходимо при изготовлении смеси и снаряжения двигателя), ингибиторы окисления и другие добавки.

Состав топлива ускорителя SLS таков:

• 69,6 процентов окислителя, перхлората аммония NH₄ClO_4,
• 16 процентов металлического алюминия,
• 12 процентов полибутадиенакрилонитрила, 
• 1,96 процента эпоксидного отвердителя,
• 0,4 процента железа, которое используется в качестве катализатора.

В молекуле перхлората аммония — четыре атома кислорода. Они освобождаются при нагревании и окисляют металлический алюминий и полибутадиенакрилонитрил. Полибутадиенакрилонитрил, или бутадиен-нитрильный каучук (БНК) — это жесткая резина, которая работает и горючим, и связующим. Углерод и водород БНК при сгорании образуют газовое рабочее тело — смесь в основном углекислого газа и водяного пара. Второе горючее, мелкодисперсный алюминий, сгорает без выделения газов, но температура горения алюминия очень высока, около 3300 °С. Это повышает температуру газов, передавая им тепло сгорания металла.

Горение

Не каждое твердое ракетное топливо вы сможете зажечь спичкой или зажигалкой. Некоторые топлива не горят при обычном атмосферном давлении — так они спроектированы. Почему?

Давление внутри канала двигателя при горении составляет десятки атмосфер. Прижатый к горящей поверхности плотный горячий газ порождает поток тепла в массив топлива. Чем больше в одном кубическом сантиметре горячего газа, а значит тепла, тем быстрее этот сантиметр прогревает слой топлива. Ускорение сгорания топлива увеличивает выделение газов, приводя к росту давления. Повышенное давление может разорвать корпус двигателя или привести к нестационарному, разгоняющемуся горению наперегонки с давлением. Ускоренно развиваясь, эта взаимно усиливающая связка быстро достигает скорости и давления ударной волны, нагревающей топливо уже упругим сжатием до основных химических реакций — горение переходит в детонацию.

Горение твердого ракетного топлива

Николай Цыгикало

Поделиться

Поэтому скорость горения топлива проектируют для рабочих давлений в 30-50 атмосфер. А значит, для запуска двигателя это давление надо сначала создать. Это достигается специальным зарядом другого топлива, подобным пороховой шашке. Его сгорание поднимает давление в канале двигателя (с закрытым заглушкой соплом) до рабочего, при котором начинается устойчивое горение основного топлива. И одновременно нагревает поверхность топлива до начала химических реакций.

Соответственно, специфически устроено и выключение такого двигателя. Например, боевым межконтинентальным ракетам необходимо остановить двигатель последней ступени при достижении нужной скорости, иначе боеголовка перелетит свою цель (которая, как правило, находится ближе максимальной дальности ракеты). Если выжигать топливо целиком, и запускать ракету по высокой навесной траектории, ее полетное время недопустимо удлинится. Двигатель  надо остановить вовремя. Для обнуления его тяги взрывают детонационные шнуры, проложенные в корпусе двигателя. Шнуры подрывом вырезают в стенке корпуса два отверстия, и давление в канале двигателя мгновенно сбрасывается — без давления топливо гаснет, и тяга обнуляется.

Жесткий возница

На пресс-брифинге экипажа Crew Dragon сразу после стыковки корабля с МКС астронавт Боб Бенкен отметил, как плавно шел «Фалькон» первые минуты полета по сравнению с «Шаттлом». Это связано именно с тем, что двигатель «Мерлин»— жидкостный, а «Шаттлы» использовали на старте, помимо своих двигателей, еще и твердотопливные ускорители SRB.

Старт шаттла Discovery

NASA

Поделиться

Перед входом в имитатор полета на шаттле в Космическом центре им. Кеннеди у автора этих строк попросили выложить из карманов все мелкие предметы, ключи и монеты. Иначе их могло выбросить из карманов взлетной тряской. 

Первые две минуты, на этапе работы твердотопливных ускорителей, трясет так, будто вы мчитесь на телеге по крупной булыжной мостовой. На трансляциях из кабины шаттла видно, как экипаж при запуске мотает в креслах, а как только ускорители отсоединяются — тряска прекращается, и остается лишь еле ощутимая вибрация водородных двигателей шаттла.

В горячем газе, заполняющем канал работающего твердотопливного двигателя, возникают акустические колебания. Они сливаются в более сильные волны и усиливаются – растет давление во фронте волны, а большая скорость звука в раскаленном газе дает волнам большую быстроту движения. Натыкаясь на горящую топливную поверхность, акустические волны своим давлением ускоряют горение и выделение энергии — и сами получают от горящего топлива усиливающий удар и отражаются. Так они гуляют по всему сжатому газу канала внутри топлива, поддерживая и увеличивая свою силу. Под их действием горение топлива, в среднем равномерное, испытывает частые и множественные локальные усиления. Что и вызывает вибрации двигателя, которые приводят к тряске.

Выхлоп ускорителя выглядит как яркое белое пламя. Яркость ему придают раскаленные твердые микрочастицы, хорошо излучающие свет видимого диапазона: у свечи это микрочастицы твердого углерода, а у твердого ракетного топлива светят частицы продуктов разложения перхлората аммония, оксида алюминия — и тот же углерод.

Сверхзвуковая выхлопная струя тормозится об воздух, порождая сильные звуковые поля. От струи отходят множественные акустические волны, двигатель ревет и грохочет. Интенсивность этого процесса так сильна, что на огневых испытаниях рев двигателя вздымает грунтовую пыль — и кажется, что грунт дымится.

Поднятая с земли пыль окрашивает в темный цвет дым струи, бьющей на испытаниях горизонтально. Также дым затемняется несгоревшим углеродом полибутадиена. Без этих темных включений выхлоп имел бы белый цвет, образуемый частицами оксида алюминия и хлорида аммония.

Огневые испытания ускорителя в июне 2016 года

NASA

Поделиться

Ускоритель SLS

Ускорители ракеты SLS созданы на базе твердотопливных ускорителей «Спейс Шаттлов». К четырем
топливным сегментам добавили пятый, таким образом увеличив длину, массу и
мощность ускорителей. Отказались от многоразовости, сократив парашютный блок
приводнения и все затраты, связанные с циклом повторного использования. Высота
ускорителя 54 метра (это 18-этажный дом), масса — 726 тонн, а
тяга выросла до 1620 тонн, что в четыре раза мощнее ракеты-носителя «Союз». Сквозь сопло ускорителя свободно может пройти взрослый
человек.

Положение ускорителей на ракете SLS

Николай Цыгикало

Поделиться

Состоит ускоритель из трех основных элементов. Головная, или передняя, сборка
объединяет конус носового обтекателя и переднюю юбку, в которой находится
бортовая электроника и узел передачи тягового усилия на центральную ступень
ракеты. Пять топливных сегментов вырабатывают с большим расходом рабочее тело — газ с высокой температурой и давлением. Хвостовая юбка
защищает сопло от набегающего потока, содержит командную аппаратуру и механизм
поворота реактивного сопла для управления вектором тяги. Обе сборки, передняя и
задняя, несут по четыре небольших РДТТ для отведения отработавшего ускорителя
от центральной ступени. В верхнем топливном сегменте стоит также воспламенитель для запуска двигателя.

Корпуса топливных сегментов изнутри обклеивают
листами резиновой изоляции. Они защищают металл корпуса от
жара в двигателе.

Корпус нижнего сегмента ускорителя обклеивают более 900 листами изоляции

NASA

Поделиться

Ускорители SLS будут работать две минуты и шесть секунд, каждую секунду сжигая по 6
тонн топлива. После
этого они отделятся от ракеты и упадут в
Атлантический океан. Они стали самыми большими и мощными серийно выпускаемыми ракетными
двигателями, когда-либо сделанными человеком. Они будут
создавать четыре пятых всей тяги сверхтяжелой SLS,
летящей на Луну.

Добравшись до Космического центра имени Кеннеди, нетопливные части поступят в сборочный комплекс BFF для монтажа
передней и задней сборки ускорителя. А топливные
сегменты везут в специализированный цех RPSF, где разворачивают вертикально. Первый и последний сегменты
соединяют с головной и задней сборками, проверяют, и складируют с другими тремя
топливными сегментами. Перед пуском ракеты все сегменты отправят в здание вертикальной сборки, крупнейшее в мире одноэтажное здание высотой 160 метров, где
ускорители соберут целиком и прикрепят к ракете.

Остаётся
посмотреть, как пройдет первый запуск «Артемида-1», намеченный на 2021
год, и увидеть работу ускорителей в первом реальном космическом старте.

Николай Цыгикало

Твердотопливные ракетные двигатели | История космонавтики

Конструкция двигателя на твердом топливе (ТТРД) проста; он состоит из корпуса (камеры сгорания) и реактивного сопла. Камера сгорания является основным несущим элементом двигателя и ракеты в целом. Материалом для его изготовления служит сталь или пластик. Сопло предназначено для разгона газов до определенной скорости и придания потоку требуемого направления. Представляет собой закрытый канал специального профиля. В корпусе находится топливо. Корпус двигателя обычно изготавливают из стали, иногда — из стеклопластика. Часть сопла, которая испытывает наибольшее напряжение, делается из графита, тугоплавких металлов и их сплавов, остальная часть — из стали, пластмасс, графита.

Когда газ, образовавшийся в результате сгорания топлива, проходит через сопло, он вылетает со скоростью, которая может быть больше скорости звука. Как результат — возникновение силы отдачи, направление которой противоположно истечению струи газа. Эту силу называют реактивной, или просто тягой. Корпус и сопло работающих двигателей необходимо защищать от прогорания, для этого в них применяют теплоизолирующие и жаропрочные материалы.

ТТРД в разрезе: 1 — воспламенитель; 2 — топливный заряд; 3 — корпус; 4 — сопло

По сравнению с другими типами ракетных двигателей, ТТРД достаточно просто устроен, но имеет пониженную тягу, малое время работы и сложности в управлении. Поэтому, являясь достаточно надежным, он используется, в основном, для создания тяги при «вспомогательных» операциях и в двигателях межконтинентальных баллистических ракет.

До настоящего времени ТТРД редко использовались на борту космических аппаратов. Одна из причин этого — чрезмерное ускорение, которое сообщается конструкции и аппаратуре ракеты при работе твердотопливного двигателя. А для старта ракеты необходимо, чтобы двигатель развивал небольшую по величине тягу в течение продолжительного промежутка времени.

Твердотопливные двигатели позволили США осуществить в 1958 году вслед за СССР запуск первого своего искусственного спутника и вывести в 1959 году космический аппарат на траекторию полета к другим планетам. На сегодняшний день именно в США создан самый мощный космический ТТРД — DM-2, способный развить тягу в 1634 т.

Перспективами развития космических двигателей на твердом топливе являются:

• улучшение технологий изготовления двигателя;
• разработка реактивных сопел, которые смогут работать большее время;
• использование современных материалов;
• совершенствование составов смесевого топлива и т. д.

Твердотопливный ракетный двигатель (ТТРД) — двигатель, работающий на твердом горючем, наиболее часто используется в ракетной артиллерии и значительно реже в космонавтике; является старейшим из тепловых двигателей.

В качестве топлива в таких двигателях применяют твердое вещество (смесь отдельных веществ), способное гореть без доступа кислорода, выделяя при этом большое количество раскаленных газов, которые используются для создания реактивной тяги.

Существуют два класса горючего для ракет: двухосновные топлива и смесевые топлива.

Двухосновные топлива — представляют собой твердые растворы в нелетучем растворителе (чаще всего нитроцеллюлоза в нитроглицерине). Достоинства — хорошие механические, температурные и другие конструкционные характеристики, сохраняют свои свойства при длительном хранении, просты и дешевы в изготовлении, экологичны (при сгорании нет вредных веществ). Недостаток — сравнительно невысокая мощность и повышенная чувствительность к ударам. Заряды из этого топлива применяются чаще всего в небольших корректирующих двигателях.

Смесевые топлива — современные смеси состоят из перхлората аммония (в качестве окислителя), алюминия в форме порошка и органического полимера — для связывания смеси. Алюминий и полимер играют роль горючего, причем металл является основным источником энергии, а полимер — основным источником газообразных продуктов. Характеризуются нечувствительностью к ударам, высокой интенсивностью горения при низких давлениях и очень трудно гасятся.

Горючее в виде топливных зарядов помещается в камеру сгорания. После старта горение продолжается до полного выгорания горючего, тяга изменяется по законам, обусловленным горением топлива, и практически не регулируется. Изменение тяги достигается использованием топлива с различными скоростями горения и выбором подходящей конфигурации заряда.

При помощи воспламенителя компоненты топлива разогреваются, между ними начинается химическая реакция окисления-восстановления, и топливо постепенно сгорает. При этом образуется газ с высоким давлением и температурой. Давление раскаленных газов при помощи сопла превращается в реактивную тягу, которая по своей величине пропорциональна массе продуктов сгорания и скорости их вылета из сопла двигателя.

При всей простоте точный расчет эксплуатационных параметров ТТРД является сложной задачей.

Ракетный двигатель на твердом топливе

Твердотопливные двигатели обладают рядом преимуществ перед жидкостными ракетными двигателями: двигатель достаточно прост для изготовления, может храниться долгое время, сохраняя при этом свои характеристики, относительно взрывобезопасен. Однако по мощности они уступают жидкостным двигателям примерно на 10–30 %, имеют сложности при регулировании мощности и большую массу двигателя в целом.

В ряде случаев применяется разновидность ТТРД, в котором один компонент горючего находится в твёрдом состоянии, а второй (чаще всего окислитель) — в жидком.

Признание носителем русского языка документы ммц-москва.рф/nositel-russkogo-yazika.

Как сделать твердотопливный двигатель для ракеты

Содержание

1. Как сделать твердотопливный двигатель для ракеты
2. megavolt_lab
3. Записки сумасшедшего ракетчика
4. Сам себе ракетостроитель: взлетаем самостоятельно
5. Двигатели из патронов
6. Двигательный тюнинг
7. Ракета от Амперки, часть 1: Теория ракетных двигателей. Карамельное топливо
8. Вступление
9. Теория ТТРД
10. Виды смесевого топлива
11. Расчет двигателя
12. Изготовление топливных шашек
13. Видео

Как сделать твердотопливный двигатель для ракеты

Иногда хочется чего-то странного. Вот, недавно меня потянуло на ракетомоделизм. Так как я строю ракеты на нубовском уровне, для меня ракета состоит из двух частей – двигателя и корпуса. Да, я знаю, что все намного сложнее, но даже с таким подходом ракеты летают. Естественно, вам интересно, как делается двигатель.

Хочу предупредить, что если вы соберетесь повторить то, что написано в этой статье, то будете делать это на свой страх и риск. Я не гарантирую точность или безопасность предложенной методики.

Для корпуса двигателя я использую толстостенные ПВХ трубы диаметром 3/4 дюйма. Трубы такого диаметра относительно дешевы и широкодоступны. Лучше всего трубы режутся специальными ножницами. Я очень много намучался, пытаясь резать такие трубы электролобзиком – всегда получалось очень криво.

Трубу я размечаю так:

Все размеры в дюймах. кто не знает, размер в дюймах нужно умножить на 2.54 и получится размер в сантиметрах. Эти размеры я нашел в замечательной книге

Там есть и куча других конструкций. Верхний кусок двигателя (который пустой) я не делаю. Там должен быть вышибной заряд для парашюта, мне пока далеко до этого.

Отрезанный кусок трубы вставляется в специальную приспособу. Покажу все приспособы сразу, дабы не возникало вопросов:

Длинная палка играет роль “пестика” Ей утрамбовывается глина и топливо. Вторая деталька – это кондуктор. Он служит для того, чтобы просверлить сопло точно по центру двигателя. Вот их чертежи:

Сверло используется длинное – длинной 13см. Его как раз хватает для того, чтобы просверлить канал через все топливо.

Далее, формируем сопло. Для этого забираем у любимого котэ наполнитель туалетов (желательно, неюзанный), перетираем его в ступке до более-менее однородной массы и слегка смачиваем водой.

Забиваем порошок по разметку. Бить нужно довольно сильно.

Забивка топлива и заглушки ничем не отличается. Кажется, что по топливу стучать опасно, но карамелька трудно воспламеняется даже от спички. Естественно, базовые меры предосторожности соблюдать стоит – не склонятся над двигателем, работать в защитной маске, итп.

Последние 5мм заглушки я оставляю для термоклея. Я несколько раз пробовал сделать ракету без заглушки из термоклея, верхнюю пробку вырывало давлением. Термоклей обладает отличной адгезией к пластику и не успевает расплавится при горении двигателя.

Сверлим сопло через кондуктор:

Топливо очень плохо сверлится – сахар плавится и липнет на сверло, поэтому его приходится часто вытаскивать и счищать налипшее топливо. Проверяем сопло:

Заливаем последние 5мм трубки и ее торец термоклеем

Все, двигатель готов. Вот так выглядит двигатель на статических испытаниях. К сожалению, видео не показательно – в этом двигателе канал был просверлен на половину, и фотоаппарат не правильно записал звук. В реале “рев” двигателе очень громкий и серьёзный, а не такой игрушечный как на записи.

Источник

megavolt_lab

Записки сумасшедшего ракетчика

А теперь пройдемся по всем основным типам двигателей.

Камерой сгорания в таком двигателе является канал в топливном заряде, а горение происходит по всей площади поверхности этого канала. Нередко для упрощения заправки двигателя заряд делают составным из топливных шашек. Тогда горение происходит также и на поверхности торцов шашек.

Для получения разной зависимости тяги от времени применяют разные поперечные сечения канала:

Первый американский космический корабль Меркурий был оборудован шестью РДТТ:

Эти же ускорители будут использованы в новой ракете SLS, которая будет выводить на орбиту новый американский корабль Орион. Сейчас можно увидеть записи с наземных испытаний ускорителя:

Также РДТТ установлены в системах аварийного спасения, предназначенных для увода космического корабля от ракеты в случае аварии. Вот, например, испытания САС корабля Меркурий 9 мая 1960 года:

На космических кораблях Союз кроме САС установлены двигатели мягкой посадки. Это тоже РДТТ, которые работают доли секунды, выдавая мощный импульс, гасящий скорость снижения корабля почти до нуля перед самым касанием поверхности Земли. Срабатывание этих двигателей видно на записи посадки корабля Союз ТМА-11М 14 мая 2014 года:

Главным недостатком РДТТ является невозможность управления тягой и невозможность повторного запуска двигателя после его останова. Да и останов двигателя в случае с РДТТ по факту остановом не является: двигатель либо прекращает работу по причине окончания топлива либо, в случае необходимости остановить его раньше, производится отсечка тяги: специальным пиропатроном отстреливается верхняя крышка двигателя и газы начинают выходить с обоих его торцов, обнуляя тягу.

Следующим мы рассмотрим гибридный двигатель. Его особенность в том, что используемые компоненты топлива находятся в разных агрегатных состояниях. Чаще всего используется твердое горючее и жидкий или газообразный окислитель.

Вот, как выглядит стендовое испытание такого двигателя:

Именно такой тип двигателя применен на первом частном космическом челноке SpaceShipOne.
В отличие от РДТТ ГРД можно повторно запускать и регулировать его тягу. Однако, не обошлось и без недостатков. Из-за большой камеры сгорания ГРД невыгодно ставить на большие ракеты. Также ГРД склонен к «жёсткому старту», когда в камере сгорания накопилось много окислителя, и при зажигании двигатель даёт за короткое время большой импульс тяги.

Преимуществами ЖРД являются малый вес, возможность регулирования тяги в широких пределах (дросселирование), возможность многократных запусков и больший удельный импульс по сравнению с двигателями других типов.

Главным недостатком таких двигателей является умопомрачительная сложность конструкции. Это у меня на схеме все просто выглядит, а на самом деле при конструировании ЖРД приходится сталкиваться с целым рядом проблем: необходимость хорошего перемешивания компонентов топлива, сложность поддержания высокого давления в камере сгорания, неравномерность горения топлива, сильный нагрев стенок камеры сгорания и сопла, сложности с зажиганием, коррозионное воздействие окислителя на стенки камеры сгорания.

Для решения всех этих проблем применяется множество сложных и не очень инженерных решений, отчего ЖРД зачастую выглядит как кошмарный сон пьяного сантехника, например, этот РД-108:

Камеры сгорания и сопла хорошо видны, но обратите внимание, сколько там всяких трубок, агрегатов и проводов! И все это нужно для стабильной и надежной работы двигателя. Там есть турбонасосный агрегат для подачи топлива и окислителя в камеры сгорания, газогенератор для привода турбонасосного агрегата, рубашки охлаждения камер сгорания и сопел, кольцевые трубки на соплах для создания охлаждающей завесы из топлива, патрубок для сброса отработанного генераторного газа и дренажные трубки.

Более подробно работу ЖРД мы рассмотрим в одной из следующих статей, а пока переходим к последнему типу двигателей: однокомпонентному.

Работа такого двигателя основана на каталитическом разложении пероксида водорода. Наверняка многие из вас помнят школьный опыт:

В школе используется аптечная трехпроцентная перекись, а вот реакция с использованием 37% перекиси:

Видно, как из горлышка колбы с силой вырывается струя пара (в смеси с кислородом, разумеется). Чем не реактивный двигатель?

Двигатели на перекиси водорода используют в системах ориентации космических аппаратов, когда большое значение тяги не нужно, а простота конструкции двигателя и его малая масса очень важны. Разумеется, используемая концентрация перекиси водорода далеко не 3% и даже не 30%. Стопроцентная концентрированная перекись дает в ходе реакции смесь кислорода с водяным паром, нагретую до полутора тысяч градусов, что создает высокое давление в камере сгорания и высокую скорость истечения газа из сопла.

Простота конструкции однокомпонентного двигателя не могла не привлечь к себе внимание ракетчиков-любителей. Вот пример любительского однокомпонентного двигателя: http://mosgird.ru/102/01/401.htm.

Работу однокомпонентных ЖРД можно увидеть на примере двигателей причаливания и ориентации космического корабля Союз ТМА-18М (съемка с борта МКС):

Источник

Сам себе ракетостроитель: взлетаем самостоятельно

Между Главным конструктором наших ракет Сергеем Королевым и Главным конструктором наших ракетных двигателей Валентином Глушко шла негласная борьба за звание Самого Главного: кто же действительно важнее, конструктор ракет или двигателей для них? Глушко приписывают крылатую фразу, якобы брошенную им в разгар такого спора: «Да я к своему двигателю забор привяжу — он на орбиту выйдет!» Впрочем, эти слова — отнюдь не пустое бахвальство. Отказ от «глушковских» двигателей привел к краху королевской лунной ракеты H-1 и лишил СССР каких-либо шансов на победу в лунной гонке. Глушко же, став генеральным конструктором, создал сверхмощную ракету-носитель «Энергия», превзойти которую до сих пор никому не удается.

Двигатели из патронов

Та же закономерность работала и в любительском ракетостроении — выше летала ракета, у которой был более мощный двигатель. Несмотря на то что первые ракетомодельные двигатели появились в СССР еще до войны, в 1938 году, Евгений Букш, автор вышедшей в 1972 году книги «Основы ракетного моделизма», взял за основу такого двигателя картонную гильзу охотничьего патрона. Мощность определялась калибром исходной гильзы, а производились двигатели двумя пиротехническими мастерскими ДОСААФ вплоть до 1974 года, когда было принято решение об организации в стране ракетомодельного спорта. Для участия в международных соревнованиях потребовались двигатели, подходящие по своим параметрам под требования международной федерации.

Их разработка была поручена Пермскому НИИ полимерных материалов. Вскоре была выпущена опытная партия, на основе которой и начал развиваться советский ракетомодельный спорт. С 1982 года с перебоями заработало серийное производство двигателей на государственном казенном заводе «Импульс» в украинской Шостке — в год выпускали 200−250 тысяч экземпляров. Несмотря на жесткий дефицит таких двигателей, это был период расцвета советского любительского модельного ракетостроения, который закончился в 1990 году одновременно с закрытием производства в Шостке.

Двигательный тюнинг

Качество серийных двигателей, как нетрудно догадаться, для серьезных соревнований не годилось. Поэтому рядом с заводом в 1984 году появилось мелкосерийное опытное производство, обеспечивавшее своей продукцией сборную страны. Особенно выделялись двигатели, частным образом изготовленные мастером Юрием Гапоном.

Тем не менее при социализме двигатели, пусть неважные и с дефицитом, но были. Сейчас же их нет вообще. Отдельные детские ракетомодельные студии летают на старых, еще советских запасах, закрывая глаза на то, что срок годности давно вышел. Спортсмены пользуются услугами пары мастеров-одиночек, а если повезет, то и контрабандными чешскими двигателями. Любителям же остается единственный путь — перед тем как стать Королевым, сначала стать Глушко. То есть делать двигатели самим. Чем, собственно, и занимались я и мои друзья в детстве. Слава богу, пальцы и глаза у всех остались на месте.

Источник

Ракета от Амперки, часть 1: Теория ракетных двигателей. Карамельное топливо

Вступление

Всем привет! Мы — команда ютуб-канала Амперки, в студии и пилим видео по проектам и железкам. Однако, в какой-то момент все изменилось.

Под катом — история постройки нашей ракеты.

Шла весна 2020 года и карантин самоизоляция не щадила никого. В том числе и нас, отлученных от студии, дабы не подвергались опасности заражения заморской бациллой. Вот в этот-то период и начали активизироваться в голове старые идеи сделать то, что давно хотелось, но что было отложено в долгий ящик “когда время будет”. Наконец, то_самое_время пришло, и из того самого ящика была извлечена мысль о постройке собственной ракеты, еще и подстёгнутая недавним успешным пуском в эксплуатацию “батута” от SpaceX.

Так как сделать такой серьезный проект за один заход не получится, разделим его для удобства на составные части (список будет пополняться по мере работы):

Также просим учесть, что статьи, как и серии выпускаются не по выполненным этапам, а по привязке ко времени, то есть, что сделали за неделю, то и пишем/показываем.

Ракетостроение, в целом, наука комплексная, сложная и многогранная. Релевантного опыта у нас не было, не кончали мы институтов по этому направлению, но есть руки, голова, желание — а это уже многое, так что, как говаривал Юрий Алексеевич, поехали.

Теория ТТРД

Что такое реактивное движение, (для тех, кто, вдруг, не в курсе) много говорить не будем: если в двух словах, то это движение за счет отброса массы в противоположную сторону от направления движения. Про всякие экзотические конструкции двигателей типа ядерных, ионных и иже с ними говорить не будем — одна не предназначены для работы в атмосфере, другие слишком сложны и не воспроизводимы в любительских условиях и т.д., поэтому остановимся на простых, но доступных простому обывателю конструкциях, которые при желании можно повторить практически в домашних условиях, а именно — химических. В таких двигателях реактивная струя получается за счет химической реакции топлива и окислителя (в некоторых случаях роль окислителя может играть атмосферный кислород).

Итак, химические двигатели (ХРД), по агрегатному состоянию топлива классифицируются на жидкостные (ЖРД) и твердотопливные (ТТРД), так что выбирать будем из них. ЖРД весьма удобны, так как позволяют управлять тягой, однако требуют применения в своей конструкции сложных систем форсунок в камере сгорания и не менее сложных систем подачи топлива. Одно только проектирование ЖРД, даже самого примитивного, займет у нас месяцы, а, следовательно, это не наш вариант. Альтернативой могут стать ТТРД за счет простоты своей конструкции и значительно меньшими требованиями к топливу. Да, у нас не выйдет точно дозировать тягу. Точнее, мы ее совсем не сможем дозировать. Однако, есть некоторые аспекты, на которых мы можем сыграть, об этом и пойдет речь дальше.

Виды смесевого топлива

Намного лучший результат показывают смесевые составы из горючего и окислителя. Чаще всего в качестве такой пары применяют окислители из перхлоратов с горючим из порошка металлов и полимеров или широко известное в кругах моделистов-любителей “карамельное топливо”, где в качестве окислителя используются нитраты (селитры) и сложные углеводы (сахар, сорбит) в роли горючего. Вот как раз последние два варианта (перхлоратное и карамельное) топливо мы и выбрали в качестве подопытных для нашей ракеты.

Расчет двигателя

Важнейшая характеристика твердого топлива — это скорость его горения, зачастую это значение — константа для определенного состава топлива. Горение распространяется по поверхности. Если просто поджечь конец цилиндрической топливной шашки, то мы получим торцевое горение, которое даст длительное равномерное прогорание, однако, получить при этом достаточную тягу для подъема ракеты в воздух не выйдет. Для повышения эффективности нужно сделать в топливе канал, по которому будет распространяться горение, повысив тем самым его площадь. Также нужно учитывать, что по мере выгорания профиль канала будет меняться, следовательно, будет меняться эффективная площадь. Можно, конечно, долго экспериментировать с различными профилями, однако, это все уже сделано до нас и упаковано в удобный программный инструментарий.

В программу можно внести все необходимые параметры и получить графики тяги, которую будет развивать ракета. В графе Grain configuration под знаком вопроса есть описательный мануал по различным профилям канала.

Опытным путем, применяя различные конфигурации канала мы нашли оптимальные параметры для нашей ракеты. Для получения таких же показателей нужно ввести такие значения:

Форму канала мы выбрали Moon burner. Умный Meteor c учетом введенных данных построил нам вот такой график:

Из этой диаграммы понимаем, что двигатель со старта получит хороший пинок и будет развивать весьма неплохую тягу на протяжении всего времени работы. По расчетам программы пиковое значение тяги получилось без малого 312 Н при пиковом давлении в 24.5 бар. Средние значения оказались около 265 Н и 19.5 бар соответственно.

Еще одним неоспоримым плюсом программы является возможность прямого экспорта рассчитанных значений в другую не менее полезную для нас программу — OpenRocket, при помощи которой мы будем рассчитывать стабильность ракеты, оперение, балансировку и другие важные показатели, но это будет уже в следующей серии.

Однако, не топливом единым жив начинающий ракетостроитель. Не менее важное значение имеет сопло. По этому принципу РД делятся на сопловые и бессопловые. Последние, технически, имеют дозвуковое сопло, являющееся, по сути, просто отверстием или конусом в нижней части двигателя. Дозвуковым оно называется по той причине, что истекающие через него газы не могут достигать, а уж тем более, превосходить скорость звука, сколько бы не наращивалось давление в камере сгорания, об этом нам говорит гидродинамика. А против физики, как известно, не попрёшь. Тем не менее, такие сопла за счет своей простоты применяются в малых любительских ракетах, а также в фейерверках. Но мы же делаем ракету, значит, дозвуковые сопла — не наш путь.

Альтернативным решением является сверхзвуковое сопло или, как его еще называют по имени изобретателя, — сопло Лаваля. В упрощенном варианте представляет собой два усеченных конуса, сопряженных узкими концами. Место сопряжения называется критической точкой.

Принцип его действия напоминает принцип, на котором работает холодильник: газы, проходя “узкое горлышко” и попадая в бОльший объем резко охлаждаются, за счет чего уменьшается их объем, что приводит увеличению скорости их истечения. В результате, за счет перепада диаметра выпускного отверстия мы получаем на выходе струю газа, движущегося со сверхзвуковой скоростью. Таким образом, применив сопло Лаваля мы значительно повышаем КПД ракеты.

К слову, Meteor проводит расчеты, подразумевая, что на двигателе установлено как раз сверхзвуковое сопло, расчет и изготовление которого также оставим на следующий выпуск.
Итак, характеристики, параметры и габариты двигателя у нас есть, можно приступать к варке топлива.

Изготовление топливных шашек

Первым топливом у нас будет карамельное, готовить будем из сорбита и калиевой селитры. Сорбит можно купить в аптеке, он используется как сахарозаменитель. Калиевую селитру можно найти в садово-огородном отделе, но там она довольно грязная, поэтому купили ч/чда в Русхиме.

Простейший способ — измельчить компоненты до состояния мелкодисперсного порошка и смешать, но тогда топливо остается сыпучим и не будет держать форму. Решено сплавить компоненты вместе. Некоторые бесстрашные любители делают это в сковородках, на открытом огне, даже, бывает на костре, но нам дороги наши пальцы и глаза. Придется делать нагреватель с контролем температуры и песчаная баня, для которого нам понадобятся:

Meteor заботливо подсчитал массу топлива, которая составила 838г, возьмем с запасом, еще пригодится. Решено было сделать топливный заряд из нескольких шашек для простоты их изготовления. Потом можно будет их просто склеить между собой и вставить в корпус двигателя.

Не забываем про технику безопасности: вблизи топлива не должно быть никаких источников открытого огня, раскаленных предметов и чего-либо, что может вызвать возгорание.

Возьмем по массе 65% калиевой селитры и 35% сорбита, аккуратно засыпаем в чашу и добавляем немного воды. Это и нервы успокоит, и избавит от необходимости измельчать компоненты в пыль, так как в воде они и без того хорошо растворятся и смешаются. Ставим на огонь, выставляем температуру и ждем, постоянно помешивая. Постепенно полученная каша расплавится и станет похожа на овсянку. Надо дождаться выпаривания всей лишней воды (это можно будет понять по прекратившемуся выходу кипящих пузырьков).

Дальше надо действовать решительно: в заранее подготовленную водопроводную ПВХ-трубу, зафиксированную в держателе с внутренним креплением под круглую ось будем запрессовывать топливо.

После извлечения оси у нас как раз останется канал запала по всей длине шашки. Запрессовывать удобно при помощи держателя для дрели, такой очень удачно нашелся в студии. Важно запрессовать топливо таким образом, чтобы внутри шашки не оказалось пузырей и полостей, иначе это потом негативно скажется на горении.

Трубу с топливом откладываем и оставляем до остывания. Затем ее можно будет распилить и достать шашку. Мы сделали несколько штук, одну из них сожжем в целях эксперимента.

В следующем выпуске займемся корпусом двигателя, соплом и испытательным стендом.
А пока мы его готовим, рекомендую почитать следующую книжку про проектирование ЗУРов. Из нее была почерпнута бОльшая часть информации.

Источник

Видео

Как Сделать Ракетный двигатель из Обычной СОЛИ?

Тестируем ракетный двигатель Готовимся к полету Нужен ли испытательный стенд?

Сахарная Ракета, как сделать ракету своими руками в домашних условиях 🚀🚀🚀

Двигатель для ракеты своими руками

Карамельные двигатели. Плавить или прессовать? Сравнение в полете

Твердотопливный ракетный двигатель — испытания в гаражных условиях

СВОИМИ РУКАМИ. Ракетный двигатель из бумаги!

🔥 РАКЕТА своими руками — Огненное ТВ

Испытание твердотопливного двигателя для ракеты Уран-1Т

Наука техника и мир Твердотопливный ракетный двигатель Документальный

Solid rocket booster/ru — Kerbal Space Program Wiki

Твердотопливный ракетный ускоритель (англ. «solid fuel booster» или «solid rocket booster»), сокращенно «SRB», иногда называемый просто твердотопливным ускорителем — это ракетный двигатель, наполненный твердым топливом. Твердотопливный ускоритель содержит двигатель и топливо в одной детале. Включенный один раз, он не может быть выключен или отрегулировани будет работать с максимальной тягой до полного выгорания всего содержащегося в нем топлива. Поскольку твердое топливо невозможно переместить между деталями, то отработавший ускоритель невозможно перезапустить. Также невозможно изменить время работы ускорителя добавлением твердого топлива к уже поставленному ускорителю.

Сравнивая с другими ракетными двигателями, твердотопливные ракетные ускорители отличаются высоким отношением тяги к весу, но небольшим удельным импульсом (эффективностью топлива). Поэтому их обычно используют в первых ступенях ракет, когда необходимо укорение для запуска первоначально тяжелой ракеты. Ускорители обычно размещаются при помощи Разделителя радиального размещения, так что они могут быть отделены сразу после выгорания.

Доступные детали

Следующая таблица содержит описание всех твердотопливных ускорителей в Космической Программе Кербала:

Плотность твердого топлива 7,5 кг/ед.				Масса (т)					Запас топлива ()	Тяга (кН)		Тяговооружённость				Удельный импульс (с)		Время горения (с)
												Полный		Пустой
Вид	Название	Размер	Цена ()	Полный	Пустой	Макс. температура (K)	Прочность (м/с)	Прочность (м/с)		атм	вак	атм	вак	атм	вак	атм	вак
	Твердотопливный ускоритель RT-5 «Блоха»	Маленький, Установленный радиально	200 (116)	1,50	0,45	2 000	7	50	140	162,91	192,0	11,07	13,05	36,92	43,51	140	165	8″> 8,8
	Твердотопливный ускоритель RT-10 «Молот»	Маленький, Установленный радиально	400 (175)	3,56	0,75	2 000	7	50	375	197,90	227,0	5,66	6,50	26,91	30,86	170	195	23,7
	Твердотопливный ускоритель RT-30 «Кувалда»	Маленький, Установленный радиально	850 (358)	7,65	5″> 1,50	2 200	7	50	820	250,00	300,0	3,33	4,00	17,00	20,39	175	210	42,2
	Твердотопливный ускоритель SRB-KD25k «Булава»	Маленький, Установленный радиально	2 700 (1 140)	24,00	4,50	2 200	7	50	2 600	593,86	670,0	2,52	85″> 2,85	13,46	15,18	195	220	62,8
	Двигатель отвода ступеней «Мелкотрон I»	Установленный радиально	75 (70,2)	0,1	0,0	2 000	7	50	8	13,79	18,0	19,40	25,32	112,51	146,84	118	154	5,0
	Твердотопливный ускоритель FM1 «Клещ»	1″> Крошечный, Установленный радиально	75 (51,0)	0,375	0,075	2 200	7	50	40	11,012	12,5	2,93	3,33	14,68	16,66	185	210	49,44
	Твердотопливный ускоритель F3S0 «Креветка»	Крошечный, Установленный радиально	150 (96,0)	0,875	0,155	2 200	7	50	90	512″> 26,512	30,0	3,22	3,65	17,1	19,35	190	215	47,44
	Твердотопливный ускоритель S2-17 «Жеребец»	Большой, Установленный радиально	9 000 (4 200,0)	70,00	10,00	2 200	10	50	8 000	1 515,217	1 700,0	2,16	2,43	15,15	17,0	205	230	6″> 79,6
	Твердотопливный ускоритель S2-33 «Тяжеловоз»	Большой, Установленный радиально	18 500 (8 660,0)	144,00	21,00	2 200	10	50	16 400	2 948,936	3 300,0	2,05	2,29	14,04	15,71	210	235	85,9

Обратите внимание

• Solid rocket booster on Wikipedia

Ссылки

современные вещества и перспективные разработки

Оторваться от Земли, набрать скорость, достаточную, чтобы выйти на орбиту – это требует колоссальных затрат топлива. Например, сухая масса ракеты «Союз» – это масса без учета топлива, чуть больше тридцати трех с половиной тонн. Но на старте общая масса ракеты – почти 308 тонн – только одиннадцать процентов от общей массы выходят в космос с полезной нагрузкой. Больше 270 тонн топлива сгорает, чтобы «Союз» преодолел притяжение.

Фото: Роскосмос

В материале «Научной России» о видах ракетного топлива, которые используют сегодня, и о перспективных разработках.

Твердое ракетное топливо

Сегодня дымный порох используют в основном в петардах, салютах и других пиротехнических изделиях, хотя изначально именно он был первым ракетным топливом. Одно из четырех великих китайских изобретений – по отдельным данным, смесь селитры, древесного угля и серы использовали в ракетах еще во втором веке нашей эры.

Твердотопливный двигатель

Изображение: Википедия

Твердое ракетное топливо – это вещество, или смесь веществ, которые способны гореть без доступа кислорода, при этом выделяя достаточно много газа. Среди достоинств твёрдотопливных двигателей называют относительную простоту в изготовлении и применении, отсутствие проблемы с утечками токсичных веществ, надежность и возможность долговременного хранения топлива. Недостатки таких двигателей – это невысокий удельный импульс, трудности в управлении тягой двигателя и его повторным запуском, высокий уровень вибраций при работе. Из-за недостатков твёрдотопливных двигателей, первыми в космос полетели именно ракеты с двигателями на жидком топливе, хотя, твердые горючие смеси были изобретены раньше. 

Твердотопливные ускорители использовали при запуске американских шаттлов – два таких устройства, длиной сорок пять с половиной метров и общей массой 1180 тонн разгоняли корабли и отделялись на высоте около сорока пяти километров примерно через две минуты после запуска: они спускались на парашютах и после заправки их использовали снова.

Современные твердые топлива – это смесь горючих веществ и окислителя. Для ракетостроения подходят многие, но большинство основаны на окислителях, которые способны взаимодействовать с разным горючим. Это могут быть перхлораты аммония, лития или калия. Или нитраты калия или аммония. Как горючее используют металлы, или их сплавы, например, алюминий, магний, литий и бериллий. Возможно использование и других материалов: полимеров или смол, как полиэтилен, каучук и битум.

Жидкое ракетное топливо

Жидкостные реактивные двигатели могут использовать в качестве топлива одно-, двух- и трёхкомпонентные смеси. У них высокий удельный импульс, их можно останавливать и повторно запускать, что важно при маневрировании в космосе, сами ракеты на жидкостных двигателях получаются легче. Но они сложнее устроены и дороже: система топливных баков, трубопроводов и насосов требует более тщательной подготовки и проверки в процессе сборки и перед запуском.  

Изображение жидкостного двигателя

Изображение: mbradio.ru

Элементы жидкого топлива – это горючее и окислитель. Они подаются из разных баков под давлением через форсунки и перемешиваются в камере сгорания. После воспламенения начинается процесс горения, которое продолжается, пока горючее и окислитель поступают в камеру. Керосин, водород, сжиженный для закачки в баки и азотно-водородное соединение гидразин – основные виды горючего для жидкостных ракетных двигателей. Если в качестве горючего используют керосин или водород, в качестве окислителя применяют сжиженный кислород. Если горючим выступает гидразин, то как окислитель используют четырехокись азота — N2O4.

Чище остальных горит водород – соединяясь с кислородом он выделяет только тепло и водяные пары. Керосин, который очищают, чтобы использовать как горючее, при сгорании выделяет угарный и углекислый газы.

Топливо жидкостных двигателей может быть и однокомпонентным. Из-за небольшого удельного импульса и меньшей эффективности такие виды менее популярны, чем двухкомпонентные смеси, но их отличает простота в конструкции двигателя. Однокомпонентное топливо – это жидкость, которая при взаимодействии с катализатором разлагается с образованием горячего газа. Это может быть гидразин, который разлагается на аммиак и азот, или концентрированный пероксид водорода, который образует перегретый водяной пар и кислород. В качестве катализатора может выступать, например, окись железа.

Топливо будущего

Химические ракетные топлива, и жидкие, и твердые, способны вывести космические аппараты на околоземные или лунные орбиты, но для дальних космических миссий их может быть недостаточно.

Одно из предложений, которое может решить проблему с дальними полетами – это ядерные двигатели. По расчетам, ядерный тепловой двигатель может доставить ракету на Марс всего за три месяца. Одна из американских компаний предложила использовать ядерный двигатель со сжиженным водородом в качестве рабочего тела. В такой системе реактор вырабатывает тепло из уранового топлива. Это тепло нагревает жидкий водород, который при расширении и создает тягу. Разработки ядерных ракетных двигателей начинались еще в пятидесятых годах, но пока ни один из таких аппаратов не был запущен.

А в марте 2021 года в Роскосмосе сообщили, что в 2025-2030 годах планируют испытать еще одну перспективную разработку – новые ионные двигатели мощностью от 200 Вт до 35 кВ. Ионные двигатели – это тип электрических ракетных двигателей, которые создают тягу на базе ионизированного газа, разогнанного до высоких скоростей в электрическом поле. Такие разработки уже используются в космических миссиях. Ионные двигатели отличаются малым расходом топлива и долгим временем работы.

Фото на главной странице: Роскосмос

По материалам из открытых источников

Твердотопливные ракетные двигатели — винты 0.0.0 документация

Твердотопливные ракетные двигатели хранят топливо в виде твердых частиц внутри камеры сгорания. Когда двигатель зажигается, поверхности порохового заряда сгорают и выделяют горячий газ, который выбрасывается из камеры через сопло для создания тяги.

Однако в большинстве твердотопливных двигателей отсутствует механизм управления давлением в камере и тягой во время полета. Скорее, давление в камере твердотопливного ракетного двигателя возникает из-за равновесия между образованием выхлопных газов при сгорании и выпуском выхлопных газов через сопло.

В оставшейся части этой страницы рассматриваются основы твердого топлива и демонстрируется использование proptools.solid для прогнозирования производительности твердотопливного двигателя.

Применение твердотопливных ракетных двигателей

По сравнению с жидкостными ракетными двигателями, твердотопливные двигатели механически проще, требуют меньше вспомогательного оборудования и меньше времени для подготовки к запуску и могут храниться в течение длительного времени загруженными и готовыми к запуску. Поэтому для большинства военных применений предпочтительнее твердотельные двигатели, которые могут запускаться с мобильных пусковых установок (например, тактические ракеты) или быть быстро готовыми к запуску после многих лет хранения (например, стратегические ракеты). Механическая простота твердотопливных двигателей также способствует их использованию в некоторых космических приложениях.

Компоненты топлива

Химические требования к твердому топливу

Твердое топливо содержит смесь горючего и окислителя. Это отличается от большинства других систем сгорания, в которых топливо и окислитель смешиваются только непосредственно перед сгоранием (например, двигатели внутреннего сгорания, горелки, двухкомпонентные жидкостные ракетные двигатели). Это создает химическую проблему: компоненты ракетного топлива должны энергично реагировать друг с другом, а также безопасно храниться и обрабатываться при смешивании. Ясно, что состав, который самовоспламеняется при смешивании, не имеет практической ценности в качестве хранимого твердого топлива. Топливо также не должно воспламеняться при воздействии механического удара, тепла или электростатических разрядов во время обращения. Говорят, что топливо, устойчивое к этим источникам случайного воспламенения, имеет низкую чувствительность. С химической точки зрения, низкая чувствительность примерно требует, чтобы реакция горения имела высокую энергию активации.

Еще одно различие между твердотопливными двигателями и большинством других устройств внутреннего сгорания заключается в том, что двигатель содержит все свое топливо в камере сгорания, а не постепенно впрыскивает его по мере сжигания. Это означает, что скорость расхода топлива определяется не дроссельной заслонкой или форсункой, а химической динамикой реакции сгорания. Топливо должно гореть со стабильной и предсказуемой скоростью. Наборы ингредиентов, которые реагируют очень быстро, могут быть полезны в качестве взрывчатых веществ, но не в качестве пропеллентов.

Таким образом, выбор ингредиентов должен производить твердое топливо, которое:

1. хранит большое количество химической потенциальной энергии и вступает в реакцию с выделением горячего газа для движения
2. устойчив к случайному воспламенению при производстве, хранении и обращении
3. горит со стабильной и предсказуемой скоростью

Композитное топливо на основе перхлората аммония

Композитное топливо на основе перхлората аммония (APCP) является наиболее часто используемой твердотопливной композицией в космических запусках (например, многоразовый твердотопливный ракетный двигатель космического корабля «Шаттл», двигатель серии Star компании Orbital ATK). APCP энергичен (до ~ 270 секунд удельного импульса), устойчив к случайному возгоранию и будет стабильно гореть в правильно спроектированном двигателе.

APCP содержит твердый окислитель (перхлорат аммония) и (необязательно) горючее в виде порошка металла, скрепленные резиноподобным связующим. Перхлорат аммония представляет собой кристаллическое твердое вещество, которое разделено на мелкие частицы (от 10 до 500 мкм) и диспергировано в пропелленте. При сгорании перхлорат аммония разлагается с образованием газа, богатого окислителями. Полимерная матрица, связующее вещество, связывает частицы окислителя вместе, придавая пороху механическую прочность. Связующее служит топливом, выделяя при сгорании пары углеводородов. Дополнительное топливо может быть добавлено в виде раскаленного металлического порошка, диспергированного в связующем.

Композитное топливо состоит из кристаллических частиц окислителя и, возможно, порошка металлического топлива, диспергированных в полимерном связующем.

Процесс горения

Процесс горения составного топлива состоит из многих стадий, а структура пламени сложна. Хотя топливо является твердым, важные реакции, включая сгорание топлива с окислителем, происходят в газовой фазе. Набор языков пламени парит над поверхностью горящего топлива. Это пламя передает тепло поверхности топлива, заставляя его твердые компоненты разлагаться на газы. Газообразные продукты разложения содержат пары топлива и окислители, которые снабжают пламя реагентами.

Важно отметить, что процесс горения содержит петлю обратной связи. Тепло от пламени испаряет поверхность, а пар с поверхности обеспечивает топливо и окислитель для пламени. Скорость, с которой протекает этот процесс, зависит от химической кинетики, массообмена и теплообмена в зоне горения. Важно отметить, что скорость обратной связи зависит от давления. Как мы увидим в следующем разделе, скорость сгорания топлива определяет давление в камере и тягу твердотопливного двигателя.

Типичная структура пламени при сгорании составного топлива. Тепло от пламени разлагает перхлорат аммония и связующее вещество, которые, в свою очередь, подают в пламя окисляющие (AP) и горючие (связующие) газы.

Влияние давления на скорость горения

Описанная выше структура пламени заставляет порох сгорать быстрее при более высоких давлениях. При более высоких давлениях газовая фаза более плотная, что приводит к более быстрому протеканию реакций и диффузии. Это перемещает структуру пламени ближе к поверхности. Ближе пламя и более плотная проводящая среда усиливают передачу тепла к поверхности, что способствует большему разложению, увеличивая скорость горения. 9n\]

\(r\) скорость регрессии поверхности, выраженная в единицах скорости. \(a\) — коэффициент скорости горения, который имеет единицы [скорость (давление) ^-n ]. \(n\) — безразмерный показатель степени сжигания. Параметры модели \(a, n\) должны определяться опытами по горению топлива.

Внутренняя баллистика двигателя

Изучение сгорания топлива и гидродинамики в ракетном двигателе называется внутренней баллистикой. Внутреннюю баллистику можно использовать для оценки давления в камере и тяги двигателя.

Равновесное давление в камере

Давление в рабочей камере твердотопливного двигателя устанавливается равновесием между образованием выхлопных газов при сгорании и выпуском выхлопных газов через сопло.
Давление в камере твердотопливного двигателя связано с массой продуктов сгорания в камере по закону идеального газа:

\[p_c = m R T_c \frac{1}{V_c}\]

где \(R \) — удельная газовая постоянная дымовых газов в камере, \(T_c\) — их температура, \(V_c\) — объем камеры. Масса газа добавляется в камеру за счет сжигания топлива, и масса вытекает из камеры через сопло. Скорость изменения массы газа в камере: 9*}\]

Скорость поступления газа от сжигания:

\[\dot{m}_{сгорание} = A_b \rho_s r(p_c)\]

где :math:’A_b’ это сжигание площадь пороха, \(\rho_s\) — плотность твердого топлива, а \(r(p_c)\) — скорость горения (зависит от давления в камере).

При равновесном давлении в камере, когда скорости притока и оттока равны:

\[\frac{d m}{d t} = \dot{m}_{горение} — \dot{m}_{сопло} = 0 \]

\[A_b \rho_s r(p_c) = \frac{p_c A_t}{c^*}\] 9{\frac{1}{1 — n}}\]

Рассмотрим пример двигателя. Двигатель работает на относительно медленно горящем топливе со следующими характеристиками:

• Степень горения 0,5 и скорость горения 2,54 мм с ^-1 при 6,9 МПа
• Коэффициент удельной теплоемкости 1,26
• Характеристическая скорость 1209 м с ^-1
• Твердая плотность 1510 кг·м ^-3

Двигатель имеет площадь горения 1,25 м ² и площадь горловины 839мм ² (диаметр 33 мм).

Постройте график зависимости массового расхода воздуха при сгорании и сопле от давления:

 """Изобразите равновесие давления в камере твердотопливного двигателя."""
из matplotlib импортировать pyplot как plt
импортировать numpy как np
p_c = np.linspace(1e6, 10e6) # Давление в камере [единицы измерения: паскаль].
# Пропеллентные свойства
gamma = 1,26 # Коэффициент удельной теплоемкости выхлопных газов [единицы: безразмерные].
rho_solid = 1510. # Плотность твердого топлива [единицы измерения: килограмм-метр**-3]. 
n = 0,5 # Показатель скорости горения пороха [единицы: безразмерные].
а = 2,54е-3 * (6,9e6)**(-n) # Коэффициент скорости горения такой, что порох
# сгорает при 2,54 мм с**-1 при 6,9 МПа [единицы: метр-секунда**-1 паскаль**-n].
c_star = 1209. # Характеристическая скорость [единицы измерения: метр в секунду**-1].
# Геометрия двигателя
A_t = 839e-6 # Площадь горла [единицы измерения: метр**2].
A_b = 1,25 # Площадь ожога [единицы измерения: метр**2].
# Рассчитать массовый расход сопла при каждом давлении в камере.
# [единицы: килограмм-секунда**-1].
m_dot_nozzle = p_c * A_t / c_star
# Рассчитайте скорость добавления массы сгорания при каждом давлении в камере.
# [единицы: килограмм-секунда**-1].
m_dot_combustion = A_b * rho_solid * a * p_c**n
# График массовых ставок
plt.plot(p_c * 1e-6, m_dot_nozzle, label='Сопло')
plt.plot(p_c * 1e-6, m_dot_combustion, label='Горение')
plt.xlabel('Давление в камере [МПа]')
plt.ylabel('Скорость массы [кг/с]')
# Найдите, где массовые скорости равны (например, равновесие). 
i_equil = np.argmin (абс (m_dot_combustion - m_dot_nozzle))
m_dot_equil = m_dot_nozzle[i_equil]
p_c_equil = p_c[i_equil]
# Постройте точку равновесия.
plt.scatter(p_c_equil * 1e-6, m_dot_equil, маркер='o', цвет='черный', метка='Равновесие')
plt.axvline(x=p_c_equil * 1e-6, цвет='серый', стиль линии='--')
plt.title('Давление в камере: устойчивое равновесие, $n =$ {:.1f}'.format(n))
plt.legend()
plt.show()
 

(Исходный код, png, Hires.png, pdf)

Массовый расход сопла и горения равен 6,9 МПа: это равновесное давление двигателя. Это равновесие стабильно:

• При более низких давлениях скорость добавления массы сгорания выше, чем скорость истечения сопла, поэтому масса газа в камере увеличится, а давление поднимется до равновесного значения.
• При более высоких давлениях скорость добавления массы сгорания ниже, чем скорость истечения сопла, поэтому масса газа в камере уменьшится, а давление упадет до равновесного значения.

В общем случае стабильное равновесное давление будет существовать для порохов с \(n < 1\) (т. е. скорость горения сублинейна по давлению).

Мы можем использовать винтовые инструменты, чтобы быстро найти давление в камере и тягу примера двигателя:

 """Найти давление в камере и тягу твердотопливного двигателя."""
from proptools импортный твердый, сопло
# Пропеллентные свойства
gamma = 1,26 # Коэффициент удельной теплоемкости выхлопных газов [единицы: безразмерные].
rho_solid = 1510. # Плотность твердого топлива [единицы измерения: килограмм-метр**-3].
n = 0,5 # Показатель скорости горения пороха [единицы: безразмерные].
а = 2,54е-3 * (6,9e6)**(-n) # Коэффициент скорости горения такой, что порох
# сгорает при 2,54 мм с**-1 при 6,9 МПа [единицы: метр-секунда**-1 паскаль**-n].
c_star = 1209. # Характеристическая скорость [единицы измерения: метр в секунду**-1].
# Геометрия двигателя
A_t = 839e-6 # Площадь горла [единицы измерения: метр**2].
A_b = 1,25 # Площадь ожога [единицы измерения: метр**2].
# Давление на выходе из сопла [единицы: паскаль].
p_e = 101e3
# Вычислить давление в камере [единицы: паскаль]. 
p_c = solid.chamber_pressure(A_b / A_t, a, n, rho_solid, c_star)
# Вычислить тягу на уровне моря [единицы измерения: ньютон].
F = сопло.тяга (A_t, p_c, p_e, гамма)
print 'Давление в камере = {:.1f} МПа'.format(p_c * 1e-6)
print 'Тяга (уровень моря) = {:.1f} кН'.format(F * 1e-3)
 

 Давление в камере = 6,9 МПа
Тяга (уровень моря) = 9,1 кН
 

Эволюция площади горения и кривые тяги

В большинстве геометрий пороховых частиц площадь горения пороховых частиц изменяется по мере продвижения фронта пламени и расхода пороха. Это изменение площади горения вызывает изменение давления в камере и тяги во время горения. Изменение тяги (или давления в камере) во времени называется кривой тяги. Кривые тяги классифицируются как регрессивные (убывающие со временем), нейтральные и прогрессивные (возрастающие со временем).

Если мы знаем, как площадь горения \(A_b\) зависит от расстояния продвижения фронта пламени \(x\), мы можем использовать пропеллеров для прогнозирования кривой тяги. Например, рассмотрим цилиндрический метательный элемент с полым круглым сердечником. Радиус ядра \(r_{in}\) составляет 0,15 м, внешний радиус \(r_{out}\) составляет 0,20 м, а длина \(L\) составляет 1,0 м. Площадь горения определяется по формуле:

\[A_b(x) = 2 \pi (r_{in} + x) L\]

Размеры примера цилиндрической пороховой дроби.

Предположим, что свойства топлива такие же, как и в предыдущем примере. Площадь горловины сопла по-прежнему составляет 839 мм ² , а коэффициент площади расширения сопла равен 8.
из matplotlib импортировать pyplot как plt
импортировать numpy как np
из proptools импортировать твердое тело
# Геометрия зерна (Clinder с круглым отверстием)
r_in = 0.15 # Внутренний радиус зерна [единицы измерения: метр].
r_out = 0.20 # Внешний радиус зерна [единицы измерения: метр].
length = 1.0 # Длина зерна [единицы измерения: метр].
# Пропеллентные свойства
gamma = 1,26 # Коэффициент удельной теплоемкости выхлопных газов [единицы: безразмерные].
rho_solid = 1510. # Плотность твердого топлива [единицы измерения: килограмм-метр**-3].
n = 0,5 # Показатель скорости горения пороха [единицы: безразмерные].
а = 2,54е-3 * (6,9e6)**(-n) # Коэффициент скорости горения такой, что порох
# сгорает при 2,54 мм с**-1 при 6,9 МПа [единицы: метр-секунда**-1 паскаль**-n].
c_star = 1209. # Характеристическая скорость [единицы измерения: метр в секунду**-1].
# Геометрия сопла
A_t = 839e-6 # Площадь горла [единицы измерения: метр**2].
A_e = 8 * A_t # Зона выхода [единицы измерения: метр**2].
p_a = 101e3 # Давление окружающей среды во время запуска двигателя [единицы: паскаль].
# Эволюция поверхности горения
x = np.linspace(0, r_out — r_in) # Шаги продвижения фронта пламени [единицы: метр].
A_b = 2 * np.pi * (r_in + x) * длина # Площадь горения на каждом шаге распространения пламени [единицы: метр**2].
# Рассчитать кривую тяги.
t, p_c, F = solid.thrust_curve(A_b, x, A_t, A_e, p_a, a, n, rho_solid, c_star, гамма)
# Результаты графика.
ax1 = plt.subplot (2, 1, 1)
plt. plot(t, p_c * 1e-6)
plt.ylabel(‘Давление в камере [МПа]’)
ax2 = plt.subplot (2, 1, 2)
plt.plot(t, F * 1e-3)
plt.ylabel(‘Тяга, уровень моря [кН]’)
plt.xlabel(‘Время [с]’)
plt.setp(ax1.get_xticklabels(), visible=False)
plt.tight_layout()
plt.subplots_adjust (hspace = 0)
plt.show()

(Исходный код, png, нанимает.png, pdf)

Обратите внимание, что давление и тяга увеличиваются со временем (кривая тяги прогрессивна). Это зерно имеет прогрессивную кривую тяги, потому что площадь горения увеличивается с \(х\) по мере того, как фронт пламени движется наружу от начального ядра.

Разработчики цельнолитых двигателей разработали широкий спектр геометрии зерна для получения различных кривых тяги.

Различные зерна и их кривые тяги. Перепечатано со страницы ракетной техники Ричарда Накки.

Некоторые важные советские твердотопливные ракеты

Некоторые важные советские твердотопливные ракеты

Некоторые важные советские твердотопливные ракеты Norbert Brgge, Германия Содержание: РТ-1 Баллистическая ракета Р-30 (Булава) БРПЛ  В-400 (Даль) ЗУР/ПРО 9М71 (Темп) Тактическая ракета РТ-2 Р-31  В-600/601 (Нева, Печора) 9М76 (Темп-С) РТ-15 Р-39 В-750 (Двина, Десна) 9М79 (Точка) РТ-15М БРПЛ Р-39УТТХ В-755 (Волхов) 9М714 (Ока) РТ-20 Баллистическая ракета 5В61 (Галоша) ПРО/ЗРК В-759 (5Я23) 9М723 (Искандер) РТ-21 (Темп-2С) 51T6 (Горгона) В-860. .880 (Ангара,Вега,Дубна)   РСД-10 (Пионер) 5Я26 (Газель) В-1000 (Ленинград) Украинский Гром РТ-2ПМ (Тополь) 5Я27 (В-825)   ЛЯГУШКА РТ-2ПМ2 (Тополь-М) ШБ32 (В-80)       РТ-23 3М8 (Круг) Сложный Д-6   проект БРПЛ   LRBM РТ-1 (8К95) и РТ-1М (8К95М) РТ-1 задний Запуск РТ-1М РТ-1 РТ-1 и РТ-1М (RT = RocketSolid на русском языке) были первыми крупными советскими твердыми телами. реактивные баллистические ракеты. Он был разработан и испытан в 1959-1963 гг. но производство не производилось из-за его плохой работы.  РТ-1 этап 1 этап 2 этап 3 Диаметр м 1,60 (4 шт. ) 1,50 (4 шт.) 1,50 (4 шт.) Масса тонн Топливо тонн Конструкция двигателя. (форсунки) ? (4) ? (4)  ? (4) Тяга (с.л.) кН 980,7 — — Тяга (вакуум) кН ? 500. 1 245.2 Исп (с.л.) Ns/кг 2000 — — Исп (вакуум) Ns/кг ? 2187 ? Время горения сек 30 30 42   РТ-1М   этап 1 этап 2 этап 3 Диаметр м 1,60 (4 шт. ) 1,50 (4 шт.) 1,40 (1) Масса тонн Пропеллент тонн Конструкция двигателя. (форсунки)  ? (4)  ? (4) ? (4) Тяга (с.л.) кН — — Тяга (вакуум) кН Исп (с. л.) Ns/кг — — Исп (вакуум) Ns/кг Время горения сек РТ-1М БРПЛ Комплекс Д-6 проект Комплекс Д-6 трехступенчатый тип; никогда выполнен (макет) LRBM РТ-2 и РТ-2П (8K98 и 8K98P) Ракета РТ-2П РТ-2П вторая + третья ступени Третья ступень Двигатель второй ступени РТ-2 РТ-2   с тег 1 этап 2 этап 3 Диаметр м 1,84 1. 48 0,98 Масса тонн 34.50 9.60 3,50 Топливо тонн 30. 67 ~8.30 ~2,70 Конструкция двигателя. (форсунки) 15Д23 (4) 15Д24 (4) 15Д94 (4) Тяга (с.л.) кН 812 — — Тяга (вакуум) кН ? 431,5 215,7 Исп (с. л.) Ns/кг ? — — Исп (вакуум) Ns/кг ? ? ? Время горения сек 75 60 30 РТ-2П этап 1 этап 2 этап 3 Диаметр м 1,84 1. 49 1,06 Масса тонн 34.55 11.28 4,64 Топливо тонн 30. 80 9,78 3,60 Конструкция двигателя. (форсунки) 15Д23П (4) 15Д24П (4) ? (4) Тяга (с.л.) кН 980,7 — — Тяга (вакуум) кН ? 437. 4 176,5 Исп (с.л.) Ns/кг ? — — Исп (вакуум) Ns/кг ? ? ? Время горения сек 75. 4 60,6 49 МБР РТ-15 (8К96) 77777777 РТ-15   с тег 1 этап 2 Диаметр м 1,48 (1,84) 0,98 Масса тонн Топливо тонн ~9,9 ~2,5 Конструкция двигателя. (форсунки) 15Д24 (4) 15Д94 (4) Тяга (с.л.) кН 383.0 — Тяга (вакуум) кН 431,5 215,7 Исп (с. л.) Ns/кг 2324 — Исп (вакуум) Ns/кг 2618 2658 Время горения сек 60 30 БРПЛ РТ-15М (РСМ-25)   БРПЛ РТ-15М разработана в КБ «Арсенал» (Тюрин) и не имеет отношения на РТ-2 или РТ-15 ! Двухступенчатая БРПЛ РТ-15М комплекса Д-7 Никогда не использовался (отменено 1964) БРПЛ РТ-15М (с газогенератором для запуска)   МБР РТ-20 (8К99) РТ-20   с тег 1 этап 2 Диаметр м 1,60 1,60 Масса тонн 19. 15 9.80 Топливо твердый НДМГ/N2O4 тонн 16.70 8.90 Конструкция двигателя. (форсунки) 15Д151 (4) РД-857 (1) Тяга (с.л.) кН 600 — Тяга (вакуум) кН 647 137,3 Исп (с. л.) Ns/кг ? — Исп (вакуум) Ns/кг 2550 3231 Время горения сек 65 234 LRBM РТ-21 Темп-2С (15Ж52) Темп-2С   с тег 1 этап 2 этап 3 Диаметр м 1,79 1. 47 1,34 ? Масса тонн 26,7 8,63 Топливо тонн Конструкция двигателя. (форсунки) ? (1) ? (1) ? (1) Тяга (с.л.) кН — — Тяга (вакуум) кН — Исп (с. л.) Ns/кг — — Исп (вакуум) Ns/кг — Время горения сек   МБР РСД-10 (15Ж55, Пионер) РСД-10   этап 1 этап 2 Диаметр м 1,79 1. 47 Масса тонн 26.70 8,63 Топливо тонн ? ? Конструкция двигателя. (форсунки) ? (1) ? (1) Тяга (с.л.) кН ? — Тяга (вакуум) кН ? ? Исп (с. л.) Ns/кг ? — Исп (вакуум) Ns/кг ? ? Время горения сек 63 БРСД РТ-2ПМ (15Ж58, Тополь) Первая ступень и третья ступень РТ-2ПМ   с тег 1 этап 2 этап 3 Диаметр м 1,79 1,55 1,34 Масса тонн Топливо тонн Конструкция двигателя. (форсунки) ?  ? ? Тяга (с.л.) кН Тяга (вакуум) кН Исп (с. л.) Ns/кг Исп (вакуум) Ns/кг Время горения сек Второй этап LRBM РТ-2ПМ2 (15Ж65, Тополь-М) РТ-2ПМ   с тег 1 этап 2 этап 3 Диаметр м 1,79 Масса тонн Топливо тонн Конструкция двигателя. (форсунки) ? ? ? Тяга (с.л.) кН Тяга (вакуум) кН Исп (с. л.) Ns/кг Исп (вакуум) Ns/кг Время горения сек LRBM РТ-23 и РТ-23У (15Ж60) РТ-23У Старт РТ-23У Двигатель первой ступени РТ-23У 15Д305 Двигатель первой ступени РТ-23 15Д206 РТ-23 этап 1 этап 2 этап 3 Диаметр м 2. 40 2.40 2.40 Масса тонн Топливо тонн Конструкция двигателя. (форсунки) 15D 206 ? ? Тяга (с.л.) кН 2 157 — — Тяга (вакуум) кН 2 354 ? ? Исп (с. л.) Нс/кг Исп (вакуум) Нс/кг Время горения сек Общий импульс (вакуум) МН*сек   РТ-23У этап 1 этап 2 этап 3 Диаметр м 2. 40 2.40 2.40 Масса тонн Топливо тонн Конструкция двигателя. (форсунки) 15Д305   15D339 ? Тяга (с.л.) кН 2 746 — — Тяга (вакуум) кН 3040 1 471 ? Исп (с. л.) Ns/кг Исп (вакуум) Ns/кг Время горения сек Общий импульс (вакуум) МН*сек Двигатель второй ступени РТ-23У 15Д339 Двигатель третьей ступени РТ-23У БРПЛ Р-30 (Булава)   Р-30   этап 1 этап 2 этап 3 Диаметр м 2,00 2,00 2,00 Масса тонн 18,6 17. 05 Топливо тонн Конструкция двигателя. (форсунки) ? (1) ? (1) ? (1) Тяга (с. л.) кН ? — — Тяга (вакуум) кН ? ? ? Исп (с. л.) Ns/кг ? — — Исп (вакуум) Ns/кг ? ? ? Время горения сек   Двигатель второй ступени Булава   БРПЛ Р-31 (РСМ-45) Р-31 этап 1 этап 2 ПБВ Диаметр м 1,54 1,54 Масса тонн 15. 76 6.28 Топливо тонн 14.16 5.70 Конструкция двигателя. (форсунки) 3Д17 (4) ? (1) ? (4) Тяга (с. л.) кН Тяга (вакуум) кН 578,6 233.4 4 х 58,8 Исп (с. л.) Ns/кг Исп (вакуум) Ns/кг 2638 2741 Время горения сек 84 74 95. ..120 Первая ступень с двигателем с четырьмя форсунками Вторая ступень БРПЛ Р-39 и Р-39УТТХ (РСМ-52)   Р-39 с тег 1 этап 2 этап 3 Диаметр м 2. 40 Масса тонн Топливо тонн Конструкция двигателя. (форсунки) ? (1) ? (1) ? (1) Тяга (с.л.) кН Тяга (вакуум) кН Исп (с. л.) Ns/кг Исп (вакуум) Ns/кг Время горения сек     Р-39УТТХ с тег 1 этап 2 этап 3 Диаметр м 2. 40 Масса тонн Топливо тонн Конструкция двигателя. (форсунки) ? (1) ? (1) ? (1) Тяга (с.л.) кН Тяга (вакуум) кН Исп (с. л.) Ns/кг Исп (вакуум) Ns/кг Время горения сек   Р-39

АВМ	5В61 (ГАЛОШ)
Общая длина: 19,8 метра Общая стартовая масса: 32 700 кг 90 178 Максимальная дальность: 350 километров Высота полета: 120 километров Бустер Двигатель: Четыре кустовых твердотопливных ускорителя РДТТ 5С47 Длина ускорителя: 7,9 метра Диаметр бустера: 2,57 метра Стартовая масса ракеты-носителя: 15 000 кг Длина перехватчика: ~11,9 метра Стартовая масса перехватчика: 15 тонн Перехватчик Маршевый двигатель: Однокамерный двигатель на жидком топливе 5D22 *. Тяга: 131,4 кН. Пропеллент: НДМГ/N2O4. Двигатель рулевого управления интерцептора: Четырехкамерный двигатель на жидком топливе 5D18 *. * Двигатели 5Д22 и 5Д18 аналогичны 15Д13 и 15Д14 двигатели на УР-100 МБР .
ПРО	51T6 (ГОРГОН)
Общая длина: ~19,9 м Общая стартовая масса: 00000 кг Максимальная дальность: 90 000 километров Высота полета: 000 километров Бустер Двигатель: Один твердотопливный двигатель РДТТ Длина ускорителя: ~8,00 м Диаметр бустера: ~1,80 метра Стартовая масса ракеты-носителя: 30 тонн Перехватчик Длина: ~11,9 метра Стартовая масса перехватчика: 15 тонн Перехватчик Маршевый двигатель: Однокамерный двигатель на жидком топливе 5Д22 *. Тяга: 131,4 кН. Пропеллент: НДМГ/N2O4. Двигатель рулевого управления интерцептора: Четырехкамерный двигатель на жидком топливе 5D18 *. * Двигатели 5Д22 и 5Д18 аналогичны 15Д13 и 15Д14 двигатели УР-100 МБР .	51Т6 АВМ без двигателей
	Перехватчик + ступень повышения
	Перехватчик без двигателя
	Хвост ступени наддува
АВМ	53Т6/5Я26 (ГАЗЕЛЬ)
Общая длина: ~9,0 м Общая стартовая масса: 00 000 кг Максимальная дальность: 90 000 километров Высота полета: 000 000 километров Ракетный двигатель: один твердотопливный двигатель РДТТ 5С73 Бустер Длина: ~5,5 м Максимум. бустер Диаметр: 1,30 метра Стартовая масса ракеты-носителя: 00 000 кг Длина перехватчика: ~3,5 метра Стартовая масса перехватчика: 4 тонны
Аналог китайской ПРО «Фэньцзи» с добавленным ускорителем. (Л-СпаБ-140А?)
АВМ	5Я27 (В-825)
Комбинезон Длина: ~18,0 метров Общая стартовая масса: 18 тонн Максимальная дальность: 90 000 километров Высота полета: 000 километров Бустер Двигатель: один твердотопливный двигатель РДТТ 5С24 . Бустер Длина: ~9,0 м Диаметр бустера: 1,30 метра Стартовая масса ракеты-носителя: 14 тонн Перехватчик Длина: ~9,0 м (аналог 53Т6/5Я26 ГАЗЕЛЬ ?) Стартовая масса перехватчика: 4 тонны Перехватчик Маршевый двигатель: РДТТ РДТТ 5С73 (?)

АВМ	В-1000 (Ленинград)

Бустер двигателя Картуков ПРД-70 ?

ЗУР (С-25, преемник)

В-80 (ШБ32)

Источник: http://pvo. guns.ru/s25/shb32.htm

ЗУР/ПРО (С-50)

В-400 (5В11, Даль)

	Слева: Двигатель второй ступени Dalh РД-0200 (бывший С2.1200) Справа: Двигатель третьей ступени РД-0201 (бывший С2.1201) для В-1100 пр.
Бустер В-400 использовал Картуков ПРД-70 мотор

САМ (СА-75)

В-750 (Двина, Десна)

Двина Десна	Система Имя Заводской код Военный код   СА-75 Двина В-750 1Д   В-750В 11Д   В-750ВК   В-750ВМ 11ДМ   11ДУ   11ДА   С-75 Десна В-750ВН 13Д   13ДА     Волга В-760 15Д ядерная ВХ
Форсунка Двина	Двина задняя
Насадка Десна отличается от Двины	Бустер Десна

ЗУР (С-75М)

В-755 (Волхов)

	Система Имя Заводской код Военный код С-75М Волхов В-755 20Д 20ДП 20ДА В-755ОВ 20ДО В-755У 20ДС 20ДСУ 20ДУ С-75М2 5Я23 В-759 5В23 Волга-М В-760В 5В29 ядерный WH

ЗРК (С-75М)

В-759 (5Я23)

ЗУР (С-125)

V-600 и В-601 (Нева, Печора)

Движитель (5В24): На первой ступени использовалась твердотопливная ракетная установка Картуков ПРД-36 . с продолжительностью горения 2-4 сек. В этой конструкции использовалось 14 стволов твердого топлива НМФ-3К. и горло переменного сечения. На второй ступени использовался маршевый твердотопливный двигатель 5Б83 , сконструированный со стальным цилиндрическим корпусом диаметром 375 мм и заполненным нитроцеллюлозой НМ-4Ш на основе метательного заряда, в кольцевом расположении.	В-600 Нева 5В24 меньше WH Нева-М Нева-М1 В-601 Печора 5В27 больше WH Печора-2 Печора-2М Печора-2Т Печора-2ТМ
В-600 Нева	В-601 Печора

ЗУР (С-200)

В-860. .. В-880 и 5В25В (Ангара, Вега, Дубна)

	Система Название ракеты Код ракеты Примечание С-200А Ангара В-860 (ПА) С-200В Вега В-860ПВ Вега В-870 новый твердотопливный двигатель С-200ВМ Вега-М В-880 (М) С-200ВЭ Вега-Э В-880Е экспортная версия С-200Д Дубна 5В25В ядерный WH
Гиперзвуковой ГПВРД «Холод»

ЗУР/ПРО	Гиперзвуковой 3М8 ГПВРД (Круг)
Ракеты запускаются с помощью из четырех твердотопливных ракетных двигателей, закрепленных снаружи массивного ракета. После того, как они сгорели и ракета поднялась в воздух, она запускает ракету на жидком топливе. ГПВРД маршевый турбодвигатель Ракета «Новатор 3М8» — это Керосиновая ракета с прямоточным воздушно-реактивным двигателем с турбонасосом изопропилнитрата с внутренней тягой.

Тактическая ракета

9M71 (температура)

Тактическая ракета

9М76 (ТР-1, Темп-С)

9М76 (Темп-С)   с этап 1 сцена 2 Диаметр м 1. 01 1.01 Масса тонн Топливо тонн Конструкция двигателя. (форсунки) ? (4) ? (4) Тяга (с. л.) кН 167 Тяга (вакуум) кН — — Исп (с.л.) Ns/кг Исп (вакуум) Ns/кг — — Время горения сек

Тактическая ракета

9М79 и 9М79М (Точка)

	9М79   двигатель Длина м Диаметр м 0,65 Масса тонн 0,926 Топливо тонн 0,790 Конструкция двигателя. (форсунки) ? (1) Тяга (с.л.) кН 96.0 Тяга (вакуум) кН — Исп (с.л.) Ns/кг 2314 Исп (вакуум) Ns/кг — Время горения сек 19

Тактическая ракета

9М714 (Ока)

9М79   двигатель Длина м Диаметр м 0,89 Масса тонн Топливо тонн Конструкция двигателя. (форсунки) ? (4) Тяга (с.л.) кН Тяга (вакуум) кН — Исп (с.л.) Ns/кг Исп (вакуум) Ns/кг — Время горения сек

Тактическая ракета

9М723 (Искандер)

9М79   двигатель Длина м 7. 28 Диаметр м 0,91 Масса тонн Топливо тонн Конструкция двигателя. (форсунки) ? (1) Тяга (с.л.) кН Тяга (вакуум) кН — Исп (с. л.) Ns/кг Исп (вакуум) Нс/кг — Время горения сек

Тактическая ракета	Украинский «Гром»
Гром   двигатель Длина м 7,28 ? Диаметр м 0,91 ? Масса тонн 3. 153 Топливо тонн ~2,650 Конструкция двигателя. (форсунки) ? (1) Тяга (с.л.) кН 1 71,6 Тяга (вакуум) кН — Исп (с. л.) Ns/кг 2589 Исп (вакуум) Ns/кг — Время горения сек ~40

Тактическая ракета

«ЛЯГУШКА»

ЛЯГУШКА-1 ЛЯГУШКА-2 ЛЯГУШКА-3 ЛЯГУШКА-4 ЛЯГУШКА-5   ЛЯГУШКА-6 ЛЯГУШКА-7 ЛЯГУШКА-7б	ЛЯГУШКА-1 3R2 Филин Диаметр 0,612 м 3R3   3R4 ЛЯГУШКА-2 3R1 Марс Диаметр 0,324 м 3R5 Марс? 3R6 3R7 3R8 ЛЯГУШКА-3 3R9 Луна Диаметр 0,415 м ЛЯГУШКА-4 ? ЛЯГУШКА-5 3R10 ЛЯГУШКА-6 3R11 ЛЯГУШКА-7 9М21 Луна-М Диаметр 0,544 м ЛЯГУШКА-7b 9М25 (?)
Двигатель второй ступени FROG	ЛЯГУШКА-7b
ЛЯГУШКА-7b	Система запуска и главный двигатель
ЛЯГУШКА-7	Иракская FROG-7

7

После слияния Northrop и Orbital бизнес твердотопливных двигателей Aerojet балансирует на грани

Первоначально эта статья была опубликована в выпуске журнала SpaceNews от 25 июня 2018 года.

Во время холодной войны Пентагон закупил твердотопливные двигатели для межконтинентальных баллистических ракет, которых хватило бы семи поставщикам. Спрос на твердотопливные двигатели рухнул в 1990-х годов и упала еще больше после того, как НАСА отказалось от использования космических челноков.

В настоящее время технически две компании все еще производят большие твердотопливные ракеты для военных межконтинентальных баллистических ракет — Aerojet Rocketdyne и Northrop Grumman Innovation Systems, которые поглотили Orbital ATK в рамках сделки, заключенной 6 июня. Однако отрасль готова стать монополией, поскольку Крупный бизнес твердотопливных двигателей Aerojet находится на не очень твердой почве.

В то время как у обеих компаний есть исправные производственные линии для твердотопливных ракет для тактических ракет, если Aerojet не получит новых заказов, Northrop может в конечном итоге стать единственным поставщиком Пентагона больших твердотопливных ракетных двигателей, обычно определяемых как двигатели диаметром более 1 метра.

Пентагон отметил эту проблему как вызывающую озабоченность в своем Ежегодном отчете о промышленных возможностях Конгрессу за 2017 год . «В самое ближайшее время все крупные СРМ для стратегических ракет и космических запусков будут производиться компанией Orbital ATK», — говорится в сообщении. Среди этих мощных двигателей — твердотопливные ракетные ускорители, созданные на базе космических челноков, которые теперь будут строиться компанией Northrop для ракеты большой грузоподъемности NASA Space Launch System.

Aerojet поддерживает линию по производству накладных ускорителей для космических ракет-носителей United Launch Alliance Atlas 5 и небольшие контракты на разработку в рамках программы наземного стратегического сдерживания ВВС (GBDS), которая в настоящее время находится в процессе конкурентного выбора между Northrop Grumman и Boeing. .

Техник устанавливает один из более чем 900 слоев изоляции на внутренний диаметр корпуса сегмента бустера SLS. Компания Northrop Grumman Innovation Systems, недавно приобретшая компанию Orbital ATK, становится ведущим поставщиком твердотопливных двигателей для НАСА. Фото: Orbital ATK

Победитель программы GBSD стоимостью 85 миллиардов долларов произведет сотни межконтинентальных баллистических ракет для замены устаревших ядерных ракет Minuteman 3.

Бизнес Atlas 5 компании Aerojet закрывается, поскольку в 2015 году ULA выбрала ракеты-носители Orbital ATK для будущих полетов Atlas и для своей ракеты-носителя Vulcan следующего поколения. Aerojet закрывает свой крупный завод по производству SRM в Сакраменто, штат Калифорния, и планирует воссоздать линию на своем предприятии в Камдене, штат Арканзас. «Но они могут этого и не делать, если они не являются частью команды-победителя GBSD, создавшей хотя бы одну ступень SRM», — говорится в отчете Пентагона. «Потенциально это оставляет Соединенным Штатам одного крупного поставщика SRM, что может привести к увеличению затрат из-за отсутствия конкуренции, снижению внутренних исследований и разработок и риску нарушения поставок в случае катастрофической аварии».

Отраслевой консультант Лорен Томпсон, главный операционный директор Лексингтонского института — аналитического центра, финансируемого крупными оборонными подрядчиками, включая Aerojet Rocketdyne, — сообщил, что Aerojet оценивает возможные инвестиции в размере 70 миллионов долларов в завод в Камдене для увеличения производства больших твердотопливных двигателей.

«Теперь у Камдена есть возможность производить всего полдюжины твердотопливных двигателей в год», — сказал он. «Вопрос в том, будут ли они инвестировать дальше. И они не собираются делать инвестиции, если не будут играть роль в замене Минитмена».

Суть Aerojet в том, что 30 процентов работы GBSD необходимо, чтобы оставаться жизнеспособным поставщиком. Для всей программы потребуется 650 двигателей только первой ступени. Каждая ракета будет иметь три ступени. «GBSD будет стимулировать спрос на SRM как минимум в ближайшие десять лет», — сказал Томпсон. «Если Aerojet не играет никакой роли, она не работает».

Вопрос о том, имеет ли смысл финансировать двух поставщиков твердотопливных двигателей для программы GBSD, будет обсуждаться ВВС с Boeing и Northrop Grumman. До сих пор ВВС не разрешили двум премьерам GBSD заключить эксклюзивное соглашение ни с одним из поставщиков SRM.

«Любые рекомендации по количеству поставщиков, необходимых для твердотопливных двигателей для межконтинентальных баллистических ракет наземного стратегического сдерживания, будут рассмотрены в запросе предложений для нашего контракта на разработку и производство», — заявила SpaceNews представитель ВВС майор Эмили Грабовски. .

Запрос предложений планируется выпустить летом 2019 года. «Каждый генеральный подрядчик GBSD сосредоточен на предложении решения для достижения целей правительства в отношении недорогой системы вооружения с низким уровнем риска», — сказал Грабовски. Программный офис GBSD «этим летом оценит стоимость и возможности обоих главных подрядчиков».

Ситуация усложнилась, когда прошлой осенью Northrop Grumman объявила о намерении приобрести Orbital ATK. Должностные лица Aerojet были встревожены перспективой того, что один из основных подрядчиков GBSD также станет основным поставщиком больших твердотопливных двигателей в стране, поэтому у него нет стимула участвовать в этой работе.

«Компания Northrop Grumman заслуживает похвалы за признание ценности этого продукта при покупке Orbital ATK», — сказал Томпсон. «Если Aerojet будет вытеснен, это настоящая франшиза».

Правительство США приняло это во внимание при проверке приобретения. В постановлении, опубликованном 5 июня, Федеральная торговая комиссия заявила, что потребует от Northrop Grumman поставки твердотопливных двигателей своим конкурентам. И компании придется вести бизнес по производству твердотопливных двигателей отдельно от других видов деятельности.

Твердотопливный ракетный ускоритель AJ-60A, использовавшийся при запуске Atlas 5 в 2006 году космического корабля NASA New Horizons, направляющегося к Плутону. Фото: Космический центр Кеннеди НАСА,

. В пресс-релизе Northrop Grumman говорится, что она предоставит твердотопливные ракетные двигатели и связанные с ними услуги «на недискриминационной основе всем конкурентам по ракетным контрактам». Он установит брандмауэры для защиты конфиденциальной информации, которую он получает от конкурирующих основных подрядчиков ракет или поставщиков твердотопливных ракетных двигателей.

Эллен Лорд, заместитель министра обороны по закупкам и поддержке, назначит чиновника министерства обороны для наблюдения за соблюдением компанией Northrop приказа FTC.

Условия слияния, однако, мало помогли Aerojet опасаться, что ей будет трудно конкурировать с недавно приобретенным подразделением твердотопливных двигателей Northrop, которое имеет большую производственную базу и может предложить более агрессивные цены.

Стив Уоррен, вице-президент и представитель Aerojet Rocketdyne, сказал, что компания сделает все возможное, чтобы остаться на рынке. В настоящее время компания ежегодно производит в Камдене 15 000 тактических твердотопливных двигателей. «Aerojet Rocketdyne вложила миллионы долларов в целевые инвестиции, чтобы обеспечить рост Camden, и мы также намерены сделать дополнительные инвестиции, необходимые для создания там крупного SRM», — сказал Уоррен 9.8677 СпейсНьюс .

По любым меркам у Northrop Grumman будет подавляющее преимущество. В настоящее время она управляет четырьмя предприятиями Orbital ATK: двумя в Юте, где производятся большие SRM, одним в Западной Вирджинии, производящим тактические ракетные двигатели, и одним в Мэриленде, специализирующимся на твердотопливных ракетах для противоракетных перехватчиков.

Было время, когда у ATK (до слияния с Orbital Sciences в 2015 году) было слишком много ресурсов для доступного спроса на SRM. «У нас были объекты, которые были построены для поддержки еженедельных полетов космических челноков и для гонки вооружений времен холодной войны», — сказал ветеран космической отрасли, имеющий тесные связи с Orbital ATK.

Десять лет назад компания ATK приняла меры по быстрой консолидации своих объектов и сокращению производственных мощностей в соответствии со спросом. Пентагону может понадобиться два поставщика, но «могут ли это позволить себе налогоплательщики?» — спросил ветеран космической отрасли.

Решение ULA отказаться от Aerojet от Atlas 5 и перейти на двигатели Orbital ATK, поскольку совместное предприятие Boeing-Lockheed Martin переходит на пусковую установку Vulcan, ошеломило отрасль. Но этот шаг красноречиво говорит о ценовом преимуществе Orbital ATK, сказал ветеран космической отрасли. «Вулкан должен конкурировать со SpaceX. Стоимость была, вероятно, в верхней части списка».

ULA, однако, не отвернулась от Aerojet Rocketdyne. В мае компания выбрала водородный двигатель верхней ступени RL10 вместо предложения Blue Origin для Vulcan. Aerojet также производит основной двигатель RS-68 на водородном топливе для ракеты ULA Delta 4, которая скоро будет выведена из эксплуатации, и все еще надеется убедить ULA использовать AR1, работающий на керосине, для главной ступени Vulcan (однако ULA заявила, что основным претендентом является двигатель Blue Origin BE-4).

Что касается GBSD, ветеран космической отрасли сказал, что опасения Aerojet могут быть преувеличены. Orbital ATK имеет долгую историю установки брандмауэров в своей оборонной и коммерческой деятельности, и у Northrop Grumman есть все основания играть по правилам. Если бы Boeing выиграл GBSD, Northrop захотела бы получить значительную часть работы по SRM. Ветеран отрасли предсказывает, что независимо от того, кто выиграет GBSD, Aerojet получит один этап.

В связи с тем, что администрация Трампа собирается завершить исследование военно-промышленной базы, Aerojet надеется, что Пентагон назначит несколько поставщиков, как это было в программе Minuteman 2 в 1968 году. 3.

Из журнала
Aerojet RocketdyneNorthrop Grumman Innovation SystemsOrbital ATK

Основы космических полетов: ракетное движение

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

---

• Тяга
• Сохранение импульса
• Импульс и импульс
• Скорость сгорания и выхлопа
• Удельный импульс
• Ракетные двигатели
• Циклы питания
• Охлаждение двигателя
• Твердотопливные ракетные двигатели
• Монотопливные двигатели
• Постановка

---

Исаак Ньютон заявил в своем третьем законе движения, что «на каждое действие есть равное и противоположное противодействие». Именно по этому принципу работает ракета. Пропелленты объединяются в камере сгорания, где они химически реагируют с образованием горячих газов, которые затем ускоряются и выбрасываются с высокой скоростью через сопло, тем самым придавая импульс двигателю. Сила тяги ракетного двигателя — это реакция конструкции двигателя на выброс высокоскоростного вещества. Это то же самое явление, которое толкает садовый шланг назад, когда вода вытекает из сопла, или вызывает отдачу ружья при выстреле.

Тяга

Тяга — это сила, которая приводит в движение ракету или космический корабль и измеряется в фунтах, килограммах или ньютонах. Физически говоря, это результат давления, оказываемого на стенку камеры сгорания.

На рис. 1.1 показана камера сгорания с отверстием, соплом, через которое может выходить газ. Распределение давления внутри камеры несимметрично; т. е. внутри камеры давление меняется мало, а вблизи сопла несколько уменьшается. Сила от давления газа на дно камеры не компенсируется извне. Результирующая сила F за счет разности внутреннего и внешнего давления, тяга, противоположна направлению газовой струи. Он толкает камеру вверх.

Для создания высокоскоростных выхлопных газов необходимые высокие температуры и давления сгорания достигаются за счет использования очень энергичного топлива и максимально низкой молекулярной массы выхлопных газов. Также необходимо максимально снизить давление газа внутри сопла за счет создания большого коэффициента сечения. Коэффициент сечения или коэффициент расширения определяется как площадь выхода A _e разделить на площадь горловины A _t .

Тяга F является равнодействующей сил, обусловленных давлением, оказываемым на внутреннюю и внешнюю стенки дымовыми газами и окружающей атмосферой, принимая границу между внутренней и внешней поверхностями за поперечное сечение выхода сопло. Как мы увидим в следующем разделе, применение принципа сохранения импульса дает

, где q – массовый расход выбрасываемого газа, P _a – давление окружающей атмосферы, P _e – давление выхлопных газов и V _e – скорость их выброса. Тяга указывается либо на уровне моря, либо в вакууме.

Сохранение импульса

Линейный импульс ( p ), или просто импульс частицы есть произведение ее массы на скорость. То есть,

Ньютон выразил свой второй закон движения в терминах импульса, который можно сформулировать так: «равнодействующая сил, действующих на частицу, равна скорости изменения линейного импульса частицы». В символической форме это становится

, что эквивалентно выражению F=ma .

Если у нас есть система частиц, общий импульс P системы есть сумма импульсов отдельных частиц. Когда результирующая внешняя сила, действующая на систему, равна нулю, полный линейный импульс системы остается постоянным. Это называется принципом сохранения импульса . Давайте теперь посмотрим, как этот принцип применяется к ракетной механике.

Рассмотрим ракету, дрейфующую в свободном от гравитации пространстве. Двигатель ракеты работает в течение времени t и в течение этого времени выбрасывает газы с постоянным расходом и с постоянной скоростью относительно ракеты (скорость истечения). Предположим, что внешние силы, такие как гравитация или сопротивление воздуха, отсутствуют.

На рис. 1.2(а) показана ситуация в момент времени t . Ракета и топливо имеют общую массу M , и эта комбинация движется со скоростью v , если смотреть из конкретной системы отсчета. В момент времени t позже конфигурация изменилась на показанную на рисунке 1.2 (б). Из ракеты был выброшен груз массой M , который движется со скоростью u , видимой наблюдателем. Ракета уменьшена до массы М- М и скорости v ракеты заменено на v+v .

Поскольку внешние силы отсутствуют, dP/dt=0 . Мы можем написать для интервала времени t

, где P ₂ — конечный импульс системы, рис. 1.2(b), а P ₁ — начальный импульс системы, рис. 1.2(a). Мы пишем

Если мы позволим t приблизиться к нулю, v/t приблизится к dv/dt , ускорению тела. Количество М есть масса, выброшенная в т ; это приводит к уменьшению массы M исходного кузова. Поскольку dM/dt , изменение массы тела во времени, в этом случае отрицательно, то в пределе величина M/t заменяется на — dM/dt . Количество u-(v+v) равно V _rel , относительная скорость выбрасываемой массы по отношению к ракете. С учетом этих изменений уравнение (1.4) можно записать в виде

Правый член зависит от характеристик ракеты и, как и левый член, имеет размерность силы. Эта сила называется тягой и представляет собой силу реакции, действующую на ракету со стороны покидающей ее массы. Конструктор ракеты может сделать тягу максимально возможной, спроектировав ракету так, чтобы выбрасывать массу как можно быстрее (9). 8099 dM/dt большой) и с максимально возможной относительной скоростью ( V _отн большой).

В ракетной технике основное уравнение тяги записывается как

где q — массовый расход выбрасываемого газа, V _e — скорость выброса отработавших газов, P _e — давление отработавших газов на выходе из сопла, P _a — давление окружающей атмосферы, а A _e – площадь выходного отверстия сопла. Произведение qV _e , полученное нами выше ( V _rel × dM/dt ), называется импульсом или скоростью, тягой. Произведение (P _e -P _a )A _e , называемое тягой давления, является результатом неуравновешенных сил давления на выходе из сопла. Как мы увидим позже, максимальная тяга возникает, когда P _e = P _a .

Щелкните здесь, например, проблема № 1. 1

(для возврата используйте функцию «назад» вашего браузера)

Уравнение (1.6) может быть упрощено определением эффективной скорости отработавших газов, С, определяемой как

Уравнение (1.6) затем сводится к

Импульс и импульс

В предыдущем разделе мы видели, что второй закон Ньютона может быть выражен в форме

Умножая обе части на dt и интегрируя от времени t ₁ до времени t ₂ , мы пишем

Интеграл представляет собой вектор, известный как линейный импульс или просто импульс силы F в течение рассматриваемого интервала времени. Уравнение выражает, что когда на частицу действует сила F в течение заданного интервала времени, конечный импульс p ₂ частицы можно получить, сложив ее начальный импульс p ₁ и импульс силы F за интервал времени.

Когда на частицу действуют несколько сил, необходимо учитывать импульс каждой из сил. Когда проблема связана с системой частиц, мы можем векторно сложить импульсы всех частиц и импульсы всех задействованных сил. Когда можно тогда написать

Для интервала времени t можно записать уравнение (1.10) в виде

Давайте теперь посмотрим, как мы можем применить принцип импульса и количества движения к ракетной механике.

Рассмотрим ракету с начальной массой М , которую она запустила вертикально в момент времени т =0. Топливо расходуется с постоянной скоростью q и выбрасывается с постоянной скоростью V _e относительно ракеты. В час т , масса корпуса ракеты и остатка топлива М-, скорость v . За интервал времени t выбрасывается масса топлива qt . Обозначая через u абсолютную скорость выброшенного топлива, мы применяем принцип импульса и импульса между временем t и временем t+t . Обратите внимание, что этот вывод не учитывает влияние сопротивления воздуха.

Пишем

Делим на t и заменяем u-(v+v) на V _e , скорость выбрасываемой массы относительно ракеты. При стремлении t к нулю получаем

Разделяя переменные и интегрируя от t =0, v =0 до t=t, v=v , получаем

что равно

Член -gt в уравнении (1.15) является результатом гравитации Земли, притягивающей ракету. Для дрейфующей в космосе ракеты -gt неприменимы и могут быть опущены. Более того, результирующую скорость правильнее выражать как изменение скорости или V. Таким образом, уравнение (1.15) принимает вид

Щелкните здесь, например, проблема № 1.2

Обратите внимание, что M представляет начальную массу ракеты и M-qt конечная масса. Поэтому уравнение (1.16) часто записывают как

, где m _o /m _f называется отношением масс . Уравнение (1.17) также известно как ракетное уравнение Циолковского, названное в честь русского пионера ракетостроения Константина Э. Циолковского (1857-1935), который первым вывел его.

На практике переменная V _e обычно заменяется эффективной скоростью выхлопных газов, С . Таким образом, уравнение (1.17) принимает вид

В качестве альтернативы мы можем написать

, где e — математическая константа, приблизительно равная 2,71828.

Щелкните здесь, например, проблема № 1.3

Для многих маневров космического корабля необходимо рассчитать продолжительность работы двигателя, необходимую для достижения определенного изменения скорости. Переставляя переменные, мы имеем

Щелкните здесь, например, проблема № 1. 4

Скорость сгорания и выхлопа

Процесс сгорания включает окисление компонентов топлива, которые способны к окислению, и поэтому может быть представлен химическим уравнением. В процессе горения масса каждого элемента остается неизменной. Рассмотрим реакцию метана с кислородом.

Это уравнение утверждает, что один моль метана реагирует с двумя молями кислорода с образованием одного моля углекислого газа и двух молей воды. Это также означает, что 16 г метана реагируют с 64 г кислорода с образованием 44 г углекислого газа и 36 г воды. Все исходные вещества, подвергающиеся процессу горения, называются реагентов , а вещества, образующиеся в результате процесса горения, называются продуктами .

Вышеупомянутая реакция горения является примером стехиометрической смеси , то есть кислорода как раз достаточно для химической реакции со всем топливом. В этих условиях достигается самая высокая температура пламени, однако часто желательно эксплуатировать ракетный двигатель при «богатом топливом» соотношении смеси. Соотношение смеси определяется как массовый расход окислителя, деленный на массовый расход топлива.

Рассмотрим следующую реакцию керосина ⁽¹⁾ с кислородом,

Учитывая, что молекулярная масса C ₁₂ H ₂₆ равна 170, а O ₂ равна 32, мы имеем отношение смеси

, что характерно для многих ракетных двигателей, работающих на керосине или топливе РП-1.

Оптимальное соотношение смеси, как правило, обеспечивает максимальную производительность двигателя (измеряется удельный импульс ), однако в некоторых ситуациях другое отношение O/F приводит к улучшению общей системы. Для автомобиля с ограниченным объемом, работающего на топливе с низкой плотностью, таком как жидкий водород, можно добиться значительного уменьшения размеров автомобиля путем перехода к более высокому соотношению O/F. В этом случае потери производительности с лихвой компенсируются уменьшением потребности в топливном баке. Также рассмотрим пример двухтопливных систем с использованием NTO/MMH, где соотношение смеси 1,67 приводит к тому, что топливный и окислительный баки имеют одинаковый размер. Равные размеры упрощают изготовление резервуаров, компоновку системы и интеграцию.

Как мы видели ранее, импульсная тяга равна произведению массового расхода топлива на скорость выброса выхлопных газов. Идеальная скорость выхлопа определяется выражением

, где k — коэффициент удельной теплоемкости, R* — универсальная газовая постоянная (8 314,4621 Дж/кмоль-K в единицах СИ или 49 720 фут-фунт/(слаг-моль)- ^o R в единицах США ), T _c – температура горения, M — средний молекулярный вес выхлопных газов, P _c — давление в камере сгорания, P _e — давление на выходе из сопла.

Коэффициент теплоемкости ⁽²⁾ варьируется в зависимости от состава и температуры выхлопных газов, но обычно составляет около 1,2. Термодинамика, связанная с расчетом температуры горения, довольно сложна, однако температура пламени обычно колеблется от 2500 до 3600°С.0057 o C (4500-6500 ^o F). Давление в камере может находиться в диапазоне примерно от 7 до 250 атмосфер. P _e должно быть равно атмосферному давлению, при котором будет работать двигатель, подробнее об этом позже.

Из уравнения (1.22) мы видим, что высокая температура и давление в камере сгорания, а также низкая молекулярная масса выхлопных газов приводят к высокой скорости выброса и, следовательно, к высокой тяге. Исходя из этого критерия, мы можем понять, почему жидкий водород очень желателен в качестве ракетного топлива.

Щелкните здесь, например, проблема № 1.5

Следует отметить, что в процессе горения будет происходить диссоциация молекул между продуктами. То есть высокая теплота сгорания вызывает разделение молекул на более простые составляющие, которые затем способны к рекомбинации. Рассмотрим реакцию керосина с кислородом. Истинные продукты сгорания будут представлять собой равновесную смесь атомов и молекул, состоящую из C, CO, CO ₂ , H, H ₂ , H ₂ O, HO, O и O ₂ . Диссоциация оказывает существенное влияние на температуру пламени.

Если вы хотите узнать больше о термодинамике ракетных двигателей, прочитайте приложение «Термодинамика ракет».

Или вы можете пропустить всю науку и просто найти нужные вам числа. См. Таблицы горения топлива, чтобы найти оптимальное соотношение смеси, температуру адиабатического пламени, молекулярную массу газа и удельную теплоемкость для некоторых распространенных ракетных топлив.

(1) Имея дело со сжиганием жидких углеводородных топлив, удобно выражать состав в терминах одного углеводорода, даже если это смесь многих углеводородов. Таким образом, бензин обычно считается октановым числом C 8 H 18 , а керосин считается додеканом C 12 H 26 . (2) Удельная теплоемкость, или теплоемкость, представляет собой количество тепла, необходимое для повышения температуры одного грамма вещества на один градус С. Удельная теплоемкость измеряется при постоянном давлении, С P или при постоянном объеме C V . Отношение C P /C V называется коэффициентом теплоемкости и обозначается как k или .

Удельный импульс

Удельный импульс ракеты, I _sp , есть отношение тяги к расходу выбрасываемого веса, т.е.

где F тяга, q — скорость массового расхода, а г _o — стандартная сила тяжести (9,80665 м/с ² ).

Удельный импульс выражается в секундах. Когда тяга и расход остаются постоянными в течение всего времени горения топлива, удельным импульсом является время, в течение которого ракетный двигатель обеспечивает тягу, равную весу израсходованного топлива.

Для данного двигателя удельный импульс имеет разные значения на земле и в космическом вакууме, поскольку в выражении для тяги участвует давление окружающей среды. Поэтому важно указать, является ли значение удельного импульса значением на уровне моря или в вакууме.

В ракетном двигателе имеется ряд потерь, основные из которых связаны с неэффективностью процесса химической реакции (горения), потерями на сопле и потерями на насосах. В целом потери влияют на эффективность удельного импульса. Это отношение реального удельного импульса (на уровне моря или в вакууме) к теоретическому удельному импульсу, полученному с идеальным соплом от газов, поступающих в результате полной химической реакции. Расчетные значения удельного импульса на несколько процентов превышают достигнутые на практике.

Щелкните здесь, например, проблема № 1.6

Из уравнения (1.8) мы можем заменить qC на F в уравнении (1.23), получив таким образом

Уравнение (1. 24) очень полезно при решении уравнений (1.18)–(1.21). Нам редко дают прямое значение C , однако удельный импульс ракетного двигателя является общепринятым параметром, из которого мы можем легко вычислить C .

Другим важным показателем качества для оценки характеристик ракеты является характеристическая скорость истечения , C* (произносится как «звезда C»), которая является мерой энергии, получаемой в процессе сгорания, и определяется выражением

, где P _c — давление в камере сгорания, а A _t — площадь горловины сопла. Полученные значения C* находятся в диапазоне от примерно 1333 м/с для монотопливного гидразина до примерно 2360 м/с для криогенного кислорода/водорода.

Ракетные двигатели

Типичный ракетный двигатель состоит из сопла, камеры сгорания и форсунки, как показано на рис. 1.4. В камере сгорания происходит сгорание топлива под высоким давлением. Камера должна быть достаточно прочной, чтобы выдерживать высокое давление, создаваемое процессом сгорания, и высокую температуру, возникающую в результате процесса горения. Из-за высокой температуры и теплопередачи камера и сопло обычно охлаждаются. Камера также должна быть достаточной длины, чтобы обеспечить полное сгорание до того, как газы поступят в сопло.

Форсунка

Форсунка предназначена для преобразования химико-тепловой энергии, вырабатываемой в камере сгорания, в кинетическую энергию. Сопло преобразует медленно движущийся газ с высоким давлением и высокой температурой в камере сгорания в высокоскоростной газ с более низким давлением и температурой. Поскольку тяга является произведением массы и скорости, желательна очень высокая скорость газа. Сопла состоят из сужающейся и расширяющейся частей. Минимальная площадь проходного сечения между сужающейся и расширяющейся частями называется критической частью сопла. Площадь потока в конце расширяющейся части называется выходным сечением сопла. Сопло обычно делают достаточно длинным (или с достаточно большой площадью выходного сечения), чтобы давление в камере сгорания на выходе из сопла уменьшалось до давления, существующего вне сопла. Именно при таком условии P _e = P _a где P _e — давление на выходе из сопла, а P _a — внешнее атмосферное давление, которое является максимальным, и сопло считается адаптированным. , также называемое оптимальным или правильным расширением. Когда P _e больше, чем P _a , сопло недостаточно выдвинуто. Когда верно обратное, оно чрезмерно растянуто.

Таким образом, сопло рассчитано на высоту, на которой оно должно работать. У поверхности Земли при атмосферном давлении на уровне моря (0,1 МПа или 14,7 фунта на кв. дюйм) выброс выхлопных газов ограничивается отрывом струи от стенки сопла. В космическом вакууме этого физического ограничения не существует. Следовательно, должно быть два разных типа двигателей и сопел: те, которые продвигают первую ступень ракеты-носителя через атмосферу, и те, которые приводят в движение последующие ступени или контролируют ориентацию космического корабля в космическом вакууме.

Площадь горловины сопла, A _t , можно найти, если известен общий расход топлива и выбраны топливо и условия работы. Предполагая теорию идеального газа, мы имеем

где q — массовый расход топлива, P _t — давление газа на срезе сопла, T _t — температура газа на срезе сопла, R* — универсальный газ постоянная и k – удельная теплоёмкость. P _t и T _t даны

, где P _c — давление в камере сгорания, а T _c — температура пламени в камере сгорания.

Щелкните здесь, например, проблема № 1.7

Горячие газы должны расширяться в расширяющейся части сопла для получения максимальной тяги. Давление этих газов будет уменьшаться, поскольку энергия используется для ускорения газа. Надо найти тот участок сопла, где давление газа равно внешнему атмосферному давлению. Эта область затем будет областью выхода сопла.

Число Маха Н _м — отношение скорости газа к местной скорости звука. Число Маха на выходе из сопла определяется выражением расширения идеального газа

, где P _a — давление окружающей атмосферы.

Площадь выходного отверстия сопла, A _e , соответствующая выходному числу Маха, определяется как

Коэффициент сечения или коэффициент расширения определяется как площадь выхода A _e , деленная на площадь горловины A _t .

Щелкните здесь, например, проблема № 1.8

Для ракет-носителей (особенно первых ступеней), где давление окружающей среды меняется в течение периода горения, выполняются расчеты траектории для определения оптимального выходного давления. Однако дополнительным ограничением является максимально допустимый диаметр выходного конуса сопла, который в некоторых случаях является ограничивающим ограничением. Это особенно верно для ступеней, отличных от первой, где диаметр сопла не может быть больше, чем внешний диаметр ступени ниже. Для космических двигателей, где давление окружающей среды равно нулю, тяга всегда увеличивается с увеличением степени расширения сопла. На этих двигателях коэффициент расширения сопла обычно увеличивается до тех пор, пока дополнительный вес более длинного сопла не будет стоить больше производительности, чем создаваемая им дополнительная тяга.

(Для получения дополнительной информации см. Дополнение № 1: Оптимизация расширения для достижения максимальной тяги.)

Поскольку скорость потока газов в сужающемся сечении сопла ракеты относительно мала, любое гладкое и округлое сужающееся сопло будет иметь очень низкие потери энергии. Напротив, контур расширяющейся секции сопла очень важен для производительности из-за очень высоких скоростей потока. На выбор оптимальной формы сопла для данной степени расширения обычно влияют следующие конструктивные соображения и цели: (1) равномерный, параллельный, осевой поток газа на выходе из сопла для максимального вектора импульса, (2) минимальные потери на отрыв и турбулентность внутри сопла, (3) максимально короткая длина сопла для минимальной оболочки пространства, веса, потерь на трение стенок и требований к охлаждению, и (4) простота изготовления.

Коническое сопло: В первых ракетных двигателях почти исключительно использовалось коническое сопло, которое во многих отношениях оказалось удовлетворительным. Коническое сопло обеспечивает простоту изготовления и гибкость при преобразовании существующей конструкции в более высокую или более низкую степень расширения без серьезной модификации конструкции.

Конфигурация типичного конического сопла показана на рис. 1.4. Горловина сопла имеет контур дуги окружности радиусом R , в диапазоне от 0,25 до 0,75 диаметра горловины, D _t . Полуугол сечения сужающегося конуса сопла может составлять от 20 до 45 градусов. Полуугол расходящегося конуса изменяется примерно от 12 до 18 градусов. Коническое сопло с полууголком раскрытия 15 градусов стало почти стандартом, потому что это хороший компромисс с точки зрения веса, длины и производительности.

Поскольку в коническом сопле возникают определенные потери производительности из-за неосевой составляющей скорости выхлопных газов, при расчете импульса выхлопных газов применяется поправочный коэффициент . Этот коэффициент (эффективность тяги) представляет собой отношение импульса выходящего газа конического сопла к импульсу идеального сопла с равномерным параллельным осевым потоком газа. Значение может быть выражено следующим уравнением:

Раструбное сопло: Для повышения производительности и меньшей длины инженеры разработали раструбное сопло. В нем используется участок быстрого расширения (радиальный поток) в начальной расширяющейся области, что приводит к однородному аксиально направленному потоку на выходе из сопла. Контур стены изменяется достаточно постепенно, чтобы предотвратить косые толчки.

Эквивалентное полуугловое коническое сопло с углом наклона 15 градусов обычно используется в качестве стандарта для определения раструбных сопел. Например, длина раструбного сопла 80% (расстояние между горловиной и выходной плоскостью) составляет 80% длины конического сопла с половинным углом наклона 15 градусов, имеющего такую ​​же площадь горловины, радиус ниже горловины и коэффициент расширения площади. Длина раструбного патрубка более 80 % не оказывает значительного влияния на производительность, особенно с учетом потери веса. Тем не менее, длина патрубка до 100 % может быть оптимальной для применений, требующих очень высокой производительности.

Одним из удобных способов расчета контура раструбного сопла, близкого к оптимальному, является использование процедур параболической аппроксимации, предложенных Г.В.Р. Рао. Конструктивная конфигурация параболического аппроксимирующего колоколообразного сопла показана на рис. 1.5. Контур сопла непосредственно перед горловиной T представляет собой дугу окружности с радиусом 1,5 R _t . Контур сопла расширяющейся секции состоит из круглого входного сечения радиусом 0,382 R _т от горловины Т до точки N и оттуда по параболе до съезда E .

Для проектирования конкретного сопла необходимы следующие данные: диаметр горловины D _t , осевая длина сопла от горловины до выходной плоскости L _n (или желаемая дробная длина, L _f , исходя из 15-градусного конического сопла), степень расширения , начальный угол стенки параболы _n и угол выходной стенки сопла _e . Стеновые углы _n и _e показаны на рисунке 1.6 в зависимости от коэффициента расширения. Оптимальные контуры сопла могут быть очень точно аппроксимированы путем выбора соответствующих входных данных. Хотя не делается никаких поправок на различные комбинации топлив, опыт показал лишь незначительное влияние коэффициента теплоемкости на контур.

Камера сгорания

Камера сгорания служит оболочкой для удержания компонентов топлива в течение периода времени, достаточного для обеспечения полного смешения и сгорания. Требуемое время пребывания или время пребывания при горении зависит от многих параметров. Теоретически требуемый объем камеры сгорания зависит от массового расхода топлива, средней плотности продуктов сгорания и времени пребывания, необходимого для эффективного сгорания. Это отношение может быть выражено следующим уравнением:

где V _c — объем камеры, q — массовый расход топлива, V — средний удельный объем, t _s — время пребывания топлива.

Полезным параметром, связанным с объемом камеры и временем пребывания, является характеристическая длина , L* (произносится как «звезда L»), объем камеры, деленный на площадь звукового сечения сопла:

Концепцию L* гораздо легче визуализировать, чем более неуловимое «время горения», выраженное в малых долях секунды. Поскольку значение A _t почти прямо пропорционально произведению q и V , L* по существу является функцией t _s .

Обычный метод определения L* новой конструкции камеры тяги в значительной степени опирается на прошлый опыт работы с аналогичным топливом и размером двигателя. При заданном наборе рабочих условий, таких как тип топлива, соотношение смеси, давление в камере, конструкция форсунки и геометрия камеры, минимальное требуемое значение L* можно оценить только по фактическому срабатыванию экспериментальных пусковых камер. Типичные значения L* для различных порохов показаны в таблице ниже. При установленной площади горловины и требуемом минимуме л* объем камеры можно рассчитать по уравнению (1.33).

Таблица 1: Характеристическая длина камеры , L*

В конструкции камеры сгорания использовались три геометрические формы — сферическая, почти сферическая и цилиндрическая, причем цилиндрическая камера чаще всего использовалась в Соединенных Штатах. По сравнению с цилиндрической камерой того же объема сферическая или почти сферическая камера имеет то преимущество, что охлаждающая поверхность и вес меньше; однако сферическая камера более сложна в изготовлении и имеет худшие характеристики в других отношениях.

Полный процесс сгорания, от впрыскивания реагентов до завершения химических реакций и превращения продуктов в горячие газы, требует конечного количества времени и объема, что выражается характеристической длиной L* . Величина этого фактора значительно превышает линейную длину между торцом форсунки и плоскостью горловины. Коэффициент сжатия определяется как площадь основного поперечного сечения камеры сгорания, деленная на площадь горловины. Как правило, большие двигатели имеют низкую степень сжатия и сравнительно большую длину; и камеры меньшего размера используют большую степень сжатия с меньшей длиной, но при этом обеспечивают достаточную L* для достаточного времени испарения и горения.

Хорошей отправной точкой является процесс выбора размера новой камеры сгорания, в котором исследуются размеры ранее успешных конструкций в том же классе размеров и наносится рациональным образом такие данные. Размер горловины нового двигателя можно рассчитать с достаточной степенью достоверности, поэтому имеет смысл отображать данные из исторических источников в зависимости от диаметра горловины. На рис. 1.7 представлена ​​зависимость длины камеры от диаметра горловины (с аппроксимирующим уравнением). Важно, чтобы результаты любой программы моделирования не применялись рабски, а рассматривались как логическая отправная точка для определения конкретных размеров двигателя.

Основные элементы цилиндрической упорной камеры указаны на рис. 1.4. В практике проектирования условно принято, что объем камеры сгорания включает пространство между торцом форсунки и плоскостью горловины сопла. Приблизительный объем камеры сгорания можно выразить следующим уравнением:

Преобразовывая уравнение (1.34), получаем следующее, которое можно решить для диаметра камеры путем итерации:

Щелкните здесь, например, проблема № 1.9

Форсунка

Инжектор, как следует из названия, впрыскивает топливо в камеру сгорания в правильных пропорциях и при правильных условиях для обеспечения эффективного и стабильного процесса сгорания. Размещенный в переднем или верхнем конце камеры сгорания, инжектор также выполняет конструктивную задачу по закрытию верхней части камеры сгорания от высокого давления и температуры, которые она содержит. Инжектор сравнивают с карбюратором автомобильного двигателя, так как он обеспечивает подачу топлива и окислителя с надлежащей скоростью и в правильных пропорциях, это может быть уместным сравнением. Однако форсунка, расположенная непосредственно над камерой сгорания высокого давления, выполняет множество других функций, связанных с процессами сгорания и охлаждения, и имеет гораздо большее значение для работы ракетного двигателя, чем карбюратор для автомобильного двигателя.

Никакой другой компонент ракетного двигателя не оказывает такого сильного влияния на характеристики двигателя, как инжектор. В различных применениях хорошо спроектированные форсунки могут иметь довольно широкий разброс эффективности сгорания, и нередко C* форсунка с эффективностью 92% считается приемлемой. Небольшие двигатели, предназначенные для специальных целей, таких как управление ориентацией, могут быть оптимизированы для обеспечения чувствительности и легкого веса за счет эффективности сгорания и могут считаться очень удовлетворительными, даже если эффективность падает ниже 9.0%. В целом, однако, недавно хорошо сконструированные системы впрыска C* продемонстрировали эффективность, настолько близкую к 100% теоретической, что возможность измерения этого параметра является ограничивающим фактором при его определении. Высокий уровень эффективности сгорания достигается за счет равномерного распределения желаемого соотношения компонентов смеси и тонкого распыления жидких топлив. Локальное перемешивание в пределах формы распыления элемента впрыска должно происходить практически на микроскопическом уровне, чтобы обеспечить эффективность сгорания, приближающуюся к 100%.

Стабильность горения также является очень важным требованием для удовлетворительной конструкции форсунки. При определенных условиях ударные и детонационные волны генерируются локальными возмущениями в камере, возможно, вызванными флуктуациями смешения или потока пороха. Они могут вызвать колебания давления, которые усиливаются и поддерживаются процессами горения. Такие высокоамплитудные волны, называемые неустойчивостью горения , производят высокие уровни вибрации и теплового потока, которые могут быть очень разрушительными. Поэтому большая часть усилий по проектированию и разработке касается стабильного горения. Высокая производительность может стать второстепенной, если инжектор легко приводится в деструктивную нестабильность, а многие параметры инжектора, обеспечивающие высокую производительность, снижают запас устойчивости.

Циклы питания

Жидкостные двухтопливные ракетные двигатели можно разделить на категории в зависимости от их энергетических циклов, то есть того, как мощность вырабатывается для подачи топлива в основную камеру сгорания. Ниже описаны некоторые из наиболее распространенных типов.

Газогенераторный цикл: Газогенераторный цикл, также называемый открытым циклом , отбирает небольшое количество топлива и окислителя из основного потока (обычно от 2 до 7 процентов) для питания горелки, называемой газогенератор. Горячий газ из этого генератора проходит через турбину для выработки энергии для насосов, которые подают топливо в камеру сгорания. Затем горячий газ либо сбрасывается за борт, либо направляется в главное сопло ниже по потоку. Увеличение потока топлива в газогенератор увеличивает скорость турбины, что увеличивает поток топлива в основную камеру сгорания и, следовательно, величину создаваемой тяги. Газогенератор должен сжигать топливо при меньшем, чем оптимальное, соотношении смеси, чтобы поддерживать низкую температуру для лопаток турбины. Таким образом, цикл подходит для умеренных требований к мощности, но не для систем большой мощности, которым пришлось бы отводить большую часть основного потока на менее эффективный поток газогенератора.

Как и в большинстве ракетных двигателей, часть топлива в цикле газогенератора используется для охлаждения сопла и камеры сгорания, повышая эффективность и допуская более высокую температуру двигателя.

Цикл поэтапного сжигания: В цикле поэтапного сжигания, также называемом замкнутым циклом , топливо сжигается поэтапно. Как и цикл газогенератора, этот цикл также имеет горелку, называемую предварительной горелкой, для выработки газа для турбины. Предварительная горелка выпускает и сжигает небольшое количество одного топлива и большое количество другого, производя смесь горячих газов, богатую окислителем или топливом, которая в основном представляет собой несгоревшее испаренное топливо. Затем этот горячий газ проходит через турбину, впрыскивается в основную камеру и снова сжигается с оставшимся топливом. Преимущество по сравнению с газогенераторным циклом состоит в том, что все топливо сжигается при оптимальном соотношении смеси в основной камере и поток не сбрасывается за борт. Ступенчатый цикл сгорания часто используется для приложений большой мощности. Чем выше давление в камере, тем меньше и легче может быть двигатель для создания такой же тяги. Стоимость разработки для этого цикла выше, поскольку высокое давление усложняет процесс разработки. Другими недостатками являются жесткие условия работы турбины, высокотемпературные трубопроводы, необходимые для подачи горячих газов, и очень сложная конструкция обратной связи и управления.

Ступенчатое сгорание было изобретено советскими инженерами и впервые появилось в 1960 году. На Западе первый лабораторный двигатель с ступенчатым сгоранием был построен в Германии в 1963 году.

Цикл детандера: Цикл детандера аналогичен циклу ступенчатого сжигания, но без предварительного сжигания. Тепло в рубашке охлаждения основной камеры сгорания служит для испарения топлива. Затем пары топлива проходят через турбину и впрыскиваются в основную камеру для сгорания вместе с окислителем. Этот цикл работает с такими видами топлива, как водород или метан, которые имеют низкую температуру кипения и легко испаряются. Как и в случае ступенчатого цикла сгорания, все топливо сжигается при оптимальном соотношении смеси в основной камере, и обычно поток не сбрасывается за борт; однако передача тепла топливу ограничивает мощность, доступную для турбины, что делает этот цикл подходящим для двигателей малого и среднего размера. Разновидностью системы является открытый или продувочный цикл детандера, в котором для привода турбины используется только часть топлива. В этом варианте выхлоп турбины сбрасывается за борт до давления окружающей среды, чтобы увеличить степень сжатия турбины и выходную мощность. Это может обеспечить более высокое давление в камере, чем замкнутый расширительный цикл, хотя и с меньшей эффективностью из-за потока за бортом.

Цикл с подачей под давлением: Простейшая система, цикл с подачей под давлением, не имеет насосов или турбин, а вместо этого полагается на давление в резервуаре для подачи топлива в основную камеру. На практике цикл ограничен относительно низким давлением в камере, потому что более высокое давление делает баки транспортного средства слишком тяжелыми. Цикл может быть надежным, учитывая его меньшее количество деталей и сложность по сравнению с другими системами.

Охлаждение двигателя

Тепло, образующееся при сгорании в ракетном двигателе, содержится в выхлопных газах. Большая часть этого тепла выбрасывается вместе с содержащим его газом; однако тепло передается стенкам камеры тяги в количествах, достаточных для того, чтобы требовать внимания.

Конструкции упорных камер обычно классифицируются или идентифицируются по способу охлаждения стенки горячим газом или по конфигурации каналов для охлаждающей жидкости, где давление охлаждающей жидкости внутри может достигать 500 атмосфер. Высокие температуры горения (от 2500 до 3600°С).0057 o К) и высокая скорость теплопередачи (до 16 кДж/см ² -с), встречающаяся в камере сгорания, представляет собой серьезную проблему для проектировщика. Для решения этой задачи успешно используются несколько методов камерного охлаждения. Выбор оптимального метода охлаждения камеры тяги зависит от многих соображений, таких как тип топлива, давление в камере, доступное давление охлаждающей жидкости, конфигурация камеры сгорания и материал камеры сгорания.

Регенеративное охлаждение является наиболее широко используемым методом охлаждения камеры тяги и осуществляется путем пропускания высокоскоростного хладагента через заднюю сторону стенки горячего газа камеры для конвективного охлаждения футеровки горячего газа. Хладагент с подводом тепла от охлаждения гильзы затем выбрасывается в инжектор и используется в качестве топлива.

Предыдущие конструкции упорной камеры, такие как V-2 и Redstone, имели требования к низкому давлению в камере, низкому тепловому потоку и низкому давлению охлаждающей жидкости, что можно было удовлетворить за счет упрощенной конструкции «камеры с двойными стенками» с регенеративным и пленочным охлаждением. Однако для последующих применений ракетных двигателей давление в камере было увеличено, и стало труднее удовлетворить требования к охлаждению. Возникла необходимость в разработке новых схем теплоносителя, более эффективных конструктивно и с улучшенными теплообменными характеристиками.

Это привело к проектированию упорных камер с «трубчатой ​​стенкой», что на сегодняшний день является наиболее широко используемым подходом к проектированию для подавляющего большинства применений больших ракетных двигателей. Эти конструкции камер успешно использовались в ракетных двигателях Thor, Jupiter, Atlas, H-1, J-2, F-1, RS-27 и некоторых других ракетных двигателях ВВС и НАСА. Основным преимуществом конструкции является ее малый вес и накопленный большой опыт. Но поскольку давление в камере и тепловые потоки горячего газа на стенках продолжали расти (> 100 атм), требовались еще более эффективные методы.

Одним из решений были упорные камеры с «канальной стенкой», названные так потому, что охлаждение стенки горячим газом осуществляется за счет протекания хладагента через прямоугольные каналы, которые обрабатываются или формируются в гильзу для горячего газа, изготовленную из материала с высокой проводимостью, такого как медь или медный сплав. Ярким примером камеры сгорания с канальной стенкой является SSME, который работает при номинальном давлении в камере 204 атмосферы при температуре 3600 K в течение 520 секунд. Теплопередача и структурные характеристики превосходны.

В дополнение к конструкциям с регенеративным охлаждением, упомянутым выше, для ракетных двигателей были изготовлены и другие конструкции упорных камер с охлаждением на выгрузке, пленочным охлаждением, транспирационным охлаждением, абляционными гильзами и радиационным охлаждением. Хотя камеры сгорания с регенеративным охлаждением оказались лучшим подходом для охлаждения больших жидкостных ракетных двигателей, другие методы охлаждения также успешно использовались для охлаждения узлов камеры двигателя. Примеры включают:

Самосвальное охлаждение , аналогичное регенеративному охлаждению, поскольку охлаждающая жидкость протекает через небольшие каналы на задней стороне стенки камеры тяги. Отличие, однако, в том, что после охлаждения камеры тяги теплоноситель выбрасывается за борт через отверстия в кормовой части расширяющегося сопла. Этот метод имеет ограниченное применение из-за потери производительности в результате сброса охлаждающей жидкости за борт. На сегодняшний день охлаждение дампа в реальных приложениях не использовалось.

Пленочное охлаждение обеспечивает защиту от избыточного тепла путем подачи тонкой пленки хладагента или топлива через отверстия по периметру форсунки или через отверстия коллектора в стенке камеры возле форсунки или в горловине камеры. Этот метод обычно используется в регионах с высоким тепловым потоком и в сочетании с регенеративным охлаждением.

Испарение охлаждение обеспечивает подачу хладагента (газообразного или жидкого топлива) через пористую стенку камеры со скоростью, достаточной для поддержания стенки камеры горячим газом на нужной температуре. Этот метод действительно является частным случаем пленочного охлаждения.

При абляционном охлаждении материал стенки, образующейся при горении, подвергается плавлению, испарению и химическим изменениям для отвода тепла. В результате относительно холодные газы обтекают поверхность стенки, снижая тем самым температуру пограничного слоя и способствуя процессу охлаждения.

При радиационном охлаждении тепло излучается от внешней поверхности камеры сгорания или удлинительной стенки сопла. Радиационное охлаждение обычно используется для небольших тяговых камер с высокотемпературным материалом стенок (огнеупорным) и в областях с низким тепловым потоком, таких как удлинение сопла.

Твердотопливные ракетные двигатели

Твердотопливные двигатели хранят топливо в твердой форме. Топливом обычно служит порошкообразный алюминий, а окислителем — перхлорат аммония. Связующее вещество из синтетического каучука, такое как полибутадиен, удерживает вместе порошки горючего и окислителя. Несмотря на более низкую производительность, чем у жидкостных ракет, простота эксплуатации твердотопливного двигателя часто делает его предпочтительной силовой установкой.

Геометрия твердого топлива

Геометрия твердого топлива определяет площадь и очертания его открытых поверхностей и, следовательно, характер горения. В космической отрасли используются два основных типа твердотопливных блоков. Это цилиндрические блоки с горением спереди или на поверхности и цилиндрические блоки с внутренним сгоранием. В первом случае фронт пламени распространяется слоями от соплового конца блока к верхней части кожуха. Эта так называемая торцевая горелка создает постоянную тягу на протяжении всего горения. Во втором, более обычном случае, поверхность горения развивается по длине центрального канала. Иногда канал имеет форму звезды или другую геометрию для сдерживания роста этой поверхности.

Форма топливного блока для ракеты выбирается в зависимости от типа миссии, которую она будет выполнять. Поскольку горение блока происходит с его свободной поверхности, по мере увеличения этой поверхности геометрические соображения определяют, будет ли тяга увеличиваться, уменьшаться или оставаться постоянной.

Топливные блоки с цилиндрическим каналом (1) развивают тягу прогрессивно. Те, у которых есть канал, а также центральный цилиндр топлива (2), создают относительно постоянную тягу, которая очень быстро уменьшается до нуля, когда топливо израсходовано. Профиль пятиконечной звезды (3) развивает относительно постоянную тягу, которая медленно уменьшается до нуля по мере расходования последнего топлива. Крестообразный профиль (4) создает прогрессивно меньшую тягу. Топливо в блоке с профилем «двойной якорь» (5) создает уменьшающуюся тягу, которая быстро падает ближе к концу горения. Профиль «зубчатый» (6) создает сильную начальную тягу, за которой следует почти постоянная нижняя тяга.

Уровень сжигания калорий

Поверхность горения гранулы ракетного топлива отступает в направлении, перпендикулярном этой поверхности горения. Скорость регрессии, обычно измеряемая в миллиметрах в секунду (или дюймах в секунду), называется скоростью сжигания . Эта скорость может значительно различаться для разных топлив или для одного конкретного топлива в зависимости от различных условий эксплуатации, а также состава. Количественное знание скорости горения топлива и того, как она изменяется в различных условиях, имеет фундаментальное значение для успешного проектирования твердотопливного двигателя.

На скорость горения пороха влияют определенные факторы, наиболее важными из которых являются: давление в камере сгорания, начальная температура порохового заряда, скорость дымовых газов, протекающих параллельно поверхности горения, локальное статическое давление, ускорение и вращение двигателя. Эти факторы обсуждаются ниже.

• Скорость горения сильно зависит от давления в камере. Обычным представлением зависимости давления от скорости горения является закон Сен-Роберта,

  , где r — скорость горения, a — коэффициент скорости горения, n — показатель степени давления, а P _c — давление в камере сгорания. Значения a и n определяются эмпирически для конкретного состава топлива и не могут быть предсказаны теоретически. Важно понимать, что один набор значений a, n обычно действителен в определенном диапазоне давлений. Для точного представления интересующего режима полного давления может потребоваться более одного набора.

  Пример a, n значения равны 0,0445289* (давление в паскалях, скорость горения в мм/с) и 0,35 соответственно для SRB Space Shuttle, что дает скорость горения 9,34 мм/с при среднем давлении в камере 4,3. МПа.

  * В публикациях НАСА указан коэффициент скорости горения 0,0386625 (давление в фунтах на квадратный дюйм, скорость горения в дюймах/с).

• Температура влияет на скорость химических реакций и, следовательно, начальная температура порохового заряда влияет на скорость горения. Если конкретное топливо проявляет значительную чувствительность к начальной температуре зерна, работа при экстремальных температурах повлияет на временной профиль тяги двигателя. Это фактор, который следует учитывать при зимних запусках, например, когда температура зерна может быть ниже «нормальных» условий запуска.
• Для большинства порохов определенные уровни локальной скорости горючего газа (или массового потока), протекающие параллельно поверхности горения, приводят к увеличению скорости горения. Это «увеличение» скорости горения называется эрозионным горением , степень которого зависит от типа топлива и давления в камере сгорания. Для многих топлив существует пороговая скорость потока. Ниже этого уровня расход либо не увеличивается, либо наблюдается снижение скорости горения ( отрицательное эрозионное горение ).

  Эффекты эрозионного горения можно свести к минимуму, если спроектировать двигатель с достаточно большим отношением площади отверстия к горловине (отверстие A / A _t ). Площадь порта — это площадь поперечного сечения канала потока в двигателе. Для полого цилиндрического зерна это площадь поперечного сечения ядра. Как правило, отношение должно быть не менее 2 для зерна с отношением L/D, равным 6. Для зерна с большим отношением L/D следует использовать большее соотношение A _port /A _t .

• В работающем ракетном двигателе имеется перепад давления по оси камеры сгорания, перепад, физически необходимый для ускорения возрастающего массового потока продуктов сгорания к соплу. Статическое давление максимально там, где поток газа равен нулю, то есть в передней части двигателя. Поскольку скорость горения зависит от местного давления, скорость должна быть максимальной в этом месте. Однако этот эффект относительно незначителен и обычно компенсируется противодействием эрозионного горения.
• Скорость горения увеличивается за счет ускорения двигателя. Независимо от того, является ли ускорение результатом действия продольной силы (например, тяги) или вращения, поверхности горения, образующие угол около 60-90 ^o с вектором ускорения, склонны к увеличению скорости горения.

Иногда желательно изменить скорость горения так, чтобы она больше подходила для определенной конфигурации зерна. Например, если кто-то хочет сконструировать зерно с торцевой горелкой, которое имеет относительно небольшую площадь горения, необходимо иметь быстрогорящее топливо. В других обстоятельствах может потребоваться снижение скорости горения. Например, двигатель может иметь большое отношение L/D для создания достаточно высокой тяги, или для конкретной конструкции может быть необходимо ограничение диаметра двигателя. Следовательно, полотно будет тонким, что приведет к короткой продолжительности горения. Снижение скорости горения было бы полезно.

Существует несколько способов изменения скорости горения: уменьшение размера частиц окислителя, увеличение или уменьшение процентного содержания окислителя, добавление катализатора скорости горения или подавителя, а также работа двигателя при более низком или более высоком давлении в камере сгорания. Эти факторы обсуждаются ниже.

• Влияние размера частиц окислителя на скорость горения, по-видимому, зависит от типа окислителя. Пропелленты, в которых в качестве окислителя используется перхлорат аммония (АП), имеют скорость горения, на которую существенно влияет размер частиц АП. Скорее всего, это связано с тем, что разложение ПХА является скоростьопределяющей стадией процесса горения.
• Скорость горения большинства порохов сильно зависит от соотношения окислитель/горючее. К сожалению, изменение скорости горения с помощью этого средства весьма ограничительно, так как характеристики топлива, а также механические свойства также сильно зависят от отношения O/F.
• Безусловно, лучшим и наиболее эффективным средством увеличения скорости горения является добавление катализатора в топливную смесь. Катализатор — это химическое соединение, которое добавляется в небольших количествах с единственной целью — регулировать скорость горения. Скорость горения подавляющий агент — это добавка, которая оказывает действие, противоположное действию катализатора, — она используется для снижения скорости горения.
• Для топлива, которое следует закону скорости горения Сен-Роберта, разработка ракетного двигателя для работы при более низком давлении в камере обеспечит более низкую скорость горения. Из-за нелинейности зависимости давления от скорости горения может оказаться необходимым значительно снизить рабочее давление, чтобы получить желаемую скорость горения. Очевидным недостатком является снижение производительности двигателя, так как удельный импульс также уменьшается с уменьшением давления в камере.

Коэффициент производства продукции

Скорость образования продуктов сгорания выражается в виде скорости регрессии зерна. Скорость образования продукта, интегрированная по площади поверхности порта, составляет

где q – скорость образования продуктов сгорания на поверхности топлива, _p – плотность твердого топлива, A _b – площадь поверхности горения, r – скорость горения пороха.

Щелкните здесь, например, проблема № 1.10

Если плотность топлива неизвестна, ее можно получить из массовой доли и плотности отдельных компонентов следующим образом:

, где w — массовая доля, а нижний индекс i обозначает отдельные составляющие. Это идеал 9плотность 8100; фактическая плотность обычно составляет 94–97% от идеальной плотности из-за крошечных пустот в зерне и зависит от технологии производства.

Щелкните здесь, например, проблема № 1.11

Масса конденсированной фазы

Важно отметить, что продукты сгорания могут состоять как из газообразной, так и из конденсированной массы. Конденсированная фаза, которая проявляется в виде дыма, может быть как твердыми, так и жидкими частицами. Только газообразные продукты способствуют развитию давления. Однако конденсированная фаза, безусловно, вносит свой вклад в тягу ракетного двигателя из-за своей массы и скорости.

Наличие твердых или жидких частиц в выхлопе ракеты приводит к снижению производительности по ряду причин:

• Эта часть массы сгорания не может выполнять работу расширения и, следовательно, не способствует ускорению потока выхлопных газов.
• Более высокая эффективная молекулярная масса этих продуктов снижает характеристическую скорость истечения C*.
• Из-за тепловой инерции тепло конденсированных частиц частично выбрасывается из сопла перед передачей этого тепла окружающему газу и, следовательно, не преобразуется в кинетическую энергию. Это известно как тепловое отставание частиц .
• Аналогичным образом, из-за относительно большой массы частиц (по сравнению с газами) они не могут ускоряться так же быстро, как окружающие газы, особенно в той части сопла, где ускорение потока чрезвычайно велико (горловина). Ускорение частиц зависит от сопротивления трения в газовом потоке, что требует дифференциальной скорости. Конечным результатом является то, что частицы конденсированной фазы выходят из сопла с меньшей скоростью, чем газы. Это называется скорость частиц отстает от .

Камера давления

Кривая давления ракетного двигателя имеет переходные и установившиеся режимы. Переходные фазы — это когда давление существенно меняется во времени — во время фазы воспламенения и запуска, а также после полного (или почти полного) потребления зерна, когда давление падает до уровня окружающей среды во время фазы выключения. Изменение давления в камере во время стационарной фазы горения в основном связано с изменением геометрии зерен с соответствующим изменением скорости горения. Однако могут играть роль и другие факторы, такие как эрозия горловины сопла и эрозионное увеличение скорости горения.

Монотопливные двигатели

На сегодняшний день наиболее широко используемым типом двигателя для управления ориентацией и скоростью космического корабля является монотопливный гидразин. Его отличные эксплуатационные характеристики, относительная стабильность при нормальных условиях хранения и чистые продукты разложения сделали его стандартом. Общая последовательность операций гидразинового двигателя такова:

• Когда система управления ориентацией подает сигнал на работу двигателя, открывается электрический электромагнитный клапан, пропуская гидразин. Действие может быть импульсным (до 5 мс) или продолжительным (стационарное состояние).
• Давление в топливном баке выталкивает жидкий гидразин в инжектор. Он поступает в виде аэрозоля в камеру тяги и контактирует со слоями катализатора.
• Слой катализатора состоит из гранул оксида алюминия, пропитанных иридием. Поступающий гидразин нагревается до точки испарения за счет контакта со слоем катализатора и с горячими газами, покидающими частицы катализатора. Температура гидразина повышается до точки, при которой скорость его разложения становится настолько высокой, что химические реакции становятся самоподдерживающимися.
• Управляя параметрами потока и геометрией каталитической камеры, разработчик может адаптировать пропорцию химических продуктов, температуру отработавших газов, молекулярную массу и, следовательно, энтальпию для данного применения. Для подруливающих устройств, где удельный импульс имеет первостепенное значение, разработчик пытается обеспечить диссоциацию аммиака на уровне 30-40%, что является примерно самым низким процентом, который можно надежно поддерживать. Для применения в газогенераторах, где обычно желательны газы с более низкой температурой, разработчик предусматривает более высокие уровни диссоциации аммиака.
• Наконец, в космическом двигателе продукты разложения гидразина покидают слой катализатора и выходят из камеры через выхлопное сопло с высокой степенью расширения для создания тяги.

Монотопливные гидразиновые двигатели обычно производят удельный импульс от 230 до 240 секунд.

Другими подходящими топливами для двигателей с каталитическим разложением являются перекись водорода и закись азота, однако характеристики значительно ниже, чем у гидразина — удельный импульс около 150 с с H ₂ O ₂ и около 170 с с N ₂ O.

Монотопливные системы успешно обеспечивают поддержание орбиты и управление ориентацией, но им не хватает характеристик для выполнения маневров V с малым весом, необходимых для вывода на орбиту. Двухтопливные системы привлекательны тем, что они могут выполнять все три функции с помощью одной системы с более высокими характеристиками, но они более сложны, чем обычные твердотопливные и монотопливные комбинированные системы. Третий вариант 9Двухрежимные системы 8099 . Эти системы представляют собой гибридные конструкции, в которых гидразин используется как в качестве топлива для высокопроизводительных двухкомпонентных двигателей, так и в качестве монотоплива с обычными каталитическими двигателями малой тяги. Гидразин подается как к двухкомпонентным, так и к монотопливным двигателям из общего топливного бака.

Движитель холодного газа — это просто управляемый источник сжатого газа и сопло. Он представляет собой простейшую форму ракетного двигателя. Холодный газ имеет множество применений, где простота и/или необходимость избегать горячих газов важнее высокой производительности. Примером такой системы является пилотируемый маневренный блок, используемый космонавтами.

Постановка

Многоступенчатые ракеты

обеспечивают улучшенную полезную нагрузку для транспортных средств с высокими требованиями к V, таких как ракеты-носители или межпланетные космические корабли. В многоступенчатой ​​ракете топливо хранится в небольших отдельных баках, а не в одном большом баке, как в одноступенчатой ​​ракете. Поскольку каждый пустой бак выбрасывается, энергия не расходуется на ускорение пустых баков, поэтому получается более высокое общее значение V. В качестве альтернативы, большая масса полезной нагрузки может быть ускорена до того же общего V. Для удобства отдельные баки обычно комплектуются собственными двигателями, при этом каждый сбрасываемый блок называется 9.8099 этап .

Характеристики многоступенчатых ракет описываются тем же уравнением, что и одноступенчатые ракеты, но должны определяться поэтапно. Приращение скорости V _i для каждой ступени рассчитывается, как и раньше,

, где m _oi представляет собой общую массу автомобиля при включении ступени i , а м _fi представляет собой общую массу автомобиля при включении ступени 9.8099 i это сгоревший но еще не выброшенный . Важно понимать, что масса полезной нагрузки для любой ступени состоит из массы всех последующих ступеней плюс самой конечной полезной нагрузки. В этом случае приращение скорости транспортного средства представляет собой сумму приращений для отдельных ступеней, где n — общее количество ступеней.

Щелкните здесь, например, проблема № 1. 12

Определяем долю полезной нагрузки как отношение массы полезной нагрузки к начальной массе, или m _pl /m _o .

Для многоступенчатого транспортного средства с разными ступенями общая доля полезной нагрузки транспортного средства зависит от того, как требование V распределяется между ступенями. Фракции полезной нагрузки будут уменьшены, если V разделен неоптимально. Оптимальное распределение может быть определено методом проб и ошибок. Постулируется распределение V и рассчитывается результирующая доля полезной нагрузки. Распределение V изменяется до тех пор, пока доля полезной нагрузки не будет максимальной. После того, как выбрано V-распределение, определение размера транспортного средства выполняется, начиная с самой верхней или последней ступени (чья полезная нагрузка является фактической доставляемой полезной нагрузкой) и вычисляя начальную массу этой сборки. Затем эта сборка формирует полезную нагрузку для предыдущей ступени, и процесс повторяется до тех пор, пока не будут определены размеры всех ступеней. Результаты показывают, что для максимизации доли полезной нагрузки для данного требования V:

1. Ступени с более высоким I _sp должны быть выше ступеней с более низким I _sp .

2. Больше V должны обеспечивать ступени с более высоким I _sp .

3. Каждый последующий этап должен быть меньше предыдущего.

4. Подобные этапы должны обеспечивать одинаковую V.

---

Составлено, отредактировано и частично написано Робертом А. Бреунигом, 1997, 2005, 2007, 2009, 2012.

Библиография

Главная страницаОсновы космических полетов — Ракетное топливо — Ракетное движение — Орбитальная механика — Межпланетный полет Космическое оборудование — Системы космических кораблей — Технические характеристики транспортных средств — Ракеты-носители Космические миссии — Пилотируемые космические полеты — Планетарные космические корабли — Лунные космические кораблиВсемирные космические центрыКосмические вехиГлоссарийБиблиография

Топливо Комбинированное	L*, см
Топливо на основе азотной кислоты/гидразина	76-89
Тетроксид азота/гидразин-базовая топливо	76-89
Пероксид водорода/rp-1 (в том числе кровати Cataleyst)	. 1	102-127
Liquid oxygen/ammonia	76-102
Liquid oxygen/liquid hydrogen (GH 2 injection)	56-71
Liquid oxygen/liquid hydrogen ( левый 2 Инъекция)	76-102
Жидкий фтор/Жидкий водород (GH 2 Инъекция)	56-66
5 56-66
5 56-66
5 56-66
5 56-66
5 56-66
5 56-66
5 56-66. -76
Жидкий фтор/гидразин	61-71
Топливо на основе трифторида хлора/гидразина	51-89

Назад

Главная

Следующий

Сопло

— перезапускаемые твердотопливные двигатели через расширительные глотки?

Я никогда не слышал о чем-то подобном (и мне не удалось найти ссылку на него), но это кажется интересной концепцией и определенно не кратким ответом, поэтому я постараюсь обобщить ее как можно лучше. Можно.

Твердое топливо представляет собой что-то вроде плотной резины, которая после воспламенения воспламеняющего заряда будет продолжать гореть, пока не закончится. В отличие от жидкостных двигателей, где вы можете отключить топливо, или электрического двигателя, где вы можете отключить мощность, нет переключателя, который мог бы его остановить, поэтому я предполагаю, что причина любой системы, которую вы видели, заключается в том, чтобы внезапно увеличить горловину диаметра, вы в некоторой степени потеряете давление в камере, и пламя может «высосаться» из камеры, эффективно «выключив» двигатель. Я объясняю это, потому что буду основывать остальную часть ответа на этом предположении.

Я думаю, также важно упомянуть, что тот факт, что у вас есть схема или концепция, не означает, что конструкция действительно может быть реализована в реальной жизни (может быть, очень низкотемпературный прототип в лаборатории просто для проверки концепции), в на самом деле, очень часто интересная концепция умирает, как только вы начинаете работать над тем, что вам действительно нужно для ее создания.

Во-первых, как они спроектировали такое горло? Мое первое предположение, что они не делают. Химические ракеты имеют камеру сгорания под высоким давлением, в которой происходит химическая реакция, затем горловину двигателя/двигателя, где газы, образующиеся в результате этой реакции, ускоряются и достигают максимальной скорости, а затем сопло, которое управляет выхлопом. Поскольку газы достигают своей максимальной скорости в сопле, это также точка, где трение выше и, как следствие, это более горячая часть двигателя / двигателя. В твердотопливных двигателях эта часть изготавливается из материала, который выдерживает очень высокие температуры, медленно разрушаясь по всему объему. С другой стороны, жидкостные двигатели используют сложные системы жидкостного охлаждения.

Существуют ограничения конструкции горловины, которые необходимо учитывать при разработке чего-то вроде регулируемой горловины. Вам все еще нужно убедиться, что конструкция не создает дополнительное трение и не прерывает поток газа, так как это еще больше увеличит нагрев и снизит эффективность и тягу, поэтому что-то из движущихся частей и частей — очень плохой вариант, вы хотите это быть гладким. Вы могли бы рассмотреть, возможно, гипотетический гибкий материал с низким коэффициентом теплового расширения, который можно сжать, чтобы уменьшить поперечное сечение горловины, с внешним механизмом для управления «сжатием», но если он достаточно гибкий, чтобы его можно было сжать, он будет вероятно, будет деформирован внутренним давлением камеры сгорания, и вы также не сможете сжать горловину без некоторого сморщивания материала, что опять же увеличит трение. Что я вижу, так это то, что при разработке регулируемого горловины существует противоречивый набор целей, которые без некоторого выдуманного материала невозможно выполнить одновременно.

Второй и третий вопросы проще. Предполагая, что механизм «выключения» работает, как я упоминал в начале, вы не потеряете топливо во время «выброса» (возможно, только газы, уже находящиеся в патроннике), это будет чем-то похоже на выключение свечи для зажгите его позже, так что для целей третьего вопроса двигатель будет полностью выключен, ни пламени, ничего.

Наконец, почему в этой теме не упоминаются НИОКР?
Отсутствие материала, который можно было бы использовать для этого, является серьезной причиной, но даже если бы был материал, который можно было бы использовать, вам нужно спросить себя, действительно ли оно того стоит. В конце концов, как и все остальное в космической отрасли, приходится идти на компромиссы. На этом этапе необходимо спросить, стоит ли это проектировать, и стоит ли вообще его иметь.

Вы должны спросить, зачем вам в первую очередь перезапускаемый твердотопливный двигатель:

• Твердотопливные двигатели обеспечивают большую тягу при низких затратах, но они менее эффективны, поэтому они используются в основном для выхода из атмосферы , либо в качестве основного ускорителя, как в новой Vega C Rocket (Vega-C), либо в качестве накладных ускорителей для поддержки основной сцены, как в SLS (SLS). В других сценариях вам будет интересно выключить твердотопливный двигатель, чтобы снова зажечь его позже.
• Они также используются, потому что они просты и надежны и могут храниться без особого обслуживания в течение длительного периода времени. Если вы добавите механические компоненты, вам нужно будет регулярно проводить техническое обслуживание, и это сделает усилитель более дорогим, тяжелым и менее эффективным. (Кроме того, вам нужно будет добавлять дополнительный заряд зажигания каждый раз, когда вы хотите снова включить его, что также добавит массу).
• В космическом сценарии, например, при изменении орбиты или удержании станции, вам нужны очень эффективные двигатели, высокая тяга не является приоритетом и в зависимости от приложения может быть проблемой. Обычно имеют двигатели или ускорители, тяга которых неоднородна, с небольшими вариациями поперечного сечения сопла, которые со временем могут накапливаться и сбивать космический корабль с курса, если их не учитывать. С жидкостным двигателем малой тяги эти изменения накапливаются очень медленно, и вы можете использовать системы RCS для компенсации или вращать космический корабль вдоль оси двигателя, чтобы изменения усреднялись с течением времени. Но с твердотопливными двигателями высокая тяга означает, что эти изменения накапливаются намного быстрее, и при необходимости очень сложно реализовать какие-либо корректирующие меры.

В общем, я бы сказал, что регулируемая горловина того не стоит, потому что она не делает солидный ускоритель лучше:

• Добавляет сложности, что приводит к большему количеству потенциальных точек отказа и необходимости дополнительного обслуживания.
• Добавляет массу, что снижает эффективность твердотопливного двигателя.
• Нет сценария, в котором возможность выключения и повторного включения твердотельного бустера работала бы лучше, чем текущие решения.
• Не говоря уже о том, что нет материала, который позволил бы его изготовить.

Твердотопливный ракетный ускоритель — Kerbal Space Program Wiki

Сравнение размеров доступных деталей SRB SRB , иногда просто называемый твердотопливным ускорителем , представляет собой ракетный двигатель, работающий на твердом топливе. SRB включают двигатель и топливо в одной части. После воспламенения они не могут быть отключены или дросселированы и будут гореть на максимальной тяге, пока не будет израсходован весь их внутренний запас топлива. Поскольку твердое топливо не может передаваться между частями, сгоревший твердотопливный ускоритель не может быть повторно зажжен. Используя настройки, вы можете уменьшить количество твердого топлива в ускорителе или ограничить количество тяги при запуске и, таким образом, уменьшить время горения или twr.

По сравнению с другими ракетными двигателями твердотопливные ускорители обладают высокой тяговооруженностью, но низким удельным импульсом (топливной эффективностью). Поэтому они обычно используются на первой ступени ракеты, когда необходима тяга, чтобы оторвать от земли изначально тяжелую ракету. Бустеры обычно устанавливаются на радиальных развязках, чтобы их можно было выбросить, как только они сгорят.

Доступные детали

В следующей таблице представлен обзор всех SRB в KSP.

Плотность твердого топлива 7,5 кг/ед.				Масса (т)					Топливо ()	Тяга (кН)		ТВР				И сп (с)		Сжечь (с)
												Полный		Пусто
Изображение	Деталь	Радиальный размер	Стоимость ()	Полный	Пусто	Макс. Темп. (К)	Допуск (м/с)	Допуск (г)		атм	В переменного тока	атм	В переменного тока	атм	В переменного тока	атм	В переменного тока
	Твердотопливный ускоритель РТ-5 «Блоха»	1″> Маленький, с радиальным креплением	200 (116)	1,50	0,45	2 000	7	50	140	162,91	192,0	11.07	13.05	36,92	43,51	140	165	8,8
	Твердотопливный ускоритель РТ-10 «Молот»	Маленький, с радиальным креплением	400 (175)	3,56	0,75	2 000	7	50	375	9″> 197,90	227,0	5,66	6,50	26,91	30,86	170	195	23,7
	Твердотопливный ускоритель BACC «Thumper»	Маленький, с радиальным креплением	850 (358)	7,65	1,50	2 200	7	50	820	250,00	300,0	3,33	4,00	17.00	20,39	175	210	2″> 42,2
	S1 SRB-KD25k Твердотопливный ускоритель «Отдача»	Маленький, с радиальным креплением	2 700 (1 140)	24.00	4,50	2 200	7	50	2 600	593,86	670,0	2,52	2,85	13,46	15.18	195	220	62,8
	Сепратрон I	Радиальная установка	75 (70,2)	0725″> 0,1	0,0	2 000	7	50	8	13,79	18,0	19.40	25,32	112,51	146,84	118	154	5,0
	Твердотопливный ускоритель FM1 «Mite»	Миниатюрный радиальный монтаж	75 (51,0)	0,375	0,075	2 200	7	50	40	11.012	5″> 12,5	2,93	3,33	14,68	16,66	185	210	49,44
	Твердотопливный ускоритель F3S0 «Креветка»	Миниатюрный радиальный монтаж	150 (96,0)	0,875	0,155	2 200	7	50	90	26.512	30,0	3,22	3,65	17.1	19.35	190	215	44″> 47,44
	Твердотопливный ускоритель С2-17 «Чистокровный»	Большой, с радиальным креплением	9 000 (4 200,0)	70.00	10.00	2 200	10	50	8 000	1 515,217	1 700,0	2,16	2,43	15.15	17,0	205	230	79,6
	Твердотопливный ускоритель S2-33 «Клайдесдейл»	Большой, с радиальным креплением	18 500 (8 660,0)	144,00	21.