Ракетные Двигатели
Рефератвыполнила
Ученица 9Бкласса
Кожасова Индира
Содержание
TOC o «1-3» h z u введение. PAGEREF _Toc536036951 h 2
назначениеи виды ракетных двигателей. PAGEREF _Toc536036952 h 2
Термохимическиеракетные двигатели.PAGEREF _Toc536036953 h 3
Ядерныеракетные двигатели. PAGEREF _Toc536036954 h 6
другиевиды ракетных двигателей. PAGEREF_Toc536036955 h 8
Электрическиеракетные двигатели. PAGEREF _Toc536036956 h 9
Использованнаялитература. PAGEREF _Toc536036957 h 10
введение
Ракетный двигатель – это реактивныйдвигатель, не использующий для работы окружающую среду (воздух, воду). Наиболеешироко применяются химические ракетные двигатели. Разрабатываются ииспытываются другие виды ракетных двигателей – электрические, ядерные и другие.На космических станциях и аппаратах широко применяют и простейшие ракетныедвигатели, работающие на сжатых газах. Обычно в качестве рабочего тела в нихиспользуют азот. назначение и виды ракетныхдвигателей
По назначению ракетные двигателиподразделяют на несколько основных видов: разгонные (стартовые), тормозные,маршевые, управляющие и другие. Ракетные двигатели в основном применяются наракетах (отсюда взято название). Кроме этого ракетные двигатели иногда применяютв авиации. Ракетные двигатели являются основными двигателями в космонавтике.
По виду применяемого топлива(рабочего тела) ракетные двигатели подразделяются на:
Твердотопливные
Жидкостные
Военные (боевые) ракеты обычно имеюттвердотопливные двигатели. Это связанно с тем, что такой двигатель заправляетсяна заводе и не требует обслуживания весь срок хранения и службы самой ракеты.Часто твердотопливные двигатели применяют как разгонные для космических ракет.Особенно широко, в этом качестве, их применяют в США, Франции, Японии и Китае.
Жидкостные ракетные двигатели имеютболее высокие тяговые характеристики, чем твердотопливные. Поэтому их применяютдля вывода космических ракет на орбиту вокруг Земли и на межпланетные перелёты.Основными жидкими топливами для ракет являются керосин, гептан(диметилгидразин) и жидкий водород. Для таких видов топлива обязательнонеобходим окислитель (кислород). В качестве окислителя в таких двигателяхприменяют азотную кислоту и сжиженный кислород. Азотная кислота уступаетсжиженному кислороду по окислительным свойствам, но не требует поддержанияособого температурного режима при хранении, заправки и использовании ракет.
Двигатели для космических полетовотличаются от земных тем, что они при возможно меньшей массе и объеме должнывырабатывать как можно большую мощность. Кроме того, к ним предъявляются такиетребования, как исключительно высокая эффективность и надежность, значительноевремя работы. По виду используемой энергии двигательные установки космическихаппаратов подразделяются на четыре типа: термохимические, ядерные,электрические, солнечно – парусные. Каждый из перечисленных типов имеет своипреимущества и недостатки и может применяться в определенных условиях.
В настоящее время космическиекорабли, орбитальные станции и беспилотные спутники Земли выводятся в космосракетами, оснащенными мощными термохимическими двигателями. Существуют такжеминиатюрные двигатели малой силы тяги. Это уменьшенная копия мощных двигателей.Некоторые из них могут уместиться на ладони. Сила тяги таких двигателей оченьмала, но её бывает достаточно, чтобы управлять положением корабля впространстве. Термохимические ракетныедвигатели.
Известно, что в двигателевнутреннего сгорания, топке парового котла – всюду, где происходит сгорание, самоеактивное участие принимает атмосферный кислород. В космическом пространствевоздуха нет, а для работы ракетных двигателей в космическом пространственеобходимо иметь два компонента – горючее и окислитель.
В жидкостных термохимическихракетных двигателях в качестве горючего используется спирт, керосин, бензин,анилин, гидразин, диметилгидразин, жидкий водород. В качестве окислителяприменяют жидкий кислород, перекись водорода, азотная кислота. Возможно, вбудущем будет применяться в качестве окислителя жидкий фтор, когда будутизобретены способы хранения и использования такого активного химическоговещества.
Горючее и окислитель для жидкостныхреактивных двигателей хранятся раздельно, в специальных баках и с помощьюнасосов подаются в камеру сгорания. При их соединении в камере сгоранияразвивается температура до 3000 – 4500 °С.
Продукты сгорания, расширяясь,приобретают скорость от 2500 до 4500 м/с. Отталкиваясь от корпуса двигателя,они создают реактивную тягу. При этом, чем больше масса и скорость истечениягазов, тем больше силы тяги двигателя.
Удельную тягу двигателей принятооценивать величиной тяги создаваемой единицей массы топлива сгораемой за однусекунду. Эту величину называют удельным импульсом ракетного двигателя иизмеряют в секундах (кг тяги / кг сгоревшего топлива в секунду). Лучшиетвердотопливные ракетные двигатели имеют удельный импульс до 190 с., то есть 1кг топлива сгорающий за одну секунду создает тягу 190 кг. Водородно-кислородныйракетный двигатель имеет удельный импульс 350 с. Теоретическиводородно-фторовый двигатель может развить удельный импульс более 400 с.
Обычно применяемая схема жидкостногоракетного двигателя работает следующим образом. Сжатый газ создает необходимыйнапор в баках с криогенным горючим, для предотвращения возникновения газовыхпузырей в трубопроводах. Насосы подают топливо в ракетные двигатели. Топливовпрыскивается в камеру сгорания через большое количество форсунок. Также черезфорсунки в камеру сгорания впрыскивают и окислитель.
В любой машине при сгорании топливаобразуются большие тепловые потоки, нагревающие стенки двигателя. Если неохлаждать стенки камеры, то она быстро прогорит, из какого бы материала она нибыла сделана. Жидкостный реактивный двигатель, как правило, охлаждают одним изкомпонентов топлива. Для этого камеру делают двух стеночной. В зазоре междустенками протекает холодный компонент топлива.
Большую силу тяги создает двигатель,работающий на жидком кислороде и жидком водороде. В реактивной струе этогодвигателя газы мчатся со скоростью немногим больше 4 км/с. Температура этойструи около 3000°С, и состоит она из перегретого водяного пара, которыйобразуется при сгорании водорода и кислорода. Основные данные типичных топливдля жидкостных реактивных двигателей приведены в таблице №1
Таб. №1
Окислитель
Горючее
Плотность, кг/м3
Удельная тяга, с
Удельная теплота сгорания, кДж/кг
Азотная кислота
Керосин
1,36
235
6100
Жидкий кислород
Керосин
1,0
275
9200
Жидкий кислород
Жидкий водород
0,25
340
13400
Жидкий кислород
Диметилгидразин
1,02
285
9200
Жидкий фтор
Гидразин
1,32
345
9350
Но у кислорода наряду сдостоинствами есть и один недостаток – при нормальной температуре онпредставляет собой газ. Понятно, что применять в ракете газообразный кислороднельзя ведь в этом случае пришлось бы его хранить под большим давлением вмассивных баллонах. Поэтому уже Циолковский, первым предложивший кислород вкачестве компонента ракетного топлива, говорил о жидком кислороде как окомпоненте без которого космические полеты не будут возможны.
Чтобы превратить кислород вжидкость, его нужно охладить до температуры -183°С. Однако сжиженный кислородлегко и быстро испаряется, даже если его хранить в специальныхтеплоизолированных сосудах. Поэтому нельзя долго держать снаряженной ракету,двигатель которой использует в качестве окислителя жидкий кислород. Заправлятькислородный бак такой ракеты приходится непосредственно перед запуском. Еслитакое возможно для космических и других ракет гражданского назначения, то длявоенных ракет, которые требуется поддерживать в готовности к немедленномузапуску в течение длительного времени такое неприемлемо. Азотная кислота необладает таким недостатком и поэтому является «сохраняющимся» окислителем. Этимобъясняется её прочное положение в ракетной технике, особенно военной, несмотряна существенно меньшую силу тяги, которую она обеспечивает.
Использование наиболее сильного извсех известных химии окислителей – фтора позволит существенно увеличитьэффективность жидкостных реактивных двигателей. Однако жидкий фтор очень неудобенв эксплуатации и хранении из-за ядовитости и низкой температуры кипения(-188°С). Но это не останавливает ученых-ракетчиков: экспериментальныедвигатели на фторе уже существуют и испытываются в лабораториях и наэкспериментальных стендах.
Советский ученый Ф.А. Цандер еще втридцатые годы в своих трудах предложил использовать в межпланетных полетах вкачестве горючего легкие металлы, из которых будет изготовлен космическийкорабль – литий, бериллий, алюминий и др. В особенности как добавку к обычному топливу,например водородно-кислородному. Подобные «тройные композиции» способныобеспечить наибольшую из возможных для химических топлив скорость истечения –до 5 км/с. Но это уже практически предел ресурсов химии. Большего онапрактически сделать не может.
Хотя в предлагаемом описании покапреобладают жидкостные ракетные двигатели, нужно сказать, что первым в историичеловечества был создан термохимический ракетный двигатель на твердом топливе –РДТТ.
Топливо – например специальный порох– находится непосредственно в камере сгорания. Камера сгорания с реактивнымсоплом, заполненная твердым топливом – вот и вся конструкция. Режим сгораниятвердого топлива зависит от предназначения РДТТ (стартовый, маршевый иликомбинированный). Для твердотопливных ракет применяемых в военном делехарактерно наличие стартового и маршевого двигателей. Стартовый РДТТ развиваетбольшую тягу на очень короткое время, что необходимо для схода ракеты спусковой установки и её первоначального разгона. Маршевый РДТТ предназначен дляподдержания постоянной скорости полета ракеты на основном (маршевом) участкетраектории полета. Различия между ними заключаются в основном в конструкциикамеры сгорания и профиле поверхности горения топливного заряда, которыеопределяют скорость горения топлива от которой зависит время работы и тягадвигателя. В отличие от таких ракеткосмические ракеты-носители для запуска спутников Земли, орбитальных станций икосмических кораблей, а также межпланетных станций работают только в стартовомрежиме со старта ракеты до вывода объекта на орбиту вокруг Земли или намежпланетную траекторию.
В целом твердотопливные ракетныедвигатели на имеют много преимуществ перед двигателями на жидком топливе: онипросты в изготовлении, длительное время могут храниться, всегда готовы кдействию, относительно взрывобезопасны. Но по удельной тяге твердотопливныедвигатели на 10-30% уступают жидкостным.Ядерные ракетные двигатели
Один из основных недостатковракетных двигателей, работающих на жидком топливе, связан с ограниченной скоростьюистечения газов. В ядерных ракетных двигателях представляется возможнымиспользовать колоссальную энергию, выводящуюся при разложении ядерного«горючего», для нагревания рабочего вещества.
Принцип действия ядерных ракетныхдвигателей почти не отличается от принципа действия термохимических двигателей.Разница заключается в том, что рабочее тело нагревается не за счет своейсобственной химической энергии, а за счет «посторонней» энергии, выделяющейсяпри внутриядерной реакции. Рабочее тело пропускается через ядерный реактор, вкотором происходит реакция деления атомных ядер (например, урана), и при этомнагревается.
У ядерных ракетных двигателейотпадает необходимость в окислителе и поэтому может быть использована толькоодна жидкость.
В качестве рабочего телацелесообразно применять вещества, позволяющие двигателю развивать большую силутяги. Этому условию наиболее полно удовлетворяет водород, затем следует аммиак,гидразин и вода.
Процессы, при которых выделяетсяядерная энергия, подразделяют на радиоактивные превращения, реакции делениятяжелых ядер, реакцию синтеза легких ядер.
Радиоизотопные превращенияреализуются в так называемых изотопных источниках энергии. Удельная массоваяэнергия (энергия, которую может выделить вещество массой 1кг) искусственныхрадиоактивных изотопов значительно выше, чем химических топлив. Так, для 210Ро она равна 5*108КДж/кг, в то время как для наиболее энергопроизводительного химического топлива(бериллий с кислородом) это значение не превышает 3*104 КДж/кг.
К сожалению, подобные двигателиприменять на космических ракетах-носителях пока не рационально. Причина этого –высокая стоимость изотопного вещества и трудности эксплуатации. Ведь изотопвыделяет энергию постоянно, даже при его транспортировке в специальном контейнереи при стоянке ракеты на старте.
В ядерных реакторах используетсяболее энергопроизводительное топливо. Так, удельная массовая энергия 235U (делящегося изотопа урана)равна 6,75*109 КДж/кг, то есть примерно на порядок выше, чем уизотопа 210Ро. Эти двигатели можно «включать» и «выключать», ядерноегорючее (233U,235U, 238U, 239Pu) значительно дешевлеизотопного. У таких двигателей в качестве рабочего тела может применяться нетолько вода, но и более эффективные рабочие вещества – спирт, аммиак, жидкийводород. Удельная тяга двигателя с жидким водородом равна 900 с.
В простейшей схеме ядерногоракетного двигателя с реактором, работающим на твердом ядерном горючем рабочеетело размещено в баке. Насос подает его в камеру двигателя. Распыляясь спомощью форсунок, рабочее тело вступает в контакт с тепловыделяющим ядернымгорючим, нагревается, расширяется и с большой скоростью выбрасывается черезсопло наружу.
Ядерное горючее по запасу энергиипревосходит любой другой вид топлива. Тогда возникает закономерный вопрос –почему же установки на этом горючем имеют все-таки сравнительно небольшуюудельную тягу и большую массу? Дело в том, что удельная тяга твердофазногоядерного ракетного двигателя ограничена температурой делящегося вещества, аэнергетическая установка при работе испускает сильное ионизирующее излучение,оказывающее вредное действие на живые организмы. Биологическая защита от такихизлучений имеет большой вес не применима на космических летательных аппаратах.
Практические разработки ядерныхракетных двигателей, использующих твердое ядерное горючее, были начаты всередине 50-х годов 20-го столетия в Советском Союзе и США, почти одновременносо строительством первых ядерных электростанций. Работы проводились вобстановке повышенной секретности, но известно, что реального применения в космонавтике такие ракетныедвигатели до сих пор не получили. Все пока ограничилось использованиемизотопных источников электроэнергии относительно небольшой мощности набеспилотных искусственных спутниках Земли, межпланетных космических аппаратах ивсемирно известном советском «луноходе». другие виды ракетныхдвигателей
Существуют и более экзотическиепроекты ядерных ракетных двигателей, в которых делящееся вещество находится вжидком, газообразном или даже плазменном состоянии, однако реализация подобныхконструкций на современном уровне техники и технологий нереальна.
Существуют, пока на стадиитеоретической или лабораторной следующие проекты ракетных двигателей:
q
q 11КДж/кг, то есть примерно на два порядка выше производительности ядерных реакцийделения;
q
q Электрические ракетныедвигатели
Почти все рассмотренные вышеракетные двигатели, развивают огромную силу тяги и предназначены для выводакосмических аппаратов на орбиту вокруг Земли и разгона их до космическихскоростей для межпланетных полетов. Совсем другое дело – двигательные установкидля уже выведенных на орбиту или на межпланетную траекторию космическихаппаратов. Здесь, как правило, нужны двигатели малой мощности (несколькокиловатт или даже ватт) способные работать сотни и тысячи часов и многократновключаться и выключаться. Они позволяют поддерживать полет на орбите или позаданной траектории, компенсируя сопротивление полету создаваемое верхнимислоями атмосферы и солнечным ветром.
В электрических ракетных двигателяхразгон рабочего тела до определенной скорости производится нагреванием его электрическойэнергией. Электроэнергия поступает от солнечных батарей или атомнойэлектростанции. Способы нагревания рабочего тела различны, но реальноприменяется в основном электродуговой. Он показал себя очень надежным ивыдерживает большое количество включений. В качестве рабочего тела вэлектродуговых двигателя применяют водород. С помощью электрической дугиводород нагревается до очень высокойтемпературы и он превращается в плазму — электрически нейтральную смесьположительных ионов и электронов. Скорость истечения плазмы из двигателядостигает 20 км/с. Когда ученые решат проблему магнитной изоляции плазмы отстенок камеры двигателя, тогда можно будет значительно повысить температуруплазмы и довести скорость истечения до 100 км/с.
Первый электрическийракетный двигатель был разработан в Советском Союзе в 1929-1933 гг. подруководством В.П. Глушко (впоследствии он стал создателем двигателей длясоветских космических ракет и академиком) в знаменитой газодинамическойлаборатории (ГДЛ). Использованная литература
1.
2.