Ракетные двигатели

При этом топливо ракетного двигателя может быть как твердым, так и жидким, в связи с чем все ракетные двигатели (РД) делятся на две большие группы — двигатели на твердом топливе (пороховые РД) и двигатели на жидком топливе (жидкостно-реактивные, или ЖРД).

Двигатели на газообразном топливе, очевидно, исключаются, так как для хранения этих топлив необходимы либо огромные емкости, либо тяжелые баллоны для хранения газов под большим давлением, что для летательных аппаратов неприемлемо (газы могут применяться лишь в сжиженном виде).

Рассматривая свойства ракетных двигателей, мы пока отвлечемся от того, какое именно топливо сгорает в двигателе; об этом будет рассказано при описании разных ракетных двигателей. Сейчас для нас имеет значение только то, что в результате сгорания этого топлива из двигателя вытекает в атмосферу струя продуктов горения — горячих газов, создающая реактивную тягу.

Тяга ракетного двигателя

Создание реактивной тяги есть назначение всякого ракетного двигателя; поэтому величина тяги является важнейшей характеристикой двигателя.

Тяга современных ракетных двигателей колеблется от нескольких килограммов до десятков тонн, в зависимости от назначения и размеров двигателя.

Двигатели тяжелых дальнобойных ракет развивают тягу, превышающую тягу наиболее мощных паровозов, с могучей силой увлекающих за собой железнодорожные составы в тысячи тонн.

Фиг. 7. Принципиальная схема ракетного двигателя.

Как определить величину реактивной тяги? Обратимся для этой цели к фиг. 7, на которой представлена принципиальная схема ракетного двигателя.

Тяга образуется потому, что из двигателя вытекают газы. Чтобы вытолкнуть газы, двигатель должен действовать на них с какой-то силой; обратная сила — сила воздействия газов на двигатель — и есть реактивная тяга. Поэтому направление тяги обратно скорости вытекающих газов, а величина тяги равна силе, с которой выталкиваются газы. Очевидно, что величина этой силы зависит от количества вытекающих газов и их скорости. Механика учит, что эта сила, а следовательно, и сила тяги, равна произведению массы выталкиваемых в секунду газов на скорость их истечения.

Так как масса равна весу, деленному на ускорение земного притяжения (g=9,81 м/сек2), то для определения силы тяги служит следующая простая формула:

Каждый килограмм вытекающих в секунду газов создает тягу, численно равную, очевидно, 1/10 от скорости истечения. Эта тяга, носящая название удельной тяги или удельного импульса (размерность удельной тяги кг сек/кг), является основной характеристикой любого ракетного двигателя. Чем больше удельная тяга, т. е. чем большую тягу создает каждый килограмм газа, вытекающего в секунду из двигателя, тем совершеннее двигатель.

В современных ракетных двигателях скорость истечения колеблется от 1500 до 2500 м/сек, вследствие чего удельная тяга равна 150–250 кг сек/кг.

Какими же способами можно увеличить скорость истечения и вместе с нею удельную тягу проектируемого ракетного двигателя?

Скорость истечения газов из двигателя зависит от топлива, давления газов в двигателе и его конструкции.

Влияние топлива на скорость истечения сказывается в основном в том, что скорость истечения тем больше, чем больше теплотворная способность топлива, т. е. тепло, которое выделяет при сгорании каждый килограмм топлива.

Чтобы отчетливее представить себе влияние на скорость истечения теплотворной способности топлива, попробуем повнимательнее присмотреться к явлениям, происходящим в любом ракетном двигателе, т. е. к рабочему процессу двигателя.

Пусть в двигателе произошла химическая реакция (будем считать для определенности — сгорание), в результате которой выделилось какое-то количество тепла.

Вследствие этого газообразные продукты реакции — пары углекислоты, пары воды, азот и др. — сильно нагреваются, так что температура их достигает 2500 °C и более. Мы знаем из физики, что температура газа есть мера скорости движения его молекул; когда газ очень нагрет, то молекулы его движутся с очень большими скоростями. Однако непосредственно эту скорость движения молекул газа использовать для создания реактивной тяги нельзя, потому что молекулы внутри двигателя движутся беспорядочно, неорганизованно, во всех направлениях; имеет место так называемое тепловое движение молекул. Каждая молекула, отражаясь от стенок двигателя, создает, конечно, микроскопическую реактивную силу, но суммарная равнодействующая — результат бесчисленного множества таких молекулярных ударов, равна нулю. Благодаря хаотичности движения молекул давление на все стенки двигателя одинаково и никакого реактивного эффекта не получается.

Чтобы создать реактивную силу, необходимо обеспечить упорядоченное, организованное истечение молекул газа из двигателя в одном направлении; тогда реактивный эффект всех вытекающих молекул суммируется, давая в результате нужную нам реактивную силу. Поэтому всякий ракетный двигатель по идее представляет собой машину для извержения молекул газа с максимально возможной скоростью в одном, общем для всех молекул, направлении, следовательно, машину для преобразования химической энергии топлива сначала в тепловую энергию беспорядочного движения молекул, а затем в скоростную (кинетическую) энергию их упорядоченного истечения из двигателя.

Таким образом первая часть рабочего процесса ракетного двигателя заключается в преобразовании химической энергии топлива в тепловую. Это преобразование осуществляется в ходе химической реакции внутри двигателя, в той его части, которую называют камерой сгорания, и происходит обычно при постоянном давлении.

Вторая часть рабочего процесса двигателя заключается в преобразовании тепловой энергии хаотического движения молекул в скоростную энергию их организованного истечения, т. е. в скоростную энергию реактивной струи газов, вытекающих из двигателя. Это преобразование осуществляется в процессе расширения газов от давления, имеющего место в камере сгорания двигателя, до атмосферного давления, т. е. до давления на выходе из двигателя, и обычно происходит в той его части, которая носит название сопла.

В современных ракетных двигателях указанный выше рабочий процесс происходит непрерывно, хотя возможны двигатели прерывного действия, в которых подача топлива в камеру сгорания и все последующие процессы происходят периодически.

Таким образом общим результатом рабочего процесса ракетного двигателя является преобразование химической энергии топлива в скоростную энергию струи газов, вытекающих из сопла в атмосферу. Однако при этом далеко не вся химическая энергия топлива (теплотворная способность) переходит в скоростную энергию струи, а только определенная часть ее. Чем совершеннее рабочий процесс, тем больше эта полезно используемая часть теплотворной способности топлива. В современных; ракетных двигателях в скоростную энергию струи газов переходит меньше половины тепла, заключенного в топливе[2]. Большая часть (до 2/3) этого тепла представляет собой потери рабочего процесса. Часть тепла теряется из-за неполного сгорания топлива, а другая, большая, теряется вместе с газами, выходящими из двигателя, так как их температура очень высока (1000–1500 °C). Уменьшение этих потерь рабочего процесса приводит к увеличению скорости истечения и, следовательно, увеличению тяги. Однако, как учит термодинамика — наука о преобразовании тепла в работу, — все тепло не может перейти в скоростную энергию газов. Некоторая часть этого тепла представляет собой неизбежные потери.

Теперь ясно, как теплотворная способность топлива влияет на скорость истечения. Чем больше теплотворная способность, тем больше тепловой энергии, при данной степени совершенства рабочего процесса двигателя, переходит в скоростную энергию газов, т. е. тем больше скорость истечения. И физически очевидно, что чем больше скорость теплового движения молекул после сгорания, тем больше и скорость истечения газов из двигателя.

2

Для оценки совершенства рабочего процесса обычно вводят так называемый внутренний коэффициент полезного действия двигателя. Его величина равна 0,3–0,6.