Двигатели для космических полетов

тема 3 :	Двигатели для космических полетов
материалы лекции

1. Основные типы ракетных двигателей и двигательных установок

Реактивным двигателем называют двигатель, который создает силу для перемещения аппарата в пространстве путем преобразования энергии собственного или внешнего источника в кинетическую энергию отбрасываемой струи вещества. Для работы реактивного двигателя можно использовать как вещество, размещенное на борту аппарата, так и окружающую среду, т.е. среду, в которой движется аппарат. Струю вещества, истекающую из реактивного двигателя, называют реактивной струей, а силу, которая возникает вследствие ее истечения и передается на аппарат, — реактивной силой. Реактивная сила представляет собой равнодействующую газо- и гидродинамических сил, действующих на внутренние поверхности реактивного двигателя при истечении из него вещества.

Параметры и агрегатное состояние вещества до его подачи в двигатель (т.е. исходного вещества) и в реактивной струе обычно существенно различаются. Исходное вещество для создания реактивной струи может находиться в газообразном, жидком или твердом состоянии и иметь температуру, равную температуре окружающей среды.

Реактивная струя чаще всего представляет собой высокотемпературную смесь газов. Вид используемого вещества во многом определяется типом реактивного двигателя.

Одним из основных агрегатов реактивного двигателя является камера; в ее начальной части вещество принимает состояние, требующееся для создания реактивной струи, а в конечной — вещество ускоряется, образуя реактивную струю. Например, в ряде реактивных двигателей составные части жидкого химического топлива подаются в камеру, в начальной части которой — в камере сгорания — они сгорают, выделяя теплоту и образуя газообразные продукты. Конечная часть камеры, называемая соплом, обеспечивает преобразование энергии теплового движения продуктов сгорания в кинетическую энергию реактивной струи.

Реактивные двигатели, используемые в настоящее время, представляют собой широкий класс двигателей самого различного назначения. Область их применения постоянно расширяется. Подавляющее большинство реактивных двигателей используется на летательных аппаратах (ЛА) различных типов.

Для создания реактивной силы необходимы:

а) источник первичной энергии, которая непосредственно или через промежуточный вид энергии преобразуется в кинетическую энергию реактивной струи;

б) вещество, которое в виде реактивной струи выбрасывается из двигателя; это вещество в наиболее общем случае называют рабочим телом;

в) двигатель, т.е. устройство, обеспечивающее указанное преобразование.

Рабочим телом или его составной частью могут быть:

а) газообразное или жидкое вещество окружающей среды, например атмосферы Земли и других планет или воды морей, рек и т.д.;

б) вещество, размещаемое в специальных емкостях (баках) аппарата
или непосредственно в камере двигателя;

в) смесь вещества окружающей среды (например, воздуха) и вещества (например, керосина), подаваемого в камеру из бака аппарата (вещество в твердом состоянии также может быть размещено непосредственно в камере).

Первичная энергия запасается на борту аппарата в каком-либо источнике или принимается от внешнего источника (например, от Солнца в виде его излучения).

В наименьшей степени зависят от окружающей среды реактивные двигатели, у которых рабочее тело и источник первичной энергии размещены на самом аппарате. Такие реактивные двигатели выделяют в отдельный класс ракетных двигателей (РД).

Ракетным двигателем называют реактивный двигатель, использующий для работы только вещества, имеющиеся в запасе на аппарате, предназначенном для перемещения. Такой аппарат может быть летательным, наземным или подводным. Наиболее широко ракетные двигатели используют на ЛА, называемых ракетами.

Учитывая значительную автономность ракетных двигателей от условий окружающей среды, их точнее было бы назвать автономными реактивными двигателями. Однако закрепился термин ракетный двигатель. Нельзя противопоставлять реактивные и ракетные двигатели: ракетные двигатели являются частным случаем реактивных двигателей. Ракетный двигатель является единственным типом реактивного двигателя, который может работать в любой газообразной и жидкой среде, а также в условиях среды с глубоким разрежением (с пренебрежимо малым давлением). Указанные условия характерны для космического пространства; для краткости в дальнейшем такую среду будем называть пустотой, имея в виду условность указанного термина.

Прежде чем рассматривать основные параметры и классификацию ракетных двигателей, разберем простейшие схемы и принцип действия наиболее характерных из них. Введем понятие о ракетной двигательной установке (ДУ), включающей в себя в наиболее общем случае источник первичной энергии, бак с рабочим телом, двигатель и систему подачи рабочего тела в двигатель.

К числу наиболее характерных двигательных установок относятся ДУ:

с жидкостным ракетным двигателем;

с ракетным двигателем твердого топлива;

с ядерным ракетным двигателем;

с электрическим ракетным двигателем.

Жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) называют ракетный двигатель, работающий на жидком ракетном топливе. Жидким ракетным топливом (ЖРТ) называют вещество (совокупность веществ) в жидком состоянии, способное в результате экзотермических химических реакций образовывать продукты, создающие реактивную силу при истечении из двигателя. При использовании жидких ракетных топлив экзотермические химические реакции — реакции окисления (горения) или разложения — протекают в камере сгорания или разложения с образованием газообразных продуктов сгорания или разложения и выделением теплоты.

Введем ряд терминов.

Компонентом жидкого ракетного топлива (компонентом топлива) называют отдельно хранимую и подводимую к камере ЖРД составляющую ЖРТ. Компонент топлива может состоять из одного вещества или смеси индивидуальных химических веществ. ЖРТ может быть одно- и многокомпонентным, в основном двухкомпонентным; за рубежом рассматривают целесообразность использования трехкомпонентных топлив для ЖРД большой тяги для мощных ракет.

Жидким ракетным горючим (горючим) называют компонент ЖРТ, окисляющийся в процессе горения.

Жидким ракетным окислителем (окислителем) называют компонент ЖРТ, служащий для окисления горючего в процессе горения.

Различают основное и вспомогательное ЖРТ.

Основным ЖРТ называют жидкое ракетное топливо, служащее для получения всей или основной доли тяги. Обычно в ЖРД применяют только одно топливо, которое используется также для вспомогательных целей (привода турбонасосного -агрегата, работы системы управляющих моментов и сил и т.п.).

Вспомогательным ЖРТ называют жидкое ракетное топливо, отличное от основного и применяемое только для вспомогательных целей. Продукты сгорания или разложения вспомогательного ЖРТ часто выбрасываются помимо камеры сгорания или разложения основной камеры. Одним или несколькими компонентами многокомпонентного вспомогательного топлива могут быть компоненты основного топлива.

Рис. 1.1. Упрощенная схема ДУ с ЖРД: 1 - камера; 2, 7 — клапаны окислителя и горючего; 3, 6 - баки окислителя и горючего; 4 - пневмоклапан; 5 - баллон со сжатым газом

В результате реакции горения происходит преобразование первичной (химической) энергии топлива в энергию теплового движения (в теплоту), в результате чего образуются газообразные продукты сгорания, обычно имеющие высокую температуру. Ускорение продуктов сгорания в сопле камеры вследствие преобразования их теплоты в кинетическую энергию приводит к созданию реактивной силы.

Жидкостной ракетной двигательной установкой, или более кратко двигательной установкой, называют установку, состоящую из одного или нескольких ЖРД, пневмогидравлической системы подачи топлива и вспомогательных устройств.

На рис. 1.1 изображена упрощенная схема ДУ с ЖРД. Двигательная установка состоит из камеры 1, баков компонентов топлива 3 и 6, клапанов компонентов топлива 2 и 7, баллона со сжатым газом 5 и пневмоклапана 4. При открытии последнего сжатый газ поступает из баллона в баки, в результате чего давление в них возрастает. При открытии клапанов 2 и 7 компоненты топлива (окислитель и горючее) начинают поступать в камеру, и в ней начинается процесс горения с истечением продуктов сгорания из сопла.

2. Основные параметры ЖРД

К числу основных параметров и характеристик ЖРД относятся следующие.

1. Тяга ЖРД — равнодействующая реактивной силы ЖРД и сил давления окружающей среды, действующих на его внешние поверхности, за
   исключением сил внешнего аэродинамического сопротивления. Различают тягу на земле (на уровне моря) и в пустоте. Из определения тяги ЖРД следует, что тяга двигателя в пустоте имеет наибольшее значение, а при наличии давления окружающей атмосферы тяга соответственно снижается. Например, тяга ЖРД SSМЕ (МТКК"Спейс Шаттл") в пустоте равна 2,09 МН, а на земле - 1,67 МН; тяга самого мощного в мире ЖРД РД-170 каждого из четырех блоков первой ступени ракеты-носителя (РН) "Энергия" составляет 7,4 МН на земле и 8,06 МН в пустоте.
2. Удельный импульс тяги ЖРД (удельный импульс ЖРД),- отношение тяги ЖРД к массовому расходу топлива ЖРД. Аналогично тяге удельный импульс ЖРД максимален в пустоте и соответственно уменьшается при наличии давления окружающей среды. Удельный импульс ЖРД в пустоте является важнейшим параметром двигателя, характеризующим эффективность жидкого ракетного топлива и совершенство конструкции двигателя. Наибольшее значение удельного импульса имеют кислородно-водородные ЖРД. Например, для ЖРД SSМЕ удельный импульс в пустоте равен 4464 м/с, а на земле - 3562 м/с.
3. Удельная масса ЖРД — отношение массы залитого ЖРД к его наибольшей тяге на основном режиме, причем масса залитого ЖРД определяется массой ЖРД (массой конструкции ЖРД) и компонентов топлива, заполняющих его трубопроводы и агрегаты при работе. При наличии нескольких основных режимов ЖРД его удельную массу определяют по наибольшей тяге. При проектировании стремятся обеспечить минимальное значение удельной массы. Удельная масса ЖРД Р-1 и SSМЕ равна 1,02 и 1,48 г/Н соответственно.
4. Тип ЖРТ. Обычно каждую ДУ конструируют для вполне определенного топлива, причем от него в значительной степени зависят удельные
   параметры ЖРД и ДУ и эффективность их применения в составе ЛА. В настоящее время наибольшее применение в качестве топлива находят жидкий кислород и жидкий водород, жидкий кислород и углеводородное горючее (в особенности керосин), а также азотный тетроксид N2O4 (четырехокись азота) и несимметричный диметилгидразин (НДМГ).
5. Время работы ЖРД - время от первой команды на запуск ЖРД
   до первой команды на его выключение. Для ЖРД многократного включения время работы равно суммарному времени работы ЖРД, соответствующему всем циклам работы. Обычно для ЖРД одноразового включения время работы не превышает 1000 с. Для двигателей многократного включения кроме времени их работы (суммарного времени непрерывной работы при каждом цикле) задают число циклов работы, а также минимальное и максимальное время (паузу) между ними. Например, ЖРД 1-2 третьей ступени РН "Сатурн-5" при первом цикле работал 180 с, а затем следовала пауза 4,5 ч, после чего двигатель повторно работал 300с.
6. Ресурс работы ЖРД — суммарное время работы ЖРД, в течение
   которого гарантируется обеспечение всех его параметров в заданном диапазоне допусков. Обычно ресурс работы ЖРД в несколько (три и более) раз превышает время его работы в составе ЛА. Для ЖРД, используемых в составе многоразовых транспортных космических кораблей (МТКК), указанный ресурс превышает время работы в одном полете в несколько десятков раз. Например, ЖРД SSМЕ рассчитан на 55 полетов, и ресурс его работы (без капитального ремонта) согласно техническому заданию составляет 27 • 103 с (7,5 ч).

Ресурс работы ЖРД малой тяги (ЖРДМТ), являющихся ЖРД многократного включения, характеризуется как временем работы, так и числом циклов работы. Например, для ЖРД К-40А (основного ЖРД ДУ реактивной системы управления МТКК "Спейс Шаттл") ресурс работы составляет 2 • 104 с и 5 • 104 циклов работы, а для ЖРД R-1Е-3 (вспомогательного ЖРД той же ДУ) - 125 • 103 с и 5 • 105 циклов работы.

7. Число основных режимов работы. Различают однорежимные ЖРД
(двигатели с одним основным режимом работы) и многорежимные ЖРД
(двигатели с несколькими основными режимами работы). ЖРД большой тяги являются однорежимными двигателями, но в последнее время за рубежом опубликовано большое число проектов двухрежимных ЖРД, в основном для одно- и двухступенчатых МТКК.

1. Диапазон изменения тяги. Для выполнения программы полета ЛА
   часто возникает необходимость в изменении тяги двигателя, что обеспечивается изменением массового расхода топлива в камеру ЖРД. Например,
   тяга ЖРД SSМЕ в полете может изменяться в диапазоне 65 ... 109 % Рном.
   На 60 ... 80-й секунде полета МТКК "Спейс шаттл" тяга всех трех ЖРД
   SSМЕ снижается примерно до 65 % Рном для уменьшения нагрузок на
   корабль в зоне максимального скоростного напора. Непосредственно перед 500-й секундой полета тяга указанных двигателей непрерывно снижается, чтобы перегрузки на космонавтов не превышали значения 3g3.
2. Давление в камере рк — среднее статическое давление продуктов
   сгорания в начале камеры сгорания у смесительной головки.

10. Импульс тяги ЖРД — интеграл от тяги ЖРД по времени. Значение импульса тяги ЖРД равно площади под кривой зависимости тяги двигателя от времени его работы. Указанный параметр особенно важен для ЖРД ИСЗ и КА, предназначенных для коррекции их траектории или орбиты.

3. Классификация ракетных двигательных установок

Конечной целью всех процессов, протекающих в ракетных двигателях, является обеспечение наибольшей кинетической энергии реактивной струи путем ускорения рабочего тела (продуктов сгорания, разложения, нагрева) тем или иным способом.. В электрических РД и ДУ рабочее тело в реактивной струе находится в виде плазмы.

Общая классификация РД и ДУ по видам первичной и промежуточной энергий приведена в табл. 1.1.

Различают следующие виды первичной энергии: химическая, ядерная, механическая (энергия сжатого газа), солнечная и энергия лазерного излучения.

РД и ДУ, в которых первичная энергия преобразуется в энергию теплового движения (промежуточная энергия), называют термическими.

РД и ДУ, в которых первичная энергия преобразуется в электрическую энергию (промежуточная энергия), называют электрическими.

Химической энергией обладают, как уже указывалось, вещества, которые могут вступать в химические реакции, протекающие с выделением теплоты и образованием газообразных продуктов.

Химические ракетные двигатели являются наиболее распространенными и хорошо освоенными РД, компоненты топлива которых одновременно являются источником теплоты и массы отбрасываемого вещества; последним в этом случае являются продукты реакции взаимодействия компонентов топлива.

Химические РД классифицируют по агрегатному состоянию топлива (компонентов топлива) (табл. 1.2).

В химических РД могут использоваться один, два и значительно реже три компонента топлива, причем исходное агрегатное состояние компонентов в топливах может быть одним и тем же или различным; топлива с компонентами, имеющими различное (гибридное) исходное агрегатное состояние, называют гибридными.

Основными (маршевыми) ДУ (РД) называют двигательные установки, обеспечивающие основное увеличение скорости РН, искусственного спутника Земли (ИСЗ), космического корабля (КК) или космического аппарата (КА) при их разгоне и снижение скорости КК или КА при их торможении (например, для спуска с орбиты на Землю или для перевода КК или КА на орбиту спутника другой планеты или Луны).

В составе ИСЗ кроме ДУ ориентации также может быть собственная маршевая двигательная установка. Для перевода ИСЗ с низкой орбиты на стационарную часто используют двухимпульсный маневр и соответственно два двигателя: перигейный двигатель, включаемый в перигее низкой орбиты и обеспечивающий первое приращение скорости спутника и его вывод на переходную (промежуточную эллиптическую) орбиту, и апогейный двигатель, включающийся в апогее переходной орбиты и обеспечивающий второе приращение скорости и вывод спутника на стационарную орбиту. В двухступенчатых межорбитальных буксирах (МОБ), предназначенных для перевода ИСЗ с низкой орбиты на стационарную, первая ступень оснащена перигейной, а вторая -- апогейной ДУ. В некоторых случаях одна и та же двигательная установка выполняет функции и перигейной, и апогейной ДУ.

Таблица 1

Общая классификация РД и ДУ

	С источником на борту ЛА	С источником вне ЛА
Первичная энергия	Химическая	Ядерная	Энергия теплового движения и потенциальная механическая энергия сжатого газа (пара)	Солнечная	Энергия лазерного излучения
Общее название класса РД и класса ДУ	Термические
Название РД	Химические	Ядерные	Холодного газа Перегретого пара	Солнечные	Лазерные
Промежуточная энергия	Энергия теплового движения	-	Энергия теплового движения
Общее название класса РД и ДУ			Электрические
Название подклассов ДУ	Химико-термические	Ядерно-термические	Механо- термические	Солнечно-термические	Лазерно-термические
Промежуточная энергия	Электрическая
Название подклассов ДУ	Химико-электрические	Ядерно-электрические		Солнечно-электрические	Лазерно-электрические

Таблица .2 Классификация химических РД по исходному агрегатному состоянию топлива
Исходное агрегатное состояние топлива	РД
Жидкое Твердое Газообразное Гелеобразное Псевдожидкое Гибридное	Жидкостный Твердого топлива Газотопливный Гелетопливный Порошкообразного топлива Гибридного топлива

Основной двигатель взлетной ступени спускаемого аппарата и посадочного блока, осуществивших мягкую посадку на Луну и планеты Солнечной системы, называют взлетным.

Рулевые (или управляющие) двигатели, или двигатели реактивной системы управления (РСУ), представляют собой вспомогательные двигатели, создающие управляющий момент для управления угловым положением ЛА.

Надобность в указанных двигателях для ступеней баллистических ракет (БР) и РН отсутствует, если в ступени применены два и более двигателей с карданным подвесом. При наличии в ступени одного двигателя с карданным подвесом необходимы лишь двигатели для управления по крену. Например, третья ступень РН "Сатурн-5" имела вспомогательную ДУ из шести ЖРДМТ для управления по крену, а также для управления ступенью при пассивном полете по программе "Аполлон". При шарнирной подвеске четырех основных двигателей ступени также отсутствует надобность в двигателях РСУ.

При шарнирной установке четырех рулевых двигателей обеспечивается управление ракеты по тангажу, рысканью и вращению. Если основной двигатель или основные двигатели установлены неподвижно, то необходимы двигатели РСУ для управления по всем трем осям.

Для поворота относительно заданной оси ориентации обычно используют два рулевых двигателя (в некоторых случаях две камеры или два сопла), создающих пару сил (управляющий момент) относительно этой оси.

Различают два режима работы двигателей РСУ: режим ориентации и режим стабилизации.

Режим ориентации имеет место при неработающих основных двигателях, при этом отсутствует влияние на движение центра масс, т.е. управление угловым положением КА при ориентации является самоцелью.

Двигатели РСУ при ориентации создают моменты, используемые для разворота ИСЗ, КА или КК относительно той или иной оси при их ориентации перед включением тормозного двигателя, ориентации антенны КА на Землю или панелей солнечных батарей на Солнце, ориентации КК на звезды при астрономических исследованиях и т д.

Управление угловым положением на режиме стабилизации вызвано тем, что тяга основного двигателя никогда не может быть направлена абсолютно точно через центр масс РН или КА, который к тому же смещается по мере расходования компонентов топлива из баков. Поэтому всегда имеется заранее неизвестный возмущающий момент, стремящийся отклонить РН или КА от заданного направления. Для компенсации действия указанного момента при работе основного двигателя, а также случайных атмосферных возмущений при подъеме РН необходимо управление ее угловым положением в режиме стабилизации. Цель стабилизации - не просто влиять на движение центра масс, а обеспечивать нужную траекторию указанного движения. Управление угловым положением при стабилизации является лишь средством для получения нужной траектории движения центра масс.

Часто двигателями РСУ являются ЖРД малой тяги многократного включения, работающими на самовоспламеняющемся топливе.

Некоторые ИСЗ и КА имеют одноосную стабилизацию, для чего в их составе имеются, по меньшей мере, два двигателя малой тяги, создающие крутящий момент.

Для трехосной стабилизации ИСЗ, КА и КК (по тангажу, курсу и крену) нужно иметь, по меньшей мере, шесть РД малой тяги (для обеспечения дублирования не менее двенадцати двигателей).

Двигатели коррекции обеспечивают коррекцию траектории ИСЗ, КА и КК, т.е. некоторое изменение направления и скорости их движения. Коррекцию осуществляют на основании результатов траекторных измерений. При дальних полетах коррекцию траектории КА и КК обычно проводят 2 ... 3 раза и более.

Часто основной двигатель может выполнять одновременно роль двигателя коррекции.

Для некоторых связных ИСЗ оказывается необходимой коррекция орбиты для синхронизации обращения спутника с суточным вращением Земли и поддержания неизменного расположения трассы ИСЗ относительно наземных пунктов связи. Коррекция периода орбиты необходима также при выводе стационарного ИСЗ.

Двигатели компенсируют действие возмущений на ИСЗ, вызванных солнечным ветром, влиянием гравитационных полей Луны и Солнца, а также неравномерностью гравитационного поля Земли; эти возмущения приводят к изменениям наклона плоскости орбиты, долготы, высоты ИСЗ над уровнем моря и углового поворота ИСЗ относительно его центра масс.

Тормозные двигатели предназначены для торможения ЛА или его частей. Основная составляющая тяги тормозного двигателя направлена против вектора скорости ЛА. Тормозные двигатели обеспечивают отделение отработавших ступеней РН, отделение ИСЗ, КА или КК от РН, торможение при подлете к Луне или планете для выхода на орбиту их спутника, торможение при сходе ИСЗ, искусственных спутников планет (Луны) при сходе с орбиты или посадочных блоков КК при посадке, мягкую посадку указанных ЛА на Луну или планеты, не имеющие достаточно плотной атмосферы. Последние двигатели называют также посадочными. Тормозной двигатель может быть одновременно и двигателем коррекции.

ДУ орбитального маневрирования предназначены для перемещения ИСЗ или КА на орбите, но могут в некоторых случаях выполнять роль основных и тормозных ДУ.

ДУ стыковки или сближающе-корректирующие ДУ используются для стыковки двух КА на орбите.

Наибольшее влияние на конструкцию и характеристики ДУ оказывает вид подачи компонентов топлива в ЖРД. Различают ДУ с вытеснительной и насосной подачей.

В составе ЖРД с насосной подачей имеются насосы и агрегат для их привода; им чаще всего является газовая турбина. Ее объединяют вместе с одним или двумя насосами в так называемый турбонасосный агрегат (ТНА). Для привода турбины в составе ЖРД с ТНА необходимо иметь газогенератор. В зависимости от того, выбрасывается ли отработанный газ из турбины в окружающую среду или вводится в основную камеру и дожигается в ней, различают двигатели без дожигания и двигатели с дожиганием.

Вытеснительной подачей называют подачу компонентов топлива в камеру путем их вытеснения из топливных баков.

В составе ЖРД с вытеснительной подачей нет агрегатов подачи; они входят в состав ДУ. Для вытеснения компонентов топлива в газовые объемы баков подается газ, заранее запасенный под высоким давлением в специальном баллоне либо вырабатываемый в жидкостном (ЖГГ) или твердотопливном (ТГГ) газогенераторе.

ДУ с ЖРД различают также по следующим признакам, в основном одинаково пригодным для обоих видов подачи.

1. По числу используемых компонентов топлива различают одно-, двух- и трехкомпонентные ДУ.

В однокомпонентных ДУ, в которых наиболее часто используют вытеснительную подачу, система подачи относительно простая — имеются бак и магистраль только одного компонента и требуется обеспечить подачу в двигатель лишь одного компонента. В качестве однокомпонентного топлива на начальном этапе разработки вспомогательных однокомпонентных ДУ для ИСЗ, КА и КК использовалась высококонцентрированная (80 ... 95 %) перекись водорода Н2О2.

В настоящее время такие вспомогательные двигательные установки применяют лишь в системах ориентации ступеней некоторых японских РН.

В других вспомогательных однокомпонентных ДУ перекись водорода вытеснена гидразином, при этом обеспечено увеличение удельного импульса примерно на 30 %. Кроме того, гидразин обладает длительной стабильностью при хранении; он более стабилен, чем перекись водорода, которая при контакте со многими конструкционными материалами и при наличии загрязнений легко разлагается.

Широкому применению гидразина в ЖРДМТ в значительной степени способствовало создание высоконадежных катализаторов с большим ресурсом, в частности катализатора "Шелл-405". Однако применение гидразина в ДУ сопряжено с определенными трудностями в связи с его токсичностью, высокой стоимостью, загрязнением окружающей среды при его производстве, а также в связи со склонностью гидразина к детонации (например, при адиабатном сжатии паров в магистрали ДУ на переходных режимах ее работы). ИСЗ и КА, выводимые на орбиту в грузовом отсеке МТКК, считаются опасным грузом, если их ДУ заправлена гидразином.

Однокомпонентные ДУ отличаются высокой надежностью.

Наиболее широко применяют двухкомпонентные ДУ, обладающие более высокими энергетическими характеристиками по сравнению с однокомпонентными ДУ. Но двухкомпонентные ДУ сложнее по конструкции, чем однокомпонентные. Из-за наличия баков окислителя и горючего, более сложной системы трубопроводов и необходимости обеспечения требуемого соотношения компонентов топлива (коэффициента Кm). В ДУ ИСЗ, КК и КА часто применяют не один, а несколько баков окислителя и горючего, что дополнительно усложняет систему трубопроводов двухкомпонентной ДУ.

Трехкомпонентные ДУ относятся к числу перспективных.

1. По числу используемых топлив все ДУ, применяемые в настоящее время, являются однотопливными, т.е. их двигатели все время работают на одном и том же топливе. Однако уже предложены схемы ДУ, в которых двигатели на начальном этапе полета работают на одном топливе (например, (02)ж + керосин (RР-1), а на завершающем этапе — на другом топливе (например, (02)ж + (Н2)ж). Такие ДУ называют двухтопливными. Для них рассматривают применение только насосной подачи.
2. По особенностям используемых ЖРТ и их компонентов их под разделяют:

по относительному значению давления насыщенного пара или критической температуре;

по различному взаимодействию при контакте их компонентов;

по уровню энергетических характеристик ЖРТ;

по токсичности и коррозионной активности компонентов.

По относительному значению давления насыщенного пара или критической температуре различают высококипящие, низкокипящие и криогенные компоненты ЖРТ.

Высококипящим компонентом ЖРТ называют компонент ракетного топлива, имеющий при максимальной температуре в условиях эксплуатации или хранения давление насыщенного пара ниже допустимого уровня по условиям прочности топливных баков.

Высококипящие компоненты топлива могут длительное время храниться в земных условиях (температура кипения значительно выше нормальной температуры); к таким компонентам относятся, в частности, керосин и этанол (этиловый спирт).

Высококипящие компоненты топлива можно хранить в конденсированном состоянии в герметичных стационарных емкостях и топливных баках без охлаждения компонентов, при этом практически нет потерь на испарение.

Низкокипящим компонентом ЖРТ называют компонент жидкого ракетного топлива, имеющий при максимальной температуре в условиях эксплуатации или хранения давление насыщенного пара выше допустимого уровня по условиям прочности топливных баков.

Низкокипящие компоненты топлива способны длительное время храниться в космических условиях (температура их кипения лишь немного ниже нормальной температуры); к таким компонентам топлива относят, в частности, горючие пропан С3Н8 и аммиак NН3, а также такой окислитель, как азотный тетраксид N204. Низкокипящий компонент топлива нельзя хранить в конденсированном состоянии в герметичных топливных баках без его охлаждения или возврата конденсата.

Криогенным компонентом ЖРТ называют компонент жидкого ракетного топлива, имеющий критическую температуру, меньшую, чем максимальная температура в условиях эксплуатации или хранения.

У криогенных компонентов топлива температура кипения при нормальных условиях ниже 100 К. Их нельзя хранить в конденсированном состоянии в герметичных емкостях без охлаждения или возврата конденсата.

Для исключения больших потерь на испарение баки и магистрали криогенных компонентов топлива должны обладать эффективной и обычно достаточно массивной теплоизоляцией, а при использовании в составе КА требуется система конденсации испаряющихся компонентов, что усложняет конструкции ДУ и требует затрат энергии. К криогенным компонентам топлива относятся жидкие кислород, водород, фтор и метан.

По различному взаимодействию при контакте компонентов ЖРТ подразделяют на самовоспламеняющиеся, ограниченно-самовоспламеняющиеся и несамовоспламе-няющиеся.

Самовоспламеняющимся жидким топливом называют жидкое ракетное топливо, воспламеняющееся при контакте компонентов в жидком состоянии во всем диапазоне давлений и температур, имеющих место при эксплуатации ЖРД; к самовоспламеняющимся топливам относятся топлива N204 (азотный тетраксид) + ММГ (монометилгидразин), N204 + N2Н4 (гидразин), N2О4 + НДМГ, а также все топлива на основе фтора.

Несамовоспламеняющимися топливами являются все топлива на основе кислорода, в том числе (02)ж + керосин и (02)ж + (Н2)ж.

По уровню энергетических характеристик ЖРТ можно выделить топлива:

низкоэнергетические (с относительно низким удельным импульсом - однокомпонентные и др.);

среднеэнергетические (со средним удельным импульсом— (02)ж + керосин , N204 + ММГ и др.);

высокоэнергетические (с высоким удельным импульсом: (02)ж+ (Н2)Ж, (F2) ж+(Н2)ж и др.).

По токсичности и коррозионной активности компонентов различают ЖРТ:

на нетоксичных и некоррозионно-активных компонентах топлива - (02)ж, углеводородные горючие и др.;

на токсичных и коррозионно-активных компонентах топлива - ММГ, НДМГ и особенно (F2)ж.

4. По развиваемой тяге различают ДУ:
малой тяги (0,01 ... 1600 Н);
средней тяги (1,6 кН ... 10 МН);
большой тяги (1 ... 10 МН);
сверхбольшой тяги (свыше 10 МН).

5. По особенностям режима работы ДУ подразделяют:

по характеру работы, числу циклов работы и по возможности и диапазону изменения тяги.

По характеру работы различают ДУ непрерывного действия и импульсные ДУ.

ДУ непрерывного действия могут быть с одноразовым и многократным включением; у них время непрерывной работы значительно больше времени выхода на номинальный режим и времени спада тяги.

У импульсных ДУ за коротким периодом работы следует также короткий период, в течение которого двигатель выключен, причем указанные периоды часто сменяют один другой. Импульсные ДУ необходимы, в частности, для систем стабилизации и ориентации спутников и космических аппаратов.

По числу циклов работы различают ДУ:

с одним циклом работы (SSМЕ, F-1, РД-107, РД-108, РД-253 и др.);

с несколькими циклами работы (J-2 и др.);

с многочисленными (до 106) циклами работы (большинство ЖРДМТ);

По возможности и диапазону изменения тяги можно выделить ДУ:

с неуправляемой тягой;

с относительно небольшим (±5 ... 10%) диапазоном изменения тяги; со средним дросселированием (например, у ЖРД SSМЕ до 65% Рном);

с глубоким дросселированием (например, до 10% РНОМ у посадочного ЖРД лунной ступени КК "Аполлон").

1. По месту заправки компонентами топлива различают ДУ с заправкой перед стартом и заправкой на заводе-изготовителе (снаряженные ДУ).
2. По степени связи баков и двигателей (блоков двигателей) в составе ДУ (для ИСЗ, КА, КК или ступеней РН, имеющих блоки двигателей одинакового или разного назначения, например основные (маршевые) двигатели и вспомогательные двигатели (двигатели ориентации и др.) ДУ подразделяют на автономные, объединенные и частично связанные.

В автономных ДУ каждый двигатель или блок двигателей использует для своей работы компоненты топлива из отдельных баков, т.е. такие ДУ по пневмогидравлической схеме не зависят друг от друга.

Недостаток автономных ДУ состоит в том, что для каждой ДУ в баках необходимо предусмотреть остатки компонентов топлива, причем они не могут быть использованы двигателями другой ДУ.

В объединенных ДУ все двигатели (одиночные или в виде блоков) используют общие топливные баки. Например, остатки компонентов топлива маршевой ДУ ИСЗ или КА (она обычно имеет небольшое число циклов работы) можно использовать для двигателей вспомогательной ДУ (например, ДУ ориентации), для которых характерны очень малые расходы компонентов топлива. В этом случае время ее работы можно заметно увеличить, при этом увеличивается срок эксплуатации ИСЗ или КА, часто зависящий именно от наличия компонентов топлива для двигателей ориентации. При том же сроке эксплуатации ИСЗ и КА можно уменьшить массу компонентов топлива (для некоторых ИСЗ на 20...40 кг) и снизить стоимость указанных аппаратов. Поэтому во всех вновь разрабатываемых зарубежных ИСЗ, КК и КА отдают предпочтение объединенным ДУ.

Большим преимуществом объединенных ДУ является также то, что в случае выхода из строя основного двигателя ДУ он может быть отключен, а необходимый маневр выполняется с помощью вспомогательных двигателей. Это существенно повышает надежность КА.

Примером объединенной ДУ являются блоки ДУ орбитального маневрирования второй ступени МТКК "Спейс шаттл"; ее ЖРД могут работать как от баков, расположенных в той же гондоле, так и от баков другой гондолы. Для объединения указанных блоков используются магистрали закольцовки, причем на магистрали окислителя и на магистрали горючего имеются параллельно дублированные клапаны.

В частично связанных ДУ предусматривается возможность работы ДУ меньшей тяги от баков ДУ большей тяги. Примером таких ДУ являются ДУ орбитального маневрирования и ДУ РСУ МТКК "Спейс шаттл". Задние блоки ДУ ориентации могут работать с отбором компонентов топлива из баков ДУ орбитального маневрирования, причем в этом случае последние работают в режиме расширения газовой подушки в диапазоне давления от 1,836 до 1,643 МПа. Для этих целей имеются магистрали окислителя и горючего для закольцовки баков ДУ орбитального маневрирования и ДУ РСУ, на которых установлены параллельно дублированные отсечные клапаны. Указанная связь обеспечивает дополнительную гибкость и надежность эксплуатации МТКК.

8. По способу обеспечения забора компонентов топлива баков различают ДУ:

с использованием вспомогательных РД малой тяги (РДТТ или ЖРД) для осаждения компонентов топлива в баках перед запуском в условиях невесомости;

с разделительным устройством (например, упругой мембраной в баках для ДУ с вытеснительной подачей);

с капиллярно-заборными устройствами в баках, использующими силы поверхностного натяжения жидкости.

9. По типу стабилизации, для которого предназначена ДУ, различают
ЛА с трехосной стабилизацией и ЛА, стабилизируемые вращением.

В состав ДУ ЛА с трехосной стабилизацией входят двигатели, обеспечивающие управление по тангажу, курсу и крену (в том числе путем отклонения двигателей в шарнирных или карданных подвесах).

Для ИСЗ с ЖРД предпочтительной является трехосная стабилизация. В состав ИСЗ часто входит инерциальная система отсчета, которую можно использовать и при выведении. При трехосной стабилизации можно значительно раньше, чем при стабилизации вращением, развернуть антенны и солнечные батареи.

ДУ ЛА, стабилизируемые вращением, включают в себя двигатели, создающие крутящий момент. Частота вращения ЛА может быть от 1 до 90 мин-1.

Стабилизация вращением применяется для межорбитальных буксиров. Ее проще реализовать, чем трехосную стабилизацию.

10. По надежности различают ДУ:

нормальной надежности;

повышенной надежности; повышенной надежностью обладают одно- и двухкомпонентные объединенные ДУ, в которых широко используются дублирование и резервирование узлов и агрегатов. Ниже рассмотрены некоторые примеры дублирования и резервирования, в том числе при описании схем конкретных ДУ.

Дублированные клапаны использовались на линии вытесняющего газа и в топливных магистралях ДУ орбитального блока КА "Викинг-75".

В апогейной ДУ ИСЗ "Лисат" применены два ЖРД, но намеченный маневр может выполнить один двигатель (второй является резервным).

Если в одном из двух указанных двигателей клапан по какой-либо причине заклинит в закрытом положении, то компоненты топлива перепускаются ко второму двигателю. Если клапан заклинит в открытом положении или возникнет опасная негерметичность одного из двигателей, то перекрываются топливные магистрали к нему.

ДУ КА "Галилей" является полностью зарезервированной с двумя блоками по семь двигателей в каждом.

11. По особенностям разработки ДУ для данного ЛА ДУ подразделяются на вновь разработанные, модифицированные и стандартные.

Модифицированные ДУ основываются на ранее разработанных ДУ; но срокам разработки и надежности такие ДУ часто превосходят вновь разработанные ДУ.

Стандартные ДУ можно использовать в различных ЛА (в частности, в различных ИСЗ). В стандартных ДУ масса компонентов топлива, заправляемая в баки, различна в зависимости от конкретной задачи данного ЛА.

4. Отечественные ядерные двигатели

Газофазный ЯРД

Основные исследования по двигателям и энергоустановкам с газофазными ядерными реакторами (ГФЯР) были направлены на отработку схемы, в которой высокотемпературная урановая плазма непосредственно контактирует с нагреваемым рабочим телом, а гидродинамические процессы стабилизируются с помощью внешнего магнитного поля. Удельный импульс газофазных ЯРД, по расчетам, может достигать 20000 м/с (более 2000 с).

Большой объем проведенных в этом направлении исследовательских работ, в том числе конструкторская проработка проектов газофазных ЯРД и энергоустановок (НИИТП, КБ «Энергомаш» и др.), позволили выявить как большие перспективы такой схемы, так и значительные трудности, связанные с ее реализацией.

Теоретические исследования по ГФЯР выполнялись с 1957 г. под руководством член-корреспондента АН СССР В.М.Иевлева в НИИ тепловых процессов. Решение о разработке двигателей и энергоустановок на основе ГФЯР было принято в 1963 г. руководителем ОКБ-456 (ныне НПО «Энергомаш») академиком В.П.Глушко, а затем утверждено постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР. К этому времени научный коллектив предприятия имел шестилетний опыт проектно-конструкторской и технологической разработки ЯРД с твердофазным реактором. На решение столь сложной и требующей колоссальных финансовых затрат научно-технической проблемы, какой является создание ГФЯР, в то время посягнули только две страны – СССР и США.

Предполагалось, что основным элементом конструкции ГФЯР будет одна или несколько рабочих камер, окруженных замедлителем – отражателем нейтронов. Ядерное горючее должно удерживаться изолированно от стенок камер в плазменном состоянии в количестве, необходимом для самоподдерживающейся цепной реакции.

Поток рабочего тела течет в промежутке между зоной делящейся плазмы и стенка ми. Его нагрев обеспечен лучистым теплопереносом, при этом его средняя температура на выходе из рабочей камеры достигает значений порядка 104 К. Рабочее тело поглощает лучистую энергию, обеспечивая одновременно и теплозащиту стенок.

Основная проблема при разработке газофазного реактора – снижение потерь делящегося вещества, которые не должны превышать долей процента от расхода рабочего тела. Ламинеаризация потока поступающего рабочего тела, профилирование поля его начальных скоростей, наложение внешнего магнитного поля, специальный подбор состава рабочих компонентов и выбор геометрии полости должны были обеспечить приемлемый уровень выноса ядерного горючего из камеры. Вынос компенсировался подачей горючего в рабочую камеру либо в жидкометаллическом виде (1500 К), либо путем введения пастообразной смеси его порошка с NaK-эвтектикой (расплавом, находящимся в равновесии с твердыми фазами).

Космические ЯЭДУ проектировались по открытой и замкнутой схемам. Первая включала однополостной реактор с кольцевым выходным каналом и газофазным твэлом (ГФТЭ) с застойной плазменной зоной ядерного горючего, стабилизированной мощным внешним соленоидом. Применение ЯРД такой схемы по экологическим соображениям возможно лишь на КА, но не на носителях, стартующих с Земли.

В установках замкнутой схемы энергия преобразуется магнитогидродинамическим (МГД) генератором, а все рабочие компоненты циркулируют по контуру, не имеющему связи с внешней средой. В этом случае получаем ЯЭДУ с весьма высоким КПД (30…40%), низкие значения удельной массы преобразователя и удельного расхода рабочего тела.

Крупным достижением отечественных специалистов, вобравшим в себя весь предшествующий опыт, можно считать концептуальную разработку ЯДЭУ для марсианской экспедиции на базе комбинированного однополостного газофазно-твердофазного реактора трансформируемой конструкции. Твердофазные тепловыделяющие сборки (ТВС), размещенные по кольцу вокруг центральной полости реактора и снабженные приводными механизмами, обеспечивают необходимый уровень нейтронного потока и критичность при запуске, когда ядерное горючее в полости газофазного твэла отсутствует. По мере подачи и накопления горючего в центральной полости, т.е. образования плазменной зоны и формирования газофазного твэла, ТВС из активной зоны извлекаются, а реактор превращается в ГФЯР.

Трансформируемая конструкция позволяет ЯДЭУ работать в двух режимах:

• двигательном (газофазном) тягой 17 тс при удельном импульсе 2000 с – на разгонных и тормозных участках траектории;

• энергетическом (твердофазном) с электрической мощностью 200 кВт для обеспечения внутренних нужд КА без расхода рабочего тела. Режим обеспечивается замкнутым газотурбинным контуром (рабочее тело – гелий-ксеноновая смесь), преобразованием тепловой энергии в электрическую (КПД – 20%) и сбросом избыточного тепла через холодильник-излучатель (цикл Брайтона).

На двигательном режиме работы электроснабжение обеспечивает встроенный в сопло многополюсный МГД-генератор мощностью 25 МВт с электродами и шинами возбуждения, ориентированными по образующим сопла.

Минимизацию массогабаритных характеристик ГФЯР обеспечивает:

• применение в качестве ядерного горючего урана-233;

• максимально возможное использование в замедлителе-отражателе реактора металлического, в т.ч. крупнокристаллического, бериллия, а в остальной части – графита;

• максимально возможное использование для высокотемпературных элементов конструкции рабочей камеры тугоплавких металлов улучшенного изотопного состава, а для силовых корпусов реактора – высокопрочных титановых сплавов и упрочняющих углекомпозитов;

• применение для сильноточных систем магнитной стабилизации, возбуждения МГД-генератора и электропривода насосов сверхпроводящего алюминия (чистотой 0.9999), допускающего (при охлаждении жидким водородом) плотность тока 50...100 А/мм2 при удельном сопротивлении в десятки раз ниже, чем у меди.

Экстремальные температурные режимы работы элементов конструкции ГФЯР и крайне агрессивная среда (расплавленный уран, водород высокого давления, щелочные металлы) потребовали проведения глубоких материаловедческо-технологических проработок. В результате были разработаны и внедрены в экспериментальное производство тугоплавкие сплавы на основе тантала-вольфрама-гафния, а также ниобия для системы подачи горючего, пористые тугоплавкие материалы на основе вольфрама и молибдена для некоторых участков стенок рабочей камеры, а никеля и нихрома – для высокотемпературных фильтров.

Конкуренцию газофазным ЯРД открытой схемы составляли электроракетные двигатели (ЭРД) с ядерными источниками энергии, для которых была выполнена концептуальная проработка ЯЭДУ замкнутой схемы массой 125 т и электрической мощностью 150 МВт с 19-твэльным струйным реактором без магнитной стабилизации, фарадеевским коаксиально-вихревым МГД-генератором со сверхпроводящей системой возбуждения и холодильной машиной с излучателем, с контуром циркуляции с сепарацией ядерного горючего от рабочего тела (гелий с добавкой NaK). Установка имела весьма хороший показатель удельной массы (0.83 кг/кВт); при этом масса реактора составила 35% от массы установки, МГД-генератора – 17%, систем теплосброса – 35%.

Конструктивная схема энергоблока:

1 – электроприводы; 2 – ходовые винты; 3 – подвижные твердофазные тепловыделяющие сборки; 4 – радиационная защита; 5 – коаксиальные катушки; 6 – полость реактора; 7 – силовой корпус; 8 – соленоид; 9 – упрочняющая намотка из углепластика; 10 – теплоизоляция соленоида; 11 – боковой замедлитель–отражатель; 12 – высокотемпературная молибденовая стенка; 13 – встроенный МГД-генератор; 14 – сверхзвуковое сопло; 15 – передний торцевой блок; 16 – твэлы (стержни из графита с диспергированным карбидом урана); 17 – задний торцевой блок; 18 – каналы, заполненные 3Не (исполнительные органы системы регулирования реактора); 19 – электроды фарадеевского многополюсного МГД-генератора

Плазменные ЭРД, запитываемые от подобной энергоустановки, при удельном импульсе 5000 с могли развивать тягу примерно 450 кгс. Марсианский экспедиционный комплекс (МЭК) с такой двигательной установкой имел бы тяговооруженность порядка 10-3, что во много раз превосходит значение этого параметра для ЯЭДУ, использующих твердофазные твэлы.

В период 1963–1973 гг. работы по проблеме ГФЯР и двигательно-энергетических установок на его основе в НПО «Энергомаш» вел отдел под руководством Р.А. Глиника численностью около 90 человек. В 1975 г. предполагалось выполнить демонстрационные реакторные испытания, однако в 1974 г. началась разработка мощного ЖРД РД-170/171 для системы «Энергия-Буран», в связи с чем исследования по ГФЯР были приостановлены, а коллектив отдела сокращен до 30 человек. В течение последующих лет шли лишь «бумажные» работы, а в конце 1989 г. финансирование практически полностью прекратилось.

В США также не удалось довести дело до минимальных демонстрационных испытаний.

Создание высокотемпературного ГФЯР и ЯЭДУ на его основе требует очень крупных инвестиций. Использование такого рода сложных и дорогих систем будет востребовано лишь тогда, когда на повестку дня встанет вопрос об индустриализации космоса с интенсивными транспортными потоками при большом наборе характеристических скоростей (например, многократные межорбитальные перемещения Земля–Луна, Земля–Марс и т.п.).

Кроме основных схем ЯРД – твердо- и газофазных, в 60–80-е годы широко исследовались и другие: с центробежным удержанием топлива (удельный импульс до 11000 м/с), твердофазные на стабильных компонентах топлива и с рабочим телом на основе гидрида лития, газофазные с шестифтористым ураном и др. По каждому из направлений получены ценные материалы, имеющие не только прикладное, но и фундаментальное теоретические и практическое значение. Начатое в середине 70-х годов изучение установок с циркулирующим топливом на основе шестифтористого урана привело к разработке предложений по использованию такой схемы в энергодвигательном комплексе марсианской экспедиции.

В области создания ЭРД и ЯЭДУ основные направления исследований – после начальной фазы поисковых работ – были сосредоточены на разработке установок с турбомашинным и непосредственным (термоэлетрическим и термоэмиссионным) преобразованием ядерной энергии в электрическую.

В течение всего периода разработки объектов космической ядерной энергетики большое внимание уделялось исследованиям вопросов обеспечения радиационной и ядерной безопасности (защита экипажа корабля, обслуживающего персонала, населения земного шара на всех этапах испытаний и эксплуатации).

К концу 60-х годов была выбрана общая концепция пилотируемой марсианской экспедиции и схема ее организации, требования к энергетике и ПГ, к характеристикам траекторного, взлетно-посадочного и десантного комплексов. Было показано, что штатный вариант разрабатывавшегося в то время носителя Н-1 обеспечивает реализацию пролетной (без высадки на поверхность) экспедиции к Марсу на корабле с кислородно-водородными ЖРД при пуске пяти-шести носителей и, соответственно, при четырех-пяти орбитальных стыковках элементов МЭК. Энергообеспечение экспедиции в таком полете предполагалось с помощью солнечных батарей.

Существовал также вариант решения задачи с использованием ЯЭУ термоэмиссионного типа и ЭРД малой тяги (проект НПО «Энергия»), позволяющий осуществить не только облетную, но и облетно-посадочную экспедицию. Правда, с учетом высокого требуемого уровня надежности экспедиции (необходимость подготовки и одновременного пуска двух кораблей), характеристики Н-1 представлялись для такой задачи уже недостаточными.

Еще один проект, с использованием ЯРД на основе твердофазного реактора, был разработан в те же годы в НПО машиностроения на базе перспективного варианта носителя УР-700. Были детально проработаны все специфические аспекты экспедиции, что позволяло (технически) осуществить подготовку и реализацию программы в течение 10–15 лет.

По одной из наиболее перспективных разработок, выполненной совместно НИИ тепловых процессов и НПО «Энергомаш», марсианский экспедиционный комплекс с блоком из двух трансформируемых ЯЭДУ, описанных выше, при массе ПГ 150 т имел расчетную стартовую массу на околоземной орбите 520...540 т (в зависимости от даты старта). Для сравнения: в случае применения «твердофазного» ЯРД стартовая масса комплекса составляла бы 730…800 т, а с ЖРД – 1700…2500 т.

Тем не менее в 60–70 годы ни один из разрабатываемых марсианских проектов не получил развития по двум причинам: отсутствие в то время экспериментальных подтверждений возможности длительной (до двух лет) работы человека в космосе и неприемлемо высокие для одной страны затраты на реализацию программы.

В конце 1980-х – начале 1990-х годов интерес к пилотируемой экспедиции на Марс вспыхнул с новой силой. Надежды были связаны с приоритетными работами в России по реализации длительных космических полетов (до года, что позволяло с известной осторожностью экстраполировать результаты и на двухлетний период) и с появившейся возможностью создания многосторонней международной кооперации по типу той, что образована для разработки, создания и эксплуатации МКС.

Двигатели для космических полетов