Сага о ракетных топливах

Область применения

ТРД наиболее активно развивались в качестве двигателей для всевозможных военных и коммерческих самолётов до 70-80-х годов XX века. В настоящее время ТРД потеряли значительную часть своей ниши в авиастроении, будучи вытесненными более экономичными двухконтурными ТРД (ТРДД).

Можно сказать, что с 1960-х и по сей день в самолётном авиадвигателестроении — эра ТРДД. ТРДД различных типов являются наиболее распространённым классом ВРД, используемых на самолётах, от высокоскоростных истребителей-перехватчиков с ТРДД с малой степенью до гигантских коммерческих и военно-транспортных самолётов с ТРДД с высокой степенью двухконтурности.

Будущее ракетных двигателей

Мы привыкли видеть химические ракетные двигатели, которые сжигают топливо для производства тяги. Но есть масса других способов для получения тяги. Любая система, которая способна толкать массу. Если вы хотите ускорить бейсбольный мячик до невероятной скорости, вам нужен жизнеспособный ракетный двигатель. Единственная проблема при таком подходе — это выхлоп, который будет тянуться через пространство. Именно эта небольшая проблема приводит к тому, что ракетные инженеры предпочитают газы горящим продуктам.

Многие ракетные двигатели крайне малы. К примеру, двигатели ориентации на спутниках вообще не создают большую тягу. Иногда на спутниках практически не используется топливо — газообразный азот под давлением выбрасывается из резервуара через сопло.

Новые конструкции должны найти способ ускорить ионы или атомные частицы до высокой скорости, чтобы сделать тягу более эффективной. А пока будем пытаться делать электромагнитные двигатели и ждать, что там еще выкинет Элон Маск со своим SpaceX.

Конфигурации твердотопливных ракет

В описаниях твердотопливных ракет можно часто встретить следующее:

«Топливо для ракет состоит из перхлората аммония (окислитель, по весу – 69,6%), полимера (связующая смесь – 12,04%), алюминия (16%), оксида железа (катализатор – 0,4%) и эпоксидный отверждащий агент (1,96%). Перфорация сделана в форме 11-конечной звезды, находящейся в переднем сегменте двигателя и в форме дважды усеченного конуса в каждом из остальных сегментов, в т.ч. и конечном. Благодаря такой конфигурации при розжиге обеспечивается высокая тяга, а затем, через 50 с после старта, она уменьшается приблизительно на треть, предотвращая перенапряжение аппарата в период максимального динамического давления.

В этом плане объясняется не просто состав топлива, но и форма канала, который был пробуренный в центре топлива. Как выглядит перфорация в виде 11-конечной звезды, можете увидеть на фото:

Весь смысл в том, чтобы увеличить площадь поверхности канала, и соответственно, увеличить площадь выгорания, в результате чего увеличиться тяга. По мере сгорания топлива, форма меняется к кругу. Такая форма в случае с космическим шаттлом дает серьезную изначальную тягу, которая в средине полета становится немного послабее.

Твердотопливные двигатели имеют 3 важные преимущества:

• низкая стоимость;
• простота;
• безопасность.

Хотя есть и 2 недостатка:

двигатель нельзя отключать или запускать повторно после зажигания;

невозможность контроля тяги.

Недостатки означают, что тип твердотопливных ракет подходит только для непродолжительных задач или систем ускорения. Если вам нужно управлять двигателем, то придется прибегнуть к системе жидкого топлива.

Особенности доставки и оплаты купленного товара

Каждый из клиентов магазина «Братья Райт» сможет получить исчерпывающую и квалифицированную консультацию по вопросам сборки, эксплуатации и ремонта выбранной RC-модели. В целях повышения качества обслуживания своих клиентов мы постоянно работаем над оптимизацией вопросов логистики. Так, на сегодняшний день доставка радиомоделей по Москве и России осуществляется в максимально короткие сроки.

В пределах столицы доставка заказанных радиоуправляемых моделей производится курьером. Для иногородних покупателей заказ может быть доставлен одной из нескольких почтовых служб или специализированной транспортной компанией.

Дополнительным плюсом для покупателей является гибкая ценовая политика нашего магазина. Каждый из клиентов, сделавший покупку у нас, получает специальную дисконтную накопительную карту, которую можно использовать для дальнейших покупок.

Сотрудничество с нашим магазином – удобно, комфортно, выгодно!

Устройство и принцип работы агрегата

По своей конструкции движок не очень сложный, он представлен камерой сгорания, где оборудованы форсунки и свечи зажигания, которые необходимы для подачи горючего и добычи искрового заряда. Компрессор оснащен на валу вместе с колесом, обладающим особыми лопатками.

Помимо этого мотор состоит из таких составляющих как — редуктор, канал впуска, теплообменник, игла, диффузор и выпускной трубопровод.

Во время вращения компрессорного вала, воздушный поток, поступающий через канал впуска, захватывается его лопастями. После увеличения скорости компрессора до пятисот м в секунду, он нагнетается в диффузор. Скорость у воздуха на выходе диффузора снижается, но давление увеличивается. Затем воздушный поток оказывается в теплообменнике, где происходит его нагрев за счет отработанных газов, а после этого воздух подается в камеру сгорания.

Вместе с ним туда попадает горючее, которое распыляется через форсунок. После того как топливо перемешивается с воздухом, создается топливно-воздушная смесь, которая загорается благодаря искре получаемой от свечи зажигания. Давление в камере при этом начинает увеличиваться, а турбинное колесо приводится в действие за счет газов попадающих на лопатки колеса.

В итоге осуществляется передача крутящего момента колеса на трансмиссию авто, а отходящие газы выбрасываются в атмосферу.

Отличительные черты газотурбинных двигателей

Сегодня наиболее широко подобный тип моторов используется в авиации. Увы, но из-за особенностей устройства они не могут применяться для обычных легковых автомобилей.

По сравнению с другими агрегатами внутреннего сгорания газотурбинный движок обладает наибольшей удельной мощностью, что является его основным плюсом. Помимо этого такой двигатель способен функционировать не только на бензине, но и на множества других видах жидкого горючего. Как правило, он работает на керосине либо на дизельном горючем.

Газотурбинный и поршневой двигатель, которые устанавливаются на «легковушках» за счет сжигания топлива изменяют химическую энергию горючего в тепловую, а затем и в механическую.

Но сам процесс у данных агрегатов немного различается. И в том и в другом движке сначала осуществляется забор (то есть воздушный поток поступает в мотор), затем происходит сжатие и впрыск горючего, после этого ТВС загорается, вследствие чего сильно расширяется и в результате выбрасывается в атмосферу.

Различие состоит в том, что в газотурбинных аппаратах все это проходит в одно время, но в различных частях агрегата. В поршневом же все осуществляется в одной точке, но по очередности.

Проходя через турбинный мотор, воздух сильно сжимается в объеме и благодаря этому увеличивает давление почти в сорок раз.

Единственное движение в турбине это вращательное, когда как в иных агрегатах внутреннего сгорания, помимо вращения коленвала также происходит движение поршня.

КПД и мощность газотурбинного двигателя выше чем у поршневого, несмотря на то, что вес и размеры меньше.

Для экономного потребления топлива газовая турбина оснащена теплообменником — диском из керамики, который функционирует от двигателя с небольшой частотой вращения.

Конструкция ракеты

Конструкции большинства ракет в основном схожи между собой. Они удовлетворяют в большинстве случаев, так скажем, идеальной «эмпирической ракете»:

• длина ракеты полная: L= 15~25 D

• длина головного обтекателя: Ln = 2.5~3.5*D

• размах стабилизатора: S = 1~2*D

• общая площадь стабилизаторов: F= 0,7~0,8*A,где A=L*D — площадь продольного сечения корпуса,

• запас устойчивости: k = 1,5~3*D

«Эмпирическая ракета» Rocki

В зависимости от поставленных целей и используемых компонентов параметры ракеты могут варьироваться, конечно же, но почти всегда укладываются в вышеобозначенные границы. В моём случае размер ракеты будет определяться исходя из размеров двигателя, парашюта и электроники. Чтобы уместить всё в корпусе ракеты я использую трубу диаметром в 50мм. Трубу можно сделать, в идеале, из стеклопластика, а можно взять ПП канализационную трубу — она сравнительно прочная и лёгкая. Головной обтекатель также делается из этой же трубы — вырезается «корона» (длиной в 2-3 диаметра ракеты) и склеивается вместе, образуя параболическую форму. Хотя, конечно есть и другие варианты — выточить обтекатель из деревянной заготовки на токарном станке или распечатать его на 3D-принтере. Обтекатель должен быть максимально правильной формы, гладким — это необходимо для снижения аэродинамического сопротивления ракеты и снижения вредных срывных течений в носовой части ракеты. 

Стабилизаторы стоит изготавливать из достаточно лёгкого, но прочного материала. Например пластика, фанеры или бальзы. Форма и размер стабилизаторов зависят от размеров ракеты, а если быть точным, то от расположения центра тяжести ракеты и центра давления.

Модель устойчивости ракетыПроверка стабильности ракеты — просто раскручиваем ракету над головой

Центр тяжести ракеты определяется простым методом «взвешивания». Положив ракету на руку, нужно найти точку, в которой достигается равновесие.

Центр давления рассчитывается используя метод определения центра давления по Борроумену. К слову сказать, есть и другой, хотя и куда менее точный способ определения центра давления — метод аэродинамической проекции. В любом случае, какой бы мы метод не использовали, чтобы ракета была устойчивой, расстояние между центром тяжести и центром давления должно составлять хотя бы 1,5 диаметра самой ракеты. Эта, так называемая «устойчивость в диаметрах» может быть и выше, хотя устойчивость больше 2-2,5 диаметров не рекомендуется, так как в этом случае стабилизаторы будут больше, а значит тяжелее. Кроме того, большая площадь стабилизаторов приведёт к тому, что ракета будет испытывать большие боковые нагрузки, что приведёт к тому, что она будет, как флюгер разворачиваться по ветру и лететь не вверх, а вбок; в худшем случае — флаттер приведёт к разрушению ракеты в полёте. Подробно об устойчивости можно почитать здесь.

Интерфейс Rocki-design и модель будущей ракеты

Есть готовые программные решения для расчёта параметров ракеты. Я использую Rocki-design, но чаще, тем более в англоязычном мире используют OpenRocket. Подобрав нужный размер стабилизаторов, вырезаем их из заготовки и прикручиваем винтами к корпусу, используя металлические уголки. Крепление должно быть жёстким. Для лёгких ракет сгодится и просто приклеивание, но для тяжелой ракеты лучше перестраховаться.

Жидкотопливные ракеты

Роберт Годдард в 1925 году испытал первый двигатель, работающий на жидком топливе. Его двигатель использовал для работы жидкий кислород и бензин. Также он стремился решить многие фундаментальные проблемы в конструкции двигателя ракеты, включая стратегии охлаждения, механизмы накачки и рулевые механизмы. Такие проблемы делают ракеты с жидким топливом столь сложными. Все это ему успешно удалось.

Главная идея максимально проста. В большинстве жидкотопливных ракетных двигателях окислитель и топливо (к примеру, жидкий кислород и бензин закачиваются в камеру сгорания). Там они сгорают, создавая поток горячих газов с высоким давлением и скоростью. Эти газы проходят через специальное сопло, которое делают их скорость еще большей (от 8 тыс. до 16 тыс. километров в час), а затем выходят. Ниже приведена простая схема, демонстрирующая этот процесс наглядно.

На схеме видно сложности обычного ракетного двигателя. Например, нормальное топливо – это холодный жидкий газ по типу жидкого кислорода или жидкого водорода. Но одной из серьезных проблем подобного двигателя является охлаждение сопла и камеры сгорания, поэтому сначала холодная жидкость циркулирует вокруг перегретых частей, дабы их охладить. Насосы должны генерировать высокое давление, чтобы преодолеть давление в камере сгорания, сжигаемой топливом. Это охлаждение и подкачка делает ракетный двигатель схожим на неудачную попытку сантехнической самореализации. Теперь рассмотрим все варианты комбинации топлива, которые применяется в жидкотопливных двигателях ракет:

• жидкий кислород и жидкий водород (главные двигатели космических шаттлов);
• жидкий кислород и бензин (первые ракеты Годдарда);
• жидкий кислород и керосин (применялись в программе «Аполлон» в 1 ступени «Сатурна-5»);
• жидкий кислород и спирт (применялись ракетах V2 немецкого производства);
• четырехокись азота/монометилгидразин (применялись в двигателях «Кассини»).

Детонационный двигатель

Между тем в России специализированная лаборатория «Детонационные ЖРД» научно-производственного объединения «Энергомаш» занимается разработкой спинового детонационного жидкостного ракетного двигателя, работающего на топливной паре кислород-керосин. О первом успешном испытании такой силовой установки было объявлено 26 августа текущего года. Следует отметить, что это первый в мире спиновый детонационный двигатель, разрабатываемый специально для использования на ракетах-носителях. Аналогичную силовую установку сегодня создают и в США, однако ее планируется использовать в качестве более экономичной и эффективной замены газотурбинных двигателей на кораблях ВМС.

Изучение принципов работы и разработка детонационных двигателей ведется в некоторых странах мира уже больше 70 лет. Впервые ими занялись еще в Германии в 1940-е годы. Правда, тогда работающего прототипа детонационного двигателя исследователям создать не удалось, но были разработаны и серийно выпускались пульсирующие воздушно-реактивные двигатели. Они ставились на ракеты «Фау-1». В силовых установках таких ракет топливо подавалось в камеру сгорания небольшими порциями через равные промежутки времени. При этом распространение процесса горения по топливу происходило на скорости, меньшей скорости звука. Такое сгорание называется дефлаграцией, оно лежит в основе работы всех обычных двигателей внутреннего сгорания.

В детонационном двигателе фронт горения распространяется по топливной смеси быстрее скорости звука. Такой процесс горения называется детонацией. Детонационные двигатели сегодня делятся на два типа: импульсные и спиновые. Последние иногда называют ротационными. Принцип работы импульсных двигателей схож с таковым у пульсирующих воздушно-реактивных двигателей: топливо и окислитель подаются в камеру сгорания с высокой частотой через равные промежутки времени. Основное отличие заключается в детонационном горении топливной смеси в камере сгорания. Благодаря детонации топливо сгорает полнее, выделяя большее количество энергии, чем при дефлаграции.

В спиновых детонационных двигателях используется кольцевая камера сгорания. В ней топливная смесь подается последовательно через радиально расположенные клапаны. В таких силовых установках детонация не затухает, пока подаются топливо и окислитель. Во время работы двигателя детонационная волна «обегает» кольцевую камеру сгорания, причем топливная смесь за ней успевает обновиться. При этом, если в импульсном двигателе в камеру сгорания следует подавать предварительно подготовленную смесь топлива и окислителя, то в спиновом двигателе этого делать не нужно — фронт высокого давления, движущийся перед детонационной волной, вполне эффективно смешивает необходимые компоненты. Ротационный двигатель впервые начали изучать в СССР в 1950-х годах.

Благодаря своей экономичности при высокой выдаваемой мощности спиновые детонационные двигатели в ракетах-носителях позволят существенно сократить объемы топлива и окислителя, необходимые для вывода полезного груза на орбиту. На практике (и это свойственно всем уже перечисленным проектам), уменьшение массы двигателя (а силовая установка будет весить меньше обычной ракетной), топлива и окислителя позволит либо увеличить забрасываемый вес носителя при сохранении его габаритов, либо оставить забрасываемый вес неизменным при уменьшении габаритов ракеты. Забрасываемый вес ракеты-носителя — это масса последней ступени, ее топлива и полезного груза.

В перспективе гонку на рынке космических запусков выиграет тот, кто сможет как можно дешевле выводить на орбиту как можно больше грузов. Некоторые компании полагают, что благодаря использованию новых технологий стоимость вывода грузов на низкую орбиту можно будет опустить ниже тысячи долларов за килограмм и ниже десяти тысяч за килограмм при запуске на геопереходную орбиту. Правда, когда именно такое будет возможно, пока неясно. По самым смелым оценкам, новые ракетные двигатели будут использоваться на ракетах-носителях с середины 2020-х годов.

Примечания

1. ↑ .
2. ↑ Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей. Учебник для вузов. Авторы: В. М. Акимов, В. И. Бакулев, Р. И. Курзинер, В. В. Поляков, В. А. Сосунов, С. М. Шляхтенко. Под редакцией С. М. Шляхтенко. 2-е издание, переработанное и дополненное. М.: Машиностроение, 1987
3. ↑ Александр Грек. Человек, который купил космодром // Популярная механика. — 2017. — № 11. — С. 54.
4. ↑ Андрей Суворов. Ядерный след // Популярная механика. — 2018. — № 5. — С. 88-92.

Плюсы и минусы двигателя

Газовая турбина, как и паровая, развивает большие обороты, что позволяет ей набирать хорошую мощность, несмотря на свои компактные размеры.

Охлаждается турбина очень просто и эффективно, для этого не нужно каких-либо дополнительных приборов. У нее нет трущихся элементов, а подшипников совсем немного, за счет чего движок способен функционировать надежно и долгое время без поломок.

Главный минус подобных агрегатов в том, что стоимость материалов, из которых они изготавливаются довольно высокая. Цена на ремонт газотурбинных двигателей тоже немалая. Но, несмотря на это они постоянно совершенствуются и разрабатываются во многих странах мира, включая нашу.

Газовую турбину не устанавливают на легковые автомобили, прежде всего из-за постоянной нужды в ограничении температуры газов, которые поступают на турбинные лопатки. Вследствие этого понижается КПД аппарата и повышается потребление горючего.

Сегодня уже придуманы некоторые методы, которые позволяют повысить КПД турбинных двигателей, например, с помощью охлаждения лопаток или применения тепла выхлопных газов для обогрева воздушного потока, который поступает в камеру. Поэтому вполне возможно, что через некоторое время разработчики смогут создать экономичный двигатель своими руками для автомобиля.

Среди главных преимуществ агрегата можно также выделить:

• Низкое содержание вредоносных веществ в выхлопных газах;
• Простота в обслуживании (не нужно менять масло, а все детали обладают износостойкостью и долговечностью);
• Нет вибраций, поскольку есть возможность запросто сбалансировать вращающейся элементы;
• Низкий уровень шума во время работы;
• Хорошая характеристика кривой крутящего момента;
• Заводиться быстро и без затруднений, а отклик двигателя на газ не запаздывает;
• Повышенная удельная мощность.

Городская легенда

До 1995 года эта легенда вполне себе существовала, передаваясь из уст в уста. Ну а что вы думали — всё самое интересное только в интернете придумывают? И вот тут даже можно примерно понять, откуда же у неё ноги растут. Скорее всего, отправной точкой стало рекламное шоу компанииКрайслер» для раскрутки маркиДодж», снятое в 1958 году. В передаче кроме милых певичек и джазовых ансамблей была ещё и невероятная поездка по дну высохшего озера Эль Мираж, что в Калифорнии, наДодж Коронет», оснащённом авиационным ускорителем. И да, тогда всё прошло более чем удачно — в чём можно самостоятельно убедиться, начав смотреть на тридцатой минуте ролика.

https://youtube.com/watch?v=ZGEjFh-GCUo

Технически такая поездка вполне возможна. Более того, автомобиль не самолёт, ему летать не надо, а законы физики для всех действуют одинаково.

И вот тут очень странными выглядят целых две передачиРазрушители мифов», посвящённые этой городской легенде. В 2003 году ведущие попытались проверить, возможно ли это в принципе — посмотреть ролик в интернете было слишком сложно, а потому они пошли другим путем. Достать авиационный ускоритель не получилось, а потому они создавали свой вариант из доступных в продаже ракетных двигателей.

Главная загадка была: получится ли достичь скорости 500 км/ч и потеряет ли на такой скорости машина возможность тормозить или нет? Сама по себе постановка вопроса странная, ведь никто не видел, какой скорости реально достиг выдуманный гонщик из легенды, так что попытка разрушить миф выглядит не очень.

Отдельно хочется отметить интернациональность мифа о нестандартном использовании ускорителя. Автору этой статьи такую легенду рассказывали в России в 1990 году — и даже показывали взлётную полосу, где и произошёл фатальный заезд. Правда, в нашей версии ускоритель СПРД был снят то ли с истребителя Миг-21, то ли с Су-7, прикручен к мотоциклу(наверняка красному) и использован для того, чтобы превратиться в призрачного гонщика прямо на взлётно-посадочной полосе военного аэродрома.

Изюминкой истории было описание того, как мотоциклиста закрутило и размазало о бетон полосы(руками при этом энергично показывалось — как именно).

Городские легенды — они такие.

Испытания ПВРД

В конце апреля 1944 года в тесном сотрудничестве НИИ авиации в Брауншвейге и научно-исследовательский институт аэродинамики (Aerodynamischen Versuchsanstalt) в Геттингене начали совместные исследования моделей. Целью этих исследований было установление окончательной формы силовой установки, а также конструкторские работы по созданию оптимальных форсунок и испарителя.

Конфигурация корпуса (трубы) силовой установки, соответствующая последним результатам аэродинамических исследований, была окончательно определена в середине июля 1944 года, а в конце месяца на заводе компании Focke-Wulf в Бад-Айльзене (Bad Eilsen) завершилось изготовление двух опытных образцов (Рис. 2).

Рис. 2. Форма силовой установки, подобранная после завершения испытаний в научно-исследовательском институте аэродинамики, Геттинген

Однако следующий шаг, предложенный доктором Пабстом – провести лётные испытания для изучения влияния ПВРД на летные характеристики и поведение самолета в воздухе – так и не был сделан. Хотя конструкторская документация по установке корпусов опытных ПВРД на законцовках крыла истребителя FW 190 была полностью разработана, испытания не состоялись из-за отказа поставить самолет для этих целей (Рис. 3).

Рис. 3. Схема размещения ПВРД на законцовках крыла истребителя FW 190A-10

Насколько быстро шла разработка корпуса ПВРД, настолько же проблемным оказалось создание работоспособного испарителя, в котором должно было испаряться тяжелое высококипящее топливо (каменноугольное масло ). Уже при первых принципиальных отработках возникли значительные проблемы с подачей необходимого количества топлива, которое должно было поступать в камеру сгорания в виде паров, со смесеобразованием, с регулировкой подачи топлива, установлением необходимого количества подаваемого топлива и поддержанием фронта пламени.

Сначала в компании Focke-Wulf рассчитывали завершить разработки в течение четырех месяцев, но вскоре стало понятно, что эти сроки иллюзорны и нереальны. В результате инженеры компании сконцентрировались на разработке камеры сгорания, которая могла бы работать без испарителя топлива.

В середине августа 1944 года была представлена первая работоспособная модель ПВРД. Эту силовую установку направили в Брауншвейгский НИИ авиации. Однако несмотря на то, что руководитель группы разработок (Chef der Amtsgruppe «Entwicklung») технического отдела подполковник Кнемайер (Oberstleutnant Knemeyer) в письме напомнил о необходимости провести испытания как можно быстрее, эти испытания камеры сгорания не были начаты. На это была серьезная причина: незадолго перед изготовлением первого работоспособного образца ПВРД бомбардировщики союзников нанесли удар по химическому комбинату Leuna-Werke, производившему необходимый для испытаний пропан. Завод был серьёзно поврежден и о быстром восстановлении производства пропана на нем не могло быть и речи.

После этого в середине сентября доктор Пабст предложил проводить испытания, используя в качестве топлива водород. Монтаж двухсот баллонов с водородом в испытательном центре Люфтваффе в Ораниенбурге (Oranienburg) растянулся на месяцы. Только в конце января 1945 года, когда было установлено всё необходимое для выполнения измерений оборудование и проведена сборка силовой установки, были выполнены измерения сопротивления обшивки неработающего ПВРД. В середине февраля стало возможным производить измерения величины тяги работающей силовой установки. При расходе воздуха 0,705 кг/с скорость газов на выходе из сопла составляла 352 м/с, что соответствовало расчетным данным. (Рис. 4).

Рис. 4. ПВРД, разработанный компанией Focke-Wulf

В декабре 1944 года по заказу верховного командования ВВС (степень срочности «DE») предусматривалось изготовить четыре предсерийных прямоточных воздушно-реактивных двигателя, которые можно было бы использовать на самолётах. Исследования в рамках этого заказа должны были вестись до конца августа 1945 года, но после того как войска противника заняли Брауншвейг и Бад-Айльзен, эти испытания прекратились.

Позднее, когда между союзниками по Антигитлеровской коалиции возникли разногласия, исследования, проводившиеся под руководством доктора Цобеля и доктора Пабста, были внимательно изучены. Союзники оценили их как новаторские и значительные. Согласно рассекреченным документам эти результаты использовались американскими и английскими научно-исследовательским институтами в качестве основы для ведущихся ими исследований. Захваченные союзниками материалы стали открыто публиковать только в 1955 году.

Базовые концепты

Упрощенная схема твердотопливной ракеты.

1. твердого (ракетное топливо) набивается в ракету с цилиндрическим отверстием посередине.
2. Воспламенитель сгорает поверхность пропеллента.
3. Цилиндрическое отверстие в порохе действует как камера сгорания .
4. Горячий выхлоп застревает в горле, что, помимо прочего, определяет величину создаваемой тяги.
5. Выхлоп выходит из ракеты.

Простой ракетный твердотопливный двигатель состоит из корпуса, сопла , зерна ( метательного заряда ) и воспламенителя .

Твердая зернистая масса горит предсказуемым образом с образованием выхлопных газов, поток которых описывается потоком Тейлора-Кулика . Эти сопла размеры рассчитаны для поддержания конструкции давления, при производстве тяги от выхлопных газов.

После воспламенения простой твердотопливный ракетный двигатель не может быть отключен, потому что он содержит все ингредиенты, необходимые для сгорания внутри камеры, в которой они сжигаются. Более продвинутые твердотопливные ракетные двигатели можно дросселировать , а также гасить, а затем повторно зажигать, контролируя геометрию сопла или используя вентиляционные отверстия. Кроме того, доступны импульсные ракетные двигатели, которые горят сегментами и которые могут запускаться по команде.

Современные конструкции могут также включать в себя управляемое сопло для наведения, авионику , оборудование для восстановления ( парашюты ), механизмы самоуничтожения , ВСУ , управляемые тактические двигатели, регулируемые двигатели отклонения и ориентации , а также материалы для управления тепловым режимом .

Достоинства и недостатки

Достоинствами твердотопливных ракет являются: относительная простота, отсутствие проблемы возможных утечек токсичного топлива, низкая пожароопасность, возможность долговременного хранения, надёжность.

Недостатками таких двигателей являются невысокий удельный импульс и относительные сложности с управлением тягой двигателя (дросселированием), его остановкой (отсечка тяги) и повторным запуском, по сравнению с ЖРД; как правило, больший уровень вибраций при работе, большое количество агрессивных веществ в выхлопе наиболее распространённых видов топлива с перхлоратом аммония.

Конверт

Корпус твердого ракетного топлива должен быть спроектирован так, чтобы выдерживать давление и нагрузки ракетного двигателя при очень высоких температурах. По своей конструкции корпус следует рассматривать как сосуд высокого давления. Конверт может быть изготовлен из нескольких типов материалов. Чтобы выдерживать давление, самые мощные подруливающие устройства сделаны из стали. Корпуса более эффективных двигателей (соотношение масса пустого / взлетная) изготовлены из углеродного волокна . На самых мощных подруливающих устройствах оболочка состоит из нескольких сегментов, чтобы обеспечить загрузку пороха сегмент за сегментом. Соединение между сегментами является слабым местом кожуха, который должен быть спроектирован так, чтобы выдерживать как давление, так и очень высокие температуры.

Для защиты корпуса от горячих и агрессивных газов на внутренней стенке корпуса часто размещается абляционная тепловая защита. Между этой защитой и порошковым блоком связующее ( лайнер ) закрепляет порошковый блок и корпус.

Преимущества

По сравнению с жидкими пороховыми ракетами , в твердом топливе SRBs была способна обеспечить большое количество тяги с относительно простой конструкции. Они обеспечивают большую тягу без значительных требований к охлаждению и изоляции и создают большую тягу для своих размеров. Добавление съемных SRB к транспортному средству, также работающему от жидкостных ракет, известному как ступенчатая, снижает количество необходимого жидкого ракетного топлива и снижает массу пусковой установки. Твердотопливные ускорители дешевле проектировать, тестировать и производить в долгосрочной перспективе по сравнению с эквивалентными жидкостными ракетными ускорителями. Возможность повторного использования компонентов в нескольких полетах, как в сборке Shuttle, также снизила затраты на оборудование.

Одним из примеров повышенной производительности, обеспечиваемой SRB, является ракета Ariane 4 . Базовая модель 40 без дополнительных ускорителей была способна поднять полезную нагрузку 4 795 фунтов (2 175 кг) на геостационарную переходную орбиту . Модель 44P с 4 твердотопливными ускорителями имеет полезную нагрузку 7 639 фунтов (3 465 кг) на ту же орбиту.