Ракеталық қозғалтқыштар және олардың қолданылуы

🚀 Реактивті қозғалтқыштар: Жұмыс принципі, түрлері (химиялық, ядролық). Зымырандар мен ғарыш аппараттарында қолданылуы. Оқсидтеуші қажет емес!

21 мин оқу

100%

Дереккөз: Rocket engine — Wikipedia

Ағылшыншамен салыстырыңыз: абзацты басыңыз — түпнұсқа терезеде ашылады. Абзац астындағы EN түймесі оны мәтін ішінде көрсетеді.

Мазмұны

Кіріспе

Құрамында ауа жоқ реактивтік қозғалтқыш зымыранды немесе көлікті жылдамдату үшін қолданылады.

Ракеталық қозғалтқыш, жоғары жылдамдықты итергіш сұйықтық, әдетте жоғары температуралы газды құру үшін сақталған ракета отынын реакциялық масса ретінде пайдаланады. Ракеталық қозғалтқыштар – реакциялық қозғалтқыштар болып табылады, олар Ньютонның үшінші заңына сәйкес массаны артқа қарай шығару арқылы итерме күшін жасайды. Көптеген ракеталық қозғалтқыштар қажетті энергияны алу үшін реактивті химиялық заттарды жағуды қолданады, бірақ суық газды итергіштер және ядролық жылу ракеталары сияқты жанусыз түрлері де бар. Ракеталық қозғалтқыштармен қозғалатын көліктер баллистикалық зымырандарда (олар әдетте қатты отынды пайдаланады) және ракеталарда жиі қолданылады. Ракеталық көліктер, көптеген жану қозғалтқыштарынан айырмашылығы, өздерінің тотықтырғыштарын алып жүреді, сондықтан ракеталық қозғалтқыштар ғарыш кемелерін және баллистикалық зымырандарды вакуумда жылдамдату үшін қолданылуы мүмкін. Басқа реактивтік қозғалтқыштармен салыстырғанда, ракеталық қозғалтқыштар ең жеңіл және ең жоғары итерме күшіне ие, бірақ ең аз отын тиімді (олардың ең төменгі меншікті импульсі бар). Идеалды газ – сутегі, барлық элементтердің ең жеңілі, бірақ химиялық ракеталар ауыр заттардың қоспасын шығарады, бұл газдың жылдамдығын төмендетеді. Ракеталық қозғалтқыштар Оберт эффектісінің салдарынан жоғары жылдамдықтарда тиімдірек жұмыс істейді.

Жұмыс істеу принципі

Ракеталық қозғалтқыштар, итермелеуді қозғалтқыш саптамасы арқылы жоғары жылдамдыққа дейін үрленген шығарынды сұйықтықты шығару арқылы қамтамасыз етеді. Бұл сұйықтық әдетте, отын және тотықтырғыш компоненттерінен тұратын қатты немесе сұйық отындардың жоғары қысымда жануынан пайда болатын газ болып табылады, жану камерасының ішінде. Газдар саптама арқылы кеңейгенде, олар өте жоғары (дыбыс жылдамдығынан асып түсетін) жылдамдыққа дейін үдестіріледі, ал осыған реакция қозғалтқышты кері бағытта итереді. Практикалық ракеталар үшін жану ең көп қолданылады, себебі термодинамика заңдары (әсіресе Карно теоремасы) ең жақсы жылу тиімділігі үшін жоғары температура мен қысымның қажет екенін көрсетеді. Ядролық жылу ракеталары жоғары тиімділікке ие болуға қабілетті, бірақ қазіргі уақытта Жер атмосферасында және Ай маңы кеңістігінде олардың тұрақты қолданылуына кедергі келтіретін экологиялық мәселелер бар. Модельдік ракеталар үшін жануға қол жетімді балама – қысылған ауамен, көмірқышқыл газымен, азотпен немесе кез келген басқа қол жетімді инертті газбен қысымдалған су ракетасы.

Қозғалтқыш

Ракеталық отын – ракеталық қозғалтқыштан шығарылғанға дейін, әдетте, қандай да бір резервуарда немесе жану камерасының ішінде сақталатын масса. Ол итеру күшін тудыру үшін сұйық ағын түрінде шығарылады. Химиялық ракеталық отындар ең көп қолданылады. Олар экзотермиялық химиялық реакцияларға түседі, нәтижесінде қозғалту үшін ыстық газ ағыны пайда болады. Балама ретінде, химиялық белсенді емес реакциялық массаны жану камерасының орнына жылу алмастырғыш арқылы жоғары энергиялы қуат көзімен қыздыруға болады. Қатты отынды ракеталар отын және тотықтырғыш компоненттерінің қоспасынан жасалған, бұл қоспа «дән» деп аталады, ал отынды сақтау корпусы жану камерасының ролін атқарады.

Инъекция

Сұйық отынмен жұмыс істейтін зымырандар отын мен тотықтырғыш компоненттерін жану камерасына күштеп жібереді, онда олар араласып, жанады. Гибридтік зымыран қозғалтқыштары қатты және сұйық немесе газ тәрізді отынның комбинациясын пайдаланады. Сұйық және гибридтік зымырандар отынды камераға енгізу үшін инжекторларды қолданады. Бұл көбінесе отынның қысыммен шығатын қарапайым саптамалар – тесіктер; бірақ кейде олар күрделі шашырату соплолары болуы мүмкін. Екі немесе одан көп отын қосылғанда, саптамалар көбінесе отындардың соқтығысуына ықпал етеді, себебі бұл ағынды кішірек тамшыларға бөліп, оларды оңай жануға мүмкіндік береді.

Кері қысым және оңтайлы кеңею

Оңтайлы жұмыс істеу үшін соқпақтың соңындағы газдың қысымы қоршаған ортаның қысымына тең болуы керек: егер түйіннің қысымы қоршаған ортаның қысымынан төмен болса, көлік қозғалтқыштың үстіңгі бөлігі мен шығу тесігі арасындағы қысым айырмасынан тежеледі; ал егер түйіннің қысымы жоғары болса, итермеге айналуға болатын энергия ысырап болады. Түйіннің шығу қысымы мен қоршаған ортаның қысымы арасындағы осы тепе-теңдікті сақтау үшін соқпақтың диаметрі биіктікпен бірге ұлғаюы керек, бұл қысымға әсер ету үшін соқпаққа ұзын кеңістік береді (және шығу қысымын және температураны төмендетіп). Бұл ұлғаюды жеңіл конструкцияда жасау қиын, бірақ басқа реактивтік қозғалтқыштарда бұл жиі жасалады. Ракеталарда көбінесе жеңіл компромистік соқпақ қолданылады, және "жобалық биіктіктен" басқа биіктікте немесе қуатын реттегенде атмосфералық өнімділік төмендейді. Мұны жақсарту үшін әртүрлі экзотикалық соқпақ конструкциялары ұсынылды, мысалы, тығыздағыш соқпақ, сатылы соқпақтар, кеңейтілмелі соқпақ және аэроспайк, олардың әрқайсысы қоршаған ортаның өзгеретін қысымына бейімделудің әртүрлі жолын ұсынады және газды соқпаққа қарсы одан әрі кеңейтуге мүмкіндік береді, бұл жоғары биіктікте қосымша итерме береді. Қоршаған ортаның қысымы жеткілікті төмен (вакуум) болған кезде бірнеше мәселе туындайды. Бірі – соқпақтың салмағы: белгілі бір нүктеден кейін, нақты бір көлік үшін соқпақтың қосымша салмағы кез келген өнімділіктен асып түседі. Екіншісі, түйіндегі газдар адиабатикалық түрде кеңейгенде суынады, содан кейін кейбір химиялық элементтер қатып, ұшқышта "қар" пайда болады. Бұл ұшқыш ағынында тұрақсыздыққа әкеледі және одан аулақ болу керек. Де Лаваль соқпағында, газдар ағыны тым кеңейген жағдайда ажырап кетеді. Ажырау нүктесі қозғалтқыш осі бойында біркелкі болмағандықтан, қозғалтқышқа бүйірлік күш түсуі мүмкін. Бұл бүйірлік күш уақыт өте келе өзгеруі мүмкін және ұшыру құралының басқару проблемаларына әкелуі мүмкін. Аэроспайк немесе тығыздағыш соқпақ сияқты жетілдірілген биіктік компенсациялық конструкциялар, биіктіктің өзгеруіне байланысты кеңею қатынасының өзгеруіне бейімделіп, өнімділік жоғалтуларын азайтуға тырысады.

For optimal performance, the pressure of the gas at the end of the nozzle should just equal the ambient pressure: if the exhaust's pressure is lower than the ambient pressure, then the vehicle will be slowed by the difference in pressure between the top of the engine and the exit; on the other hand, if the exhaust's pressure is higher, then exhaust pressure that could have been converted into thrust is not converted, and energy is wasted. To maintain this ideal of equality between the exhaust's exit pressure and the ambient pressure, the diameter of the nozzle would need to increase with altitude, giving the pressure a longer nozzle to act on (and reducing the exit pressure and temperature). This increase is difficult to arrange in a lightweight fashion, although is routinely done with other forms of jet engines. In rocketry a lightweight compromise nozzle is generally used and some reduction in atmospheric performance occurs when used at other than the 'design altitude' or when throttled. To improve on this, various exotic nozzle designs such as the plug nozzle, stepped nozzles, the expanding nozzle and the aerospike have been proposed, each providing some way to adapt to changing ambient air pressure and each allowing the gas to expand further against the nozzle, giving extra thrust at higher altitudes. When exhausting into a sufficiently low ambient pressure (vacuum) several issues arise. One is the sheer weight of the nozzle—beyond a certain point, for a particular vehicle, the extra weight of the nozzle outweighs any performance gained. Secondly, as the exhaust gases adiabatically expand within the nozzle they cool, and eventually some of the chemicals can freeze, producing 'snow' within the jet. This causes instabilities in the jet and must be avoided. On a de Laval nozzle, exhaust gas flow detachment will occur in a grossly over expanded nozzle. As the detachment point will not be uniform around the axis of the engine, a side force may be imparted to the engine. This side force may change over time and result in control problems with the launch vehicle. Advanced altitude compensating designs, such as the aerospike or plug nozzle, attempt to minimize performance losses by adjusting to varying expansion ratio caused by changing altitude.

Тіреу векторы

Көлік құралдарының бағытын өзгерту үшін, жану барысында жалпы итермелеу күшінің өзгеруі қажет. Мұны іске асырудың әртүрлі тәсілдері қолданылып келінді:

Қозғалтқыш тұтас түрде білікке немесе гимбалға орнатылады, ал барлық отын беру жүйелері төмен қысымды икемді құбырлар немесе айналмалы жалғаулар арқылы қозғалтқышқа жетеді. Жану камерасы мен соплосы ғана гимбалға орнатылады, сорғылар бекітіліп, жоғары қысымды отын беру жүйелері қозғалтқышқа жалғанады. Көптеген қозғалтқыштар (көбінесе сәл бұрышпен орналасқан) қолданылады, бірақ қажетті жалпы бағытты беру үшін қуаты реттеледі, бұл өте аз кемшіліктерге әкеледі. Жоғары температуралы қақпақтар шығарып жіберіледі және газ ағынын бағыттау үшін бұрылуы мүмкін.

Жалпы нәтижелер

Ракета технологиясы бір меганьютонға дейін өте жоғары итермелеуді, ауадағы теңіз деңгейіндегі дыбыс жылдамдығынан шамамен 10 есе жоғары шығару жылдамдықтарын, және >100-ден жоғары итермелеу/салмақ қатынастарын бір уақытта қамтамасыз ете алады. Бұған қоса, ракеталар атмосферадан тыс кеңістікте жұмыс істей алады, сондай-ақ төмен қысымды, демек жеңіл конструкциялы бактар мен құрылымдарды қолдануға мүмкіндік береді. Ракеталардың өнімділігін осы көрсеткіштердің бірі немесе бірнешесі бойынша одан да жоғары деңгейге жеткізуге болады, бірақ бұл басқа көрсеткіштердің төмендеуіне әкелуі мүмкін.

Нақты импульс

Ракеталық қозғалтқыштың тиімділігінің ең маңызды көрсеткіші – отын бірлігіне импульс, бұл нақты импульс деп аталады (әдетте ). Бұл жылдамдық (м/с немесе фут/с-тегі тиімді газ шығу жылдамдығы) немесе уақыт (секунд) түрінде өлшенеді. Мысалы, егер 100 фунт тяга беретін қозғалтқыш 320 секунд бойы жұмыс істеп, 100 фунт отынды жақса, онда нақты импульс 320 секунд болады. Нақты импульс неғұрлым жоғары болса, қажетті импульсты алу үшін сонша аз отын қажет болады. Жетілуге болатын нақты импульс, негізінен, отын қоспасының функциясы (және соңында нақты импульсты шектейді), бірақ камералық қысымдар мен соплоның кеңею коэффициенттерінің практикалық шектері қол жетімді тиімділікті төмендетеді.

Акустикалық мәселелер

Ракеталық қозғалтқыштың ішіндегі күшті дірілдеу және дыбыстық орта, көбінесе, орташа мәндерден әлдеқайда жоғары ең жоғары кернеуге алып келеді, әсіресе мұқап түтігі сияқты резонанстар мен газдың турбулентті ағыны болғанда.

Жүгіру

200 Гц төмен камералық қысымдағы төмен жиілікті тербеліс. Әдетте, бұл ракета қозғалтқыштары итермелеуді арттырғанда, тоқтатылғанда немесе қуатын реттегенде, көліктің үдеуінің өзгеруіне байланысты жанармай құбырларындағы қысым өзгерісінен туындайды. Мұндай әсерлерді жобалау кезінде аналитикалық түрде болжау өте қиын, сондықтан оларды әдетте қымбат, уақытты көп алатын және кең ауқымды сынақтармен, сондай-ақ сынақ-қателер арқылы түзету шараларымен шешеді. «Скрипинг» құбылысын көбінесе инжекторларды толықтырып өзгерту, жанармай химиясын өзгерту, инъекциядан бұрын жанармайды буландыру немесе жану камераларындағы Гельмгольц демпферлерін пайдаланып камераның резонанстық режимдерін өзгерту арқылы шешеді. «Скрипинг» мүмкіндігін тексеру үшін кейде жану камерасының сыртында, инжекторларға жақын, жанама бұрышпен орнатылған түтік арқылы жану камерасына кішкене жарылғыш зарядтар қойып, қозғалтқыштың импульстік жауабын аныдайды, содан кейін камералық қысымның уақыт бойынша реакциясын бағалайды. Жылдам қалпына келтіру жүйенің тұрақты екенін көрсетеді.

Қоқыс шығару шуы

Ең кішкентай өлшемдерден басқа, ракеталардың құбырлары басқа қозғалтқыштармен салыстырғанда әдетте өте шулы болады. Гипердыбыстық құбырлар қоршаған ауамен араласқанда, соққы толқындары пайда болады. Ғарыш шаттлы базасының маңында 200 дБ(A)-дан астам шу тудыратын. Мұны және жүк зақымдануы немесе экипаждың жаралану қаупін азайту үшін, жылжымалы ұшыру платформасы 41 секунд ішінде ракетаның табанына су шашыратып дыбыс басу жүйесімен жабдықталды. Бұл жүйенің қолданылуы жүк бөліміндегі дыбыс деңгейін 142 дБ-қа дейін ұстап тұрды. Соққы толқындарынан туындаған дыбыс қарқындылығы ракетаның мөлшеріне және құбырдың жылдамдығына байланысты. Осындай соққы толқындары үлкен ракета қозғалтқыштарынан тіріде естілгенде ерекше сықырлап, жарылатын дыбыстардың себебі болып табылады. Бұл шудың жоғары деңгейлері әдетте микрофондар мен аудиоэлектрониканы жүктемеге түсіреді, сондықтан жазылған немесе таратылған аудио көшірмелерінде әлсіретілген немесе толығымен жоқ болады. Жақын қашықтықтағы үлкен ракеталар үшін акустикалық әсерлер тіпті өлімге әкелуі мүмкін. Ғарыш агенттіктері үшін одан да маңыздысы, мұндай дыбыс деңгейлері ұшыру құрылымын зақымдауы мүмкін, тіпті жоғарыдағы салыстырмалы түрде нәзік ракетаға кері қайтарылуы мүмкін. Сондықтан ұшыру кезінде көп мөлшерде су қолданылады. Су шашырауы ауаның акустикалық қасиеттерін өзгертеді және дыбыс энергиясын ракетадан азайтады немесе бұрады. Жалпы айтқанда, шу ракета жерге жақын болғанда ең жоғары болады, өйткені қозғалтқыштардың шуы құбырдан алыстатылады, сонымен қатар жерден шағылысады. Сонымен қатар, көлік баяу жылдамдықпен қозғалғанда, қозғалтқышқа берілген химиялық энергияның аз бөлігі ракетаның кинетикалық энергиясын арттыруға жұмсалады (өйткені көлікке берілетін пайдалы қуат, итеру күші F және жылдамдық V үшін). Сондықтан энергияның көп бөлігі құбырдың қоршаған ауамен өзара әрекеттесуі кезінде таралады, бұл шу тудырады. Бұл шуды жалын орларын жабу, құбырдың маңына су шашу және құбырды бұрыштап бұру арқылы біршама азайтуға болады.

For all but the very smallest sizes, rocket exhaust compared to other engines is generally very noisy. As the hypersonic exhaust mixes with the ambient air, shock waves are formed. The Space Shuttle generated over 200 dB(A) of noise around its base. To reduce this, and the risk of payload damage or injury to the crew atop the stack, the mobile launcher platform was fitted with a Sound Suppression System that sprayed of water around the base of the rocket in 41 seconds at launch time. Using this system kept sound levels within the payload bay to 142 dB. The sound intensity from the shock waves generated depends on the size of the rocket and on the exhaust velocity. Such shock waves seem to account for the characteristic crackling and popping sounds produced by large rocket engines when heard live. These noise peaks typically overload microphones and audio electronics, and so are generally weakened or entirely absent in recorded or broadcast audio reproductions. For large rockets at close range, the acoustic effects could actually kill. More worryingly for space agencies, such sound levels can also damage the launch structure, or worse, be reflected back at the comparatively delicate rocket above. This is why so much water is typically used at launches. The water spray changes the acoustic qualities of the air and reduces or deflects the sound energy away from the rocket. Generally speaking, noise is most intense when a rocket is close to the ground, since the noise from the engines radiates up away from the jet, as well as reflecting off the ground. Also, when the vehicle is moving slowly, little of the chemical energy input to the engine can go into increasing the kinetic energy of the rocket (since useful power P transmitted to the vehicle is for thrust F and speed V). Then the largest portion of the energy is dissipated in the exhaust's interaction with the ambient air, producing noise. This noise can be reduced somewhat by flame trenches with roofs, by water injection around the jet and by deflecting the jet at an angle.

Америка Құрама Штаттары

АҚШ-тың зымыран қозғалтқыштары индустриясының дамуы үкіметтік мекемелер, жеке компаниялар, ғылыми-зерттеу институттары және басқа да мүдделі тараптар арасындағы күрделі қарым-қатынастар желісімен қалыптасқан. 1941 жылы алғашқы сұйық отынды зымыран қозғалтқышы компаниясы (Reaction Motors, Inc.) және осы саладағы алғашқы мемлекеттік зертхана (GALCIT) құрылғаннан бері АҚШ-тың сұйық отынды зымыран қозғалтқыштары (LPRE) индустриясы маңызды өзгерістерге ұшырады. 1940-2000 жылдар аралығында кем дегенде 14 АҚШ компаниясы әртүрлі типтегі зымыран қозғалтқыштарын жобалауға, әзірлеуге, өндіруге, сынақтан өткізуге және ұшуға қолдау көрсету жұмыстарына қатысты. Ресей, Қытай немесе Үндістан сияқты елдерден өзгеше, онда тек мемлекеттік немесе мемлекетке жақын ұйымдар осы бизнеспен айналысады, АҚШ үкіметі жеке секторға көп сеніп тапсырады. Осы коммерциялық компаниялар АҚШ-тың тұрақтылығы мен басқару жүйесінің сақталуы үшін маңызды, себебі олар үкіметтің, әскерилердің және жеке сектордың қажеттіліктерін қанағаттандыратын, соңғы үлгідегі зымыран қозғалтқыштарын ұсыну үшін бәсекелеседі. АҚШ-та LPRE-ді әзірлейтін компанияға, әдетте, өндіріс келісімшарты беріледі. Жаңа зымыран қозғалтқышына деген қажеттілік немесе сұраныс көбінесе NASA немесе Қорғаныс министрлігі сияқты мемлекеттік мекемелерден туындайды. Қажеттілік анықталғаннан кейін, мемлекеттік органдар жеке компаниялар мен ғылыми-зерттеу институттарынан ұсыныстар алу үшін сұраныс беру туралы хабарлама (RFP) жариялай алады. Жеке компаниялар мен ғылыми-зерттеу институттары, өз кезегінде, RFP-де баяндалған қажеттіліктер мен талаптарға сай келетін жаңа зымыран қозғалтқыштары технологияларын әзірлеу үшін ғылыми-зерттеу және даму (ҒЗТ) саласына инвестиция жасай алады. Жеке компаниялармен қатар, университеттер, тәуелсіз ғылыми-зерттеу институттары және мемлекеттік зертханалар да зымыран қозғалтқыштарын зерттеу мен әзірлеуде маңызды рөл атқарады. Университеттер білікті техникалық мамандарды даярлау үшін жоғары және жоғарыдан кейінгі білім береді, ал олардың ғылыми-зерттеу бағдарламалары зымыран қозғалтқыштары технологияларын дамытуға үлкен үлес қосады. АҚШ-тағы 25-тен астам университет сұйық отынды зымыран қозғалтқыштары (LPRE) бойынша курстар оқытқан немесе қазір оқытып жатыр, ал олардың магистратура және бакалавриат білім беру бағдарламалары ең маңызды жетістіктерінің бірі саналады. Принстон университеті, Корнелл университеті, Пердью университеті, Пенсильвания штаты университеті, Алабама университеті, Әскери-теңіз күштерінің магистратура мектебі немесе Калифорния технология институты сияқты университеттер зымыран қозғалтқыштары индустриясымен байланысты тақырыптар бойынша жоғары деңгейдегі ҒЗТ жұмыстарын жүргізіп келеді.

The development of the US rocket engine industry has been shaped by a complex web of relationships between government agencies, private companies, research institutions, and other stakeholders. Since the establishment of the first liquid propellant rocket engine company (Reaction Motors, Inc.) in 1941 and the first government laboratory (GALCIT) devoted to the subject, the US liquid propellant rocket engine (LPRE) industry has undergone significant changes. At least 14 US companies have been involved in the design, development, manufacture, testing, and flight support operations of various types of rocket engines from 1940 to 2000. In contrast to other countries like Russia, China, or India, where only government or pseudogovernment organisations engage in this business, the US government relies heavily on private industry. These commercial companies are essential to the continued viability of the United States and its form of governance, as they compete with one another to provide cutting edge rocket engines that meet the needs of the government, the military, and the private sector. In the United States the company that develops the LPRE usually is awarded the production contract. Generally, the need or demand for a new rocket engine comes from government agencies such as NASA or the Department of Defense. Once the need is identified, government agencies may issue requests for proposals (RFPs) to solicit proposals from private companies and research institutions. Private companies and research institutions, in turn, may invest in research and development (R&D) activities to develop new rocket engine technologies that meet the needs and specifications outlined in the RFPs. Alongside private companies, universities, independent research institutes and government laboratories also play a critical role in the research and development of rocket engines. Universities provide graduate and undergraduate education to train qualified technical personnel, and their research programs often contribute to the advancement of rocket engine technologies. More than 25 universities in the US have taught or are currently teaching courses related to Liquid Propellant Rocket Engines (LPREs), and their graduate and undergraduate education programs are considered one of their most important contributions. Universities such as Princeton University, Cornell University, Purdue University, Pennsylvania State University, University of Alabama, the Navy's Post Graduate School, or the California Institute of Technology have conducted excellent R&D work on topics related to the rocket engine industry.

Мекемелер мен қатысушылар

Ракеталық қозғалтқыштардың дамуы мен өндірісі бір ұйымға біріктірілген көптеген басқа елдерден айырмашылығы, Кеңес Одағы басқаша көзқарас танытты, олар көптеген мамандандырылған жобалау бюроларын (ДБ) құрды, олар даму келісімшарттары үшін бәсекеге түседі. Бұл жобалау бюролары немесе орыс тілінде "конструкторское бюро" (КБ) мемлекеттік ұйымдар болды, олар негізінен зерттеулер, әзірлеу және әскери жабдықтарға, мысалы турбореактивті қозғалтқыштарға, ұшақ бөлшектеріне, зымырандарға немесе ғарышқа ұшыратын көліктерге қатысты озық технологияларды прототиптеу үшін жауапты болды. Ракеталық қозғалтқыштарға маманданған жобалау бюролары зертханалық сынақтарды, ағыс сынақтарын және эксперименталды ракеталық қозғалтқыштардың жер бетіндегі сынақтарын жүргізу үшін қажетті персоналға, құрал-жабдықтарға және жабдықтарға ие болды. Кейбірінде тіпті үлкен қозғалтқыштардың сынағы үшін арнайы қондырғылар болды, көлік құралдарына орнатылған қозғалтқыштардың статикалық отқа түсуін жүргізу немесе қозғалтқыш сынақтары кезінде биіктіктегі жағдайларды симуляциялау. Кейбір жағдайларда қозғалтқышты сынау, сертификаттау және сапаны бақылау басқа ұйымдарға және оларда сынақ өткізуге қолайлы орындарға аутсорсингке берілді. Көптеген DB-де тұрғын үй кешендері, спорт залдары және медициналық мекемелер жұмысшылар мен олардың отбасыларының қажеттіліктерін қамтамасыз ету үшін болды. Кеңес Одағының LPRE дамыту күш-жігері 1960 жылдары айтарлықтай өсіп, 1970 жылдары ең жоғары деңгейге жетті. Бұл кезең ғарышқа ұшу жетістіктерінде қатты бәсекелестікпен сипатталған Кеңес Одағы мен АҚШ арасындағы "салқын соғысқа" сәйкес келді. Осы кезеңде 14-17 жобалау бюросы мен ғылыми-зерттеу институттары LPRE-ны әзірлеуге белсенді қатысқан. Бұл ұйымдар әскери және ғарышқа ұшудың жоғары басымдылықтарына байланысты салыстырмалы түрде тұрақты қолдау мен қаржыландыру алды, бұл жаңа қозғалтқыш тұжырымдамалары мен өндіріс әдістерін үздіксіз дамытуға мүмкіндік берді. Жаңа аппаратпен (ракетамен немесе ғарыш кемесімен) миссия құрылғаннан кейін, оны жобалау бюросына тапсырды, оның рөлі бүкіл зымыранның дамуын қадағалау болды. Егер бұрын жасалған зымыран қозғалтқыштары миссияның қажеттіліктеріне сай келмесе, арнайы талаптары бар жаңа зымыран қозғалтқышы LPRE әзірлеуге мамандандырылған басқа DB-ге тапсырылады (көбінесе әр DB-де әр түрлі қосымшалар, қозғалтқыш немесе қозғалтқыш өлшемдері бар LPREs-тің нақты түрлері бойынша тәжірибе бар). Бұл дегеніміз, зымыран қозғалтқышының дамуы немесе жобалау зерттеулері әрқашан белгілі бір талаптарды талап ететін белгілі бір қолдануға бағытталған. Жаңа зымыран қозғалтқыштарын әзірлеу бойынша келісімшарттар қандай жобалау бюроларына берілуі керектігіне қатысты мәселе туындағанда, бір ғана жобалау бюросы таңдалады немесе бірнеше жобалау бюроларына бірдей келісімшарт беріледі, бұл кейде жобалау бюролары арасындағы қатал бәсекеге әкеледі. Егер бір ғана DB-ны әзірлеу үшін таңдаған болса, бұл көбінесе көлік құралының немесе жүйенің бас дизайнері мен ракеталық қозғалтқыштың бас дизайнерінің арасындағы қарым-қатынастың нәтижесі болды. Егер көлік құралының бас дизайнері белгілі бір жобалау бюросы жасаған бұрынғы жұмыстан қанағаттанса, сол кластағы қозғалтқыштар үшін сол LPRE бюросына арқа сүйеуді жалғастыру әдеттегідей болды. Мысалы, бірден басқа су асты кемелері арқылы ұшырылатын зымырандар үшін барлық LPREs-ті бір конструкторлық бюро бір көлік құралын әзірлеудің басты мердігеріне әзірледі. Алайда, белгілі бір қосымша үшін жоғары деңгейлі бағдарламаны таңдау үшін екі қатарлы қозғалтқыш бағдарламасын қолдаған кезде, бірнеше білікті зымыран қозғалтқышы үлгілері ешқашан қолданылмады. Мұндай таңдау басқа елдерде жоқ еді. Алайда, жобалау бюроларын пайдалану белгілі бір мәселелерге, соның ішінде бағдарламалардың жойылуына және қайталануына әкелді. Кейбір ірі бағдарламалар тоқтатылды, нәтижесінде бұрын жасалған қозғалтқыштар жойылды немесе сақталды. Бірде-бір рет қайталау мен жоюдың бір көрнекті мысалы - R 9A баллистикалық зымыранының қозғалтқыштарының жасалуы. Екі қозғалтқыш жиынтығы қолға алынды, бірақ ақыр соңында тек бір жиынтық таңдалды, бірнеше толық жұмыс істейтін қозғалтқыштар пайдаланылмайды. Сол сияқты, айға және планеталарға ұшуға арналған Н 1 ғарыш зымыран көлігі үшін Кеңес Одағы алты сатының әрқайсысы үшін кем дегенде екі қозғалтқышты әзірлеп, өндіріске енгізді. Сонымен қатар, олар оз...

Unlike many other countries where the development and production of rocket engines were consolidated within a single organisation, the Soviet Union took a different approach, they established numerous specialised design bureaus (DB) which would compete for development contracts. These design bureaus, or "konstruktorskoye buro" (KB) in Russian were state run organisations which were primarily responsible for carrying out research, development and prototyping of advanced technologies usually related to military hardware, such as turbojet engines, aircraft components, missiles, or space launch vehicles. Design Bureaus which specialised in rocket engines often possessed the necessary personnel, facilities, and equipment to conduct laboratory tests, flow tests, and ground testing of experimental rocket engines. Some even had specialised facilities for testing very large engines, conducting static firings of engines installed in vehicle stages, or simulating altitude conditions during engine tests. In certain cases, engine testing, certification and quality control were outsourced to other organisations and locations with more suitable test facilities. Many DBs also had housing complexes, gymnasiums, and medical facilities intended to support the needs of their employees and their families. The Soviet Union's LPRE development effort saw significant growth during the 1960s and reached its peak in the 1970s. This era coincided with the Cold War between the Soviet Union and the United States, characterised by intense competition in spaceflight achievements. Between 14 and 17 Design Bureaus and research institutes were actively involved in developing LPREs during this period. These organisations received relatively steady support and funding due to high military and spaceflight priorities, which facilitated the continuous development of new engine concepts and manufacturing methods. Once a mission with a new vehicle (missile or spacecraft) was established it was passed on to a design bureau whose role was to oversee the development of the entire rocket. If none of the previously developed rocket engines met the needs of the mission, a new rocket engine with specific requirements would be contracted to another DB specialised in LPRE development (oftentimes each DB had expertise in specific types of LPREs with different applications, propellants, or engine sizes). This meant that the development or design study of a rocket engine was always aimed at a specific application which entailed set requirements. When it comes to which DBs were awarded contracts for the development of new rocket engines either a single design bureau would be chosen or several design bureaus would be given the same contract which sometimes led to fierce competition between DBs. When only one DB was picked for the development, it was often the result of the relationship between a vehicle or system's chief designer and the chief designer of a rocket engine specialised DB. If the vehicle's chief designer was happy with previous work done by a certain design bureau it was not unusual to see continued reliance on that LPRE bureau for that class of engines. For example, all but one of the LPREs for submarine launched missiles were developed by the same design bureau for the same vehicle development prime contractor. However, when two parallel engine development programs were supported in order to select the superior one for a specific application, several qualified rocket engine models were never used. This luxury of choice was not commonly available in other nations. However, the use of design bureaus also led to certain issues, including program cancellations and duplication. Some major programs were cancelled, resulting in the disposal or storage of previously developed engines. One notable example of duplication and cancellation was the development of engines for the R 9A ballistic missile. Two sets of engines were supported, but ultimately only one set was selected, leaving several perfectly functional engines unused. Similarly, for the ambitious heavy N l space launch vehicle intended for lunar and planetary missions, the Soviet Union developed and put into production at least two engines for each of the six stages. Additionally, they developed alternate engines for a more advanced N l vehicle. However, the program faced multiple flight failures, and with the United States' successful Moon landing, the program was ultimately cancelled, leaving the Soviet Union with a surplus of newly qualified engines without a clear purpose. These examples demonstrate the complex dynamics and challenges faced by the Soviet Union in managing the development and production of rocket engines through Design Bureaus.

Апаттар

Кеңес Одағындағы зымыран қозғалтқыштарының дамуы маңызды жетістіктермен қатар, көптеген апаттар мен қаза болғандықтан этикалық мәселелерді де тудырды. Ғылым және технологияны зерттеу тұрғысынан қарағанда, осы оқиғалардың этикалық салдары технология, адам факторы және қауіпсіздікке қарағанда ғылыми прогреске басымдық беру арасындағы күрделі қарым-қатынасты көрсетеді. Кеңес Одағы зымыран қозғалтқыштарын жасау және пайдалану барысында бірқатар қайғылы апаттар мен сәтсіздіктерге тап болды. Айта кетерлігі, КСРО сұйық отынды зымыран қозғалтқыштарынан (LPRE) туындаған апаттардан басқа елдерге қарағанда көбірек жарақат және өлім-жітімге ұшырады. Бұл жағдайлар зымыран қозғалтқыштарын дамыту, сынау және пайдалану кезіндегі этикалық мәселелерді қозғады. Ең ірі апаттардың бірі 1960 жылы Тюратам ғарыш айлағында Р-16 баллистикалық зымыранының апатқа ұшырауы болды. Оқиға салдарынан 124 инженер мен әскери қызметкер, соның ішінде бұрынғы қорғаныс министрінің орынбасары маршал М.И. Неделин қаза тапты. Жарылыс екінші сатыдағы зымыран қозғалтқышының күрт тұтануынан болды, нәтижесінде толыққанды зарядталған зымыра ыдырап кетті. Жарылыс азот қышқылының қоспалары және UDMH (симметриялық емес диметилгидразин) құрамындағы аралас гипергольді отындардың тұтануынан және жарылуынан туындады. 1960 жылғы апаттың тікелей себебі зымыра басқару блогындағы қорғаныш тізбектерінің жетіспеушілігіне байланысты болғанымен, КСРО-дағы LPRE апаттарына қатысты этикалық мәселелер нақты техникалық кемшіліктерден асып түседі. Осы апаттардың құпияда ұсталуы, шамамен үш онжылдық бойы жарияланбауы, ашықтық, жауапкершілік және адам өмірін қорғау туралы алаңдаушылықты тудырады. Өлімге әкелетін LPRE апаттарын жасыру шешімі кең ауқымды этикалық дилемманы көрсетеді. Кеңес үкіметі, Ұлы Суық Соғыс кезінде ғылыми және технологиялық басымдыққа ұмтылып, жеңілмейтін бейнесін сақтауға және олардың жетістіктерімен бірге болатын сәтсіздіктерді жасыруға тырысты. Ұлттық мәртебеге жұмыскерлердің қауіпсіздігі мен әл-ауқатынан басымдық беру, мемлекет пен қатысты ұйымдардың этикалық жауапкершілігі туралы сұрақтар тудырады.

The development of rocket engines in the Soviet Union was marked by significant achievements, but it also carried ethical considerations due to numerous accidents and fatalities. From a Science and Technology Studies point of view, the ethical implications of these incidents shed light on the complex relationship between technology, human factors, and the prioritisation of scientific advancement over safety. The Soviet Union encountered a series of tragic accidents and mishaps in the development and operation of rocket engines. Notably, the USSR holds the unfortunate distinction of having experienced more injuries and deaths resulting from liquid propellant rocket engine (LPRE) accidents than any other country. These incidents brought into question the ethical considerations surrounding the development, testing, and operational use of rocket engines. One of the most notable disasters occurred in 1960 when the R 16 ballistic missile suffered a catastrophic accident on the launchpad at the Tyuratam launch facility. This incident resulted in the deaths of 124 engineers and military personnel, including Marshal M. I. Nedelin, a former deputy minister of defence. The explosion occurred after the second stage rocket engine suddenly ignited, causing the fully loaded missile to disintegrate. The explosion resulted from the ignition and explosion of the mixed hypergolic propellants, consisting of nitric acid with additives and UDMH (unsymmetrical dimethylhydrazine). While the immediate cause of the 1960 accident was attributed to a lack of protective circuits in the missile control unit, the ethical considerations surrounding LPRE accidents in the USSR extend beyond specific technical failures. The secrecy surrounding these accidents, which remained undisclosed for approximately three decades, raises concerns about transparency, accountability, and the protection of human life. The decision to keep fatal LPRE accidents hidden from the public eye reflects a broader ethical dilemma. The Soviet government, driven by the pursuit of scientific and technological superiority during the Cold War, sought to maintain an image of invincibility and conceal the failures that accompanied their advancements. This prioritisation of national prestige over the well being and safety of workers raises questions about the ethical responsibility of the state and the organisations involved.

Сынау

Ракеталық қозғалтқыштар өндіріске жіберілгенге дейін әдетте сынақ алаңында тұрып сынақтан өтеді. Биікке арналған қозғалтқыштар үшін, қысқарақ сопло қолданылуы керек немесе ракета үлкен вакуумдік камерада сыналуы керек.

Қауіпсіздік

Ракеталық көліктердің сенімсіздігі мен қауіптілігі жиі айтылады, әсіресе қатаң апаттар туралы. Алайда, мұқият жобаланған ракеталар кез келген деңгейде сенімді болуы мүмкін. Әскери қолданыста ракеталар сенімді болып табылады. Дегенмен, ракеталардың әскери емес мақсаттағы негізгі қолданылуы – орбитаға ұшыру. Осы мақсатта көбінесе ең төмен салмаққа басымдық беріледі, сондықтан жоғары сенімділік пен төмен салмақты бірдей қамтамасыз ету қиын. Сонымен қатар, ұшырылған рейстердің саны аз болса, конструкциялық, операциялық немесе өндірістік қателіктердің салдарынан көлік құралының жойлу қаупі өте жоғары.

Сатурн отбасы (19611975)

Сатурн I және Сатурн IB зымырандарын ұшыру құралдарының бірінші сатысында сегізден тұратын топта қолданылған Rocketdyne H 1 қозғалтқышы 152 қозғалтқыш ұшуында бірде-бір ауыр ақауға ұшырамады. Сатурн I зымыранының екінші сатысында алтыдан тұратын топта пайдаланылған Pratt & Whitney RL10 қозғалтқышы 36 қозғалтқыш ұшуында бірде-бір ауыр ақауға ұшырамады. Сатурн V зымыранының бірінші сатысында бесеуден тұратын топта қолданылған Rocketdyne F 1 қозғалтқышы 65 қозғалтқыш ұшуында ешқандай ақаулыққа ұшырамады. Rocketdyne J 2 қозғалтқышы, Сатурн V зымыранының екінші сатысында бесеуден тұратын топта, ал Сатурн IB зымыранының екінші сатысында және Сатурн V зымыранының үшінші сатысында жеке-жеке қолданылды, 86 қозғалтқыш ұшуында бірде-бір ауыр ақауға ұшырамады.

Ғарыш шаттлы (1981-2011)

Екі-екіден қолданылатын Space Shuttle Solid Rocket Booster 270 қозғалтқыш ұшуының барысында бір маңызды апатқа ұшырады. RS 25 қозғалтқышы үштік топтамада 46 жаңартылған қозғалтқыш блогымен ұшты. Бұл қозғалтқыштар барлығы 405 рет ұшуға шықты, олардың ешқайсысында да ұшу кезінде апатты жағдай тіркелмеді. Бір ғана RS 25 қозғалтқышы "STS 51 F" миссиясы барысында істен шықты. Бұл апат миссияның мақсатына немесе мерзіміне ешқандай әсер етпеді.

Ядролық жылу

Тип сипаттамасы Артықшылықтары Кемшіліктері Радиоизотоптық зымыран/"Пудль қозғалтқышы" (радиоактивті ыдырау энергиясы) Радиоактивті ыдыраудан түсетін жылу сутекті қыздыруға пайдаланылады. Шамамен 700–800 секунд, дерлік қозғалмалы бөлшектері жоқ. Төмен итерме/салмақ қатынасы. Ядролық термиялық зымыран (ядролық бөліну энергиясы) Жанармай (әдетте сутек) жоғары температураға дейін қыздыру үшін ядролық реактордан өтеді. Isp жоғары болуы мүмкін, мысалы 900 секундтан аса, кейбір конструкцияларда бірлік итерме/салмақ қатынасынан жоғары. Максималды температура материалдар технологиясымен шектеледі, кейбір конструкциялардағы шығарылымда радиоактивті бөлшектер болуы мүмкін, ядролық реактордың қорғанысы ауыр, Жер бетінен ұшқызуға рұқсат берілмейді, итерме/салмақ қатынасы жоғары емес.

Ядролық

Ядролық қозғалтқыш – негізгі қуат көзі ретінде ядролық реакцияның түрлі тәсілдерін пайдаланатын қозғалтқыш әдістерінің кең спектрін қамтиды. Ғарыш кемелері үшін әртүрлі ядролық қозғалтқыштар ұсынылған, ал кейбіреулері сынақтан өткен:

Түрі Сипаттамасы Артықшылықтары Кемшіліктері Газдық ядролық реакторлық зымыран (ядролық бөліну энергиясы) Газ тәрізді бөліну реакторын пайдаланып, қозғалтқышпен тығыз байланыста ядролық реакция жүзеге асырылады. Өте ыстық қозғалтқыш, реакторды қатты күйде ұстау қажеттілігі жоқ, Isp 1500-ден 3000 секундқа дейін, бірақ өте жоғары итермелеу күшіне ие. Қозғалтқыш затты қыздыруда қиындықтар туындайды, шығарылатын заттарда бөлінетін материалдардың жоғалуы мүмкін, әсіресе сопло/тамақ аймағында үлкен жылулық мәселелер бар. Ядролық шамның нұсқалары бөлінетін материалдарды қамтуы мүмкін, бірақ Isp-ні екі есеге төмендетіп жібереді. Бөліну фрагменті зымыран (ядролық бөліну энергиясы) Бөліну өнімдері тікелей итермелеу үшін шығарылады. Қазіргі уақытта тек теориялық тұрғыда ғана қарастырылып отыр. Бөліну желкені (ядролық бөліну энергиясы) Желкен материалының бір жағы бөлінетін материалмен қапталған. Қозғалмалы бөліктері жоқ, ашық ғарышта жұмыс істейді. Қазіргі уақытта тек теориялық тұрғыда ғана қарастырылып отыр. Ядролық тұзды су зымыран (ядролық бөліну энергиясы) Ядролық тұздар ерітіндіде сақталады және соплода реакцияға түседі. Өте жоғары Isp, өте жоғары итермелеу күші. Соплода жылулық мәселелер, қозғалтқыш зат тұрақсыз болуы мүмкін, жоғары радиоактивті шығарылым. Қазіргі уақытта тек теориялық тұрғыда ғана қарастырылып отыр. Ядролық импульстік қозғалтқыш (жарылатын бөліну/қосылу бомбалары) Ядролық бомбалар көліктің артында жарылады және жарылыс "итеруші тақтамен" ұсталады. Өте жоғары Isp, өте жоғары итермелеу/салмақ қатынасы, бұл технология үшін тоқтатуға болатын мәселелер белгілі емес. Ешқашан сынақтан өтпеген, итеруші тақта соққыдан фрагменттерді лақтыруы мүмкін, ядролық бомбалардың ең кішкентай мөлшері әлі де үлкен, кішкентай масштабта қымбат, ядролық келісімдерге қатысты мәселелер, Жердің магнитосферасының астында қолданылған кезде радиоактивті жауын-шашын. Антиматерияға катализделген ядролық импульстік қозғалтқыш (бөліну және/немесе қосылу энергиясы) Кіші бомбалар үшін антиматерия көмегімен жұмыс істейтін ядролық импульстік қозғалтқыш. Кіші көлемді көлік құралын жасау мүмкін. Антиматерияны ұстап тұру, антиматерияны макроскопиялық мөлшерде өндіру қазіргі уақытта мүмкін емес. Қазіргі уақытта тек теориялық тұрғыда ғана қарастырылып отыр. Қосылу зымыран (ядролық қосылу энергиясы) Қозғалтқыш затты қыздыру үшін қосылу энергиясы қолданылады. Өте жоғары шығарылу жылдамдығы. Қазіргі технология деңгейінен әлдеқайда жоғары. Антиматерия зымыран (жойылған энергия) Антиматерияның жойылған кезде бөлінетін энергиясы қозғалтқыш затты қыздырады. Өте энергетикалық, өте жоғары теориялық шығарылу жылдамдығы. Антиматерияны өндіру және басқару мәселелері; нейтринолар, гамма сәулелері, мюондардағы энергия жоғалтулары; жылулық мәселелер. Қазіргі уақытта тек теориялық тұрғыда ғана қарастырылып отыр.

Type Description Advantages Disadvantages Gas core reactor rocket (nuclear fission energy) Nuclear reaction using a gaseous state fission reactor in intimate contact with propellant Very hot propellant, not limited by keeping reactor solid, Isp between 1,500 and 3,000 seconds but with very high thrust Difficulties in heating propellant without losing fissionables in exhaust, massive thermal issues particularly for nozzle/throat region, exhaust almost inherently highly radioactive. Nuclear lightbulb variants can contain fissionables, but cut Isp in half. Fission fragment rocket (nuclear fission energy) Fission products are directly exhausted to give thrust. Theoretical only at this point. Fission sail (nuclear fission energy) A sail material is coated with fissionable material on one side. No moving parts, works in deep space Theoretical only at this point. Nuclear salt water rocket (nuclear fission energy) Nuclear salts are held in solution, caused to react at nozzle Very high Isp, very high thrust Thermal issues in nozzle, propellant could be unstable, highly radioactive exhaust. Theoretical only at this point. Nuclear pulse propulsion (exploding fission/fusion bombs) Shaped nuclear bombs are detonated behind vehicle and blast is caught by a 'pusher plate' Very high Isp, very high thrust/weight ratio, no show stoppers are known for this technology. Never been tested, pusher plate may throw off fragments due to shock, minimum size for nuclear bombs is still pretty big, expensive at small scales, nuclear treaty issues, fallout when used below Earth's magnetosphere. Antimatter catalyzed nuclear pulse propulsion (fission and/or fusion energy) Nuclear pulse propulsion with antimatter assist for smaller bombs Smaller sized vehicle might be possible Containment of antimatter, production of antimatter in macroscopic quantities is not currently feasible. Theoretical only at this point. Fusion rocket (nuclear fusion energy) Fusion is used to heat propellant Very high exhaust velocity Largely beyond current state of the art. Antimatter rocket (annihilation energy) Antimatter annihilation heats propellant Extremely energetic, very high theoretical exhaust velocity Problems with antimatter production and handling; energy losses in neutrinos, gamma rays, muons; thermal issues. Theoretical only at this point.

Ракеталық қозғалтқыштар тарихы

Римдік Аулус Геллийдің жазбаларына сәйкес, реактивті қозғалтқыштың ең алғашқы белгілі мысалы шамамен б.з.д. 400 жылы болған, онда грек пифагоршысы Архитас будың күшімен ағаш құсты сымдармен бойлап қозғалтқан. Алайда, ол өз күшімен ұшып көтеріле алмайды. Б.з.д. бірінші ғасырда сипатталған, көбінесе Героның қозғалтқышы деп аталатын, булы ракеталық соплолардан тұратын, подшипникке орнатылған құрылғы болған. Ол өнеркәсіптік революциядан шамамен екі мың жыл бұрын жасалған, бірақ оның негізгі принциптері толық түсінілмеген және ол практикалық қуат көзіне айналмаған. Оқ-дәрінің болуы алғашқы қатты ракетаның дамуына ықпал етті. Тоғызыншы ғасырдағы қытайлық даосистік алхимиктер өмір эликсирін іздеу кезінде қара ұнтақты тапты; бұл кездейсоқ жағдай отты жебелердің пайда болуына әкелді, олар жерден алғашқы рет зымыранмен ұшқан қозғалтқыштар болды. "13 ғасырға дейін отты құралдардың реакциялық күші оқ-дәрілерді қозғалту үшін қолданылмаған болуы мүмкін" делінген. Ракеталық технологиядағы маңызды өзгеріс Liber Ignium ad Comburendos Hostes ("От кітабы") атты қысқа қолжазбамен байланысты. Қолжазбада VIII ғасырдың ортасынан XIII ғасырдың соңына дейінгі кезеңде жасалған өртке қарсы қару жасау рецепттері жинақталған, олардың екеуі – зымырандар. Бірінші рецепт бойынша, бір бөлік колофоний мен күкірт алты бөлік калий нитратына (тұздыққа) қосылып, лавр майында ерітіледі, содан кейін қуыс ағашқа салынып, "қалаған жеріңізге ұшып, барлығын өртеп жібереді". Екінші рецептте бір фунт күкірт, екі фунт көмір және алты фунт тұздық – барлығы мәрмәр тақтада ұсақ ұнтақталған. Бұл ұнтақ қоспасы ұзын және тар қаптамаға тығыз салынады. Пиротехникалық қоспаларға тұздық қосу грек отын өздігінен қозғалатын зымыранға айналдыруға мүмкіндік берді. Ракеталар тақырыбындағы мақалалар мен кітаптар XV-XVII ғасырларда көбейе бастады. XVI ғасырда неміс әскери инженері Конрад Хаас (1509–1576) көп сатылы зымырандарды жасауды сипаттаған қолжазба жазды. Ракеталық қозғалтқыштар Майсур патшасы Типпу Сұлтан да қолданған. Олар әдетте ұзындығы шамамен бір метр, диаметрі бір метрге жуық, бір жағынан жабық, жұмсақ темірден соғылып жасалған түтікшеден тұратын, ішіне қара ұнтақ толтырылып, бамбуктан жасалған шабаққа бекітілген. Бір фунт ұнтақ тасымалдайтын зымыран шамамен бір метрге дейін ұша алатын. Осы "ракеталар" қылыштармен жабдықталған, олар жауға қарсы қылыштарымен төмен түсуден бұрын бірнеше метрге дейін ұшатын. Бұл әдістер Ұлыбритания империясына қарсы тиімді қолданылды.

According to the writings of the Roman Aulus Gellius, the earliest known example of jet propulsion was in c. 400 BC, when a Greek Pythagorean named Archytas, propelled a wooden bird along wires using steam. However, it was not powerful enough to take off under its own thrust. The aeolipile described in the first century BC, often known as Hero's engine, consisted of a pair of steam rocket nozzles mounted on a bearing. It was created almost two millennia before the Industrial Revolution but the principles behind it were not well understood, and it was not developed into a practical power source. The availability of black powder to propel projectiles was a precursor to the development of the first solid rocket. Ninth Century Chinese Taoist alchemists discovered black powder in a search for the elixir of life; this accidental discovery led to fire arrows which were the first rocket engines to leave the ground. It is stated that "the reactive forces of incendiaries were probably not applied to the propulsion of projectiles prior to the 13th century". A turning point in rocket technology emerged with a short manuscript entitled Liber Ignium ad Comburendos Hostes (abbreviated as The Book of Fires). The manuscript is composed of recipes for creating incendiary weapons from the mid eighth to the end of the thirteenth centuries—two of which are rockets. The first recipe calls for one part of colophonium and sulfur added to six parts of saltpeter (potassium nitrate) dissolved in laurel oil, then inserted into hollow wood and lit to "fly away suddenly to whatever place you wish and burn up everything". The second recipe combines one pound of sulfur, two pounds of charcoal, and six pounds of saltpeter—all finely powdered on a marble slab. This powder mixture is packed firmly into a long and narrow case. The introduction of saltpeter into pyrotechnic mixtures connected the shift from hurled Greek fire into self propelled rocketry. Articles and books on the subject of rocketry appeared increasingly from the fifteenth through seventeenth centuries. In the sixteenth century, German military engineer Conrad Haas (1509–1576) wrote a manuscript which introduced the construction of multi staged rockets. Rocket engines were also put in use by Tippu Sultan, the king of Mysore. These usually consisted of a tube of soft hammered iron about long and diameter, closed at one end, packed with black powder propellant and strapped to a shaft of bamboo about 4 feet (1 m) long. A rocket carrying about one pound of powder could travel almost These 'rockets', fitted with swords, would travel several meters in the air before coming down with sword edges facing the enemy. These were used very effectively against the British empire.

Заманауи зымыран

Бұл технологияның баяу дамуы 19 ғасырдың аяғына дейін жалғасты, ол кезде ресейлік Константин Циолковский сұйық отынмен жұмыс істейтін зымыран қозғалтқыштары туралы алғаш рет жазды. Ол Циолковский зымыран теңдеуін алғаш рет жасады, бірақ ол бірнеше жыл бойы кеңінен жарияланбады. 20 ғасырдың басында американ физигі Роберт Годдардтың арқасында қазіргі кездегі қатты және сұйық отынмен жұмыс істейтін қозғалтқыштар іске қосылды. Годдард қатты отынды (доңғалақ) зымыран қозғалтқышында алғаш рет Де Лаваль сорабын қолданды, бұл соғу күшін екі есеге арттырып, тиімділігін шамамен жиырма бес есеге жоғарылатты. Осымен қазіргі заманғы зымыран қозғалтқышы дүниеге келді. Ол жеке өзі шығарған зымыран теңдеуі бойынша, қатты отынды қолданатын жеткілікті өлшемдегі зымыран Айға бір фунт салмақты жібере алатынын есептеп шығарды.

Сұйық жанармаймен жұмыс істейтін зымыран қозғалтқыштары дәуірі

Годдард 1921 жылы сұйық отынды қозғалтқыштарды қолдана бастады, ал 1926 жылы сұйық отынмен жұмыс істейтін зымыранды алғаш рет ұшырды. Годдард De Laval соқпасын, жеңіл отын бактерілерін, кішкентай жеңіл турбонасостарды, итермелеу векторын басқаруды, тегіс реттелетін сұйық отынды қозғалтқышты, регенеративті және перделі салқындату жүйелерін енгізді. Турбонасостарды екінші дүниежүзілік соғыста неміс ғалымдары қолданды. Осыған дейін соқпаны салқындату қиындық тудырған, ал A4 баллистикалық зымыраны отын ретінде сұйылтылған спиртті пайдаланды, бұл жану температурасын жеткілікті деңгейде төмендетті. Сатылы жану (Замкнутая схема) алғаш рет 1949 жылы Алексей Исаев ұсынды. Алғашқы сатылы жану қозғалтқышы – С1.5400, ол совет планеталық зымырасында қолданылды, оны Исаевтың бұрынғы ассистенті Мельников жасады. Шамамен сол кезде (1959 жылы) Николай Кузнецов Королевтің орбиталық қанатын зымырасы GR 1 үшін жабық циклды NK 9 қозғалтқышын жасауға кірісті. Кейін Кузнецов бұл жобаны сәтті болмаған Айға ұшуға арналған N1 зымырасы үшін NK 15 және NK 33 қозғалтқыштарына жетілдірді. Батыста алғашқы сатылы жануды сынап бақылауға арналған қозғалтқыш 1963 жылы Германияда Людвиг Боэльков жасады. Сұйық сутегімен жұмыс істейтін қозғалтқыштар алғаш рет Америкада сәтті дамытылды: RL 10 қозғалтқышы алғаш рет 1962 жылы ұшты. Оның ізбасары Rocketdyne J 2 Аполлон бағдарламасының Сатурн V зымырасында адамдарды Айға жеткізу үшін қолданылды. Сұйық сутегінің жоғары меншікті импульсі және төмен тығыздығы зымыраның жоғарғы сатысының массасын, сондай-ақ жалпы көлемін және құнын төмендетті. Бір зымыран ұшуындағы ең көп қозғалтқыштардың саны бойынша рекорд – 44, ол 2016 жылы NASA Black Brant зымыранымен тіркелді.