Ракетные двигатели: принцип работы и характеристики.

Ракетные двигатели: принцип работы, виды (химические, ядерные, газовые). Применение в ракетах, баллистических ракетах и космических аппаратах.

24 мин чтения

100%

Источник: Rocket engine — Wikipedia

Сравнивайте с английским: нажмите на абзац — оригинал откроется в окне. Кнопка EN под абзацем показывает его прямо в тексте.

Содержание

Введение

Недышащий воздухом реактивный двигатель, используемый для приведения в движение ракеты или аппарата. Ракетный двигатель использует запасённое ракетное топливо в качестве реактивной массы для создания высокоскоростной струи рабочего тела, обычно высокотемпературного газа. Ракетные двигатели являются реактивными двигателями, создающими тягу путём выброса массы назад в соответствии с третьим законом Ньютона. В большинстве ракетных двигателей для получения необходимой энергии используется сжигание реакционноспособных химических веществ, но существуют и не использующие горение типы, такие как двигатели на холодном газе и ядерные тепловые ракеты. Аппараты, приводимые в движение ракетными двигателями, обычно используются в баллистических ракетах (обычно использующих твердое топливо) и ракетах-носителях. Ракетные аппараты несут собственный окислитель, в отличие от большинства двигателей внутреннего сгорания, поэтому ракетные двигатели могут использоваться в вакууме для приведения в движение космических аппаратов и баллистических ракет. По сравнению с другими типами реактивных двигателей, ракетные двигатели являются самыми лёгкими и обладают наибольшей тягой, но наименее экономичны в отношении расхода топлива (имеют наименьший удельный импульс). Идеальным выхлопом является водород – самый лёгкий из всех элементов, однако химические ракеты производят смесь более тяжёлых компонентов, что снижает скорость истечения газов. Ракетные двигатели становятся более эффективными на высоких скоростях благодаря эффекту Оберта.

Принцип действия

Ракетные двигатели создают тягу, выбрасывая выхлопную струю, разогнанную до высокой скорости через сопло. Эта струя обычно представляет собой газ, образующийся в результате высокотемпературного сгорания твердого или жидкого топлива, состоящего из компонентов топлива и окислителя, в камере сгорания. При расширении газов в сопле они ускоряются до очень высокой (сверхзвуковой) скорости, и реакция на это толкает двигатель в противоположном направлении. Сгорание наиболее часто используется в практических ракетах, поскольку законы термодинамики (в частности, теорема Карно) указывают на то, что высокие температуры и давления необходимы для достижения наилучшей тепловой эффективности. Ядерные тепловые ракеты способны на более высокую эффективность, однако в настоящее время существуют экологические проблемы, препятствующие их регулярному использованию в атмосфере Земли и окололунном пространстве. Для моделей ракет доступной альтернативой сгоранию является водяная ракета, работающая под давлением сжатого воздуха, углекислого газа, азота или любого другого легкодоступного инертного газа.

Двигатель

Ракетное топливо — это масса, которая хранится, как правило, в резервуаре или непосредственно в камере сгорания, перед тем как быть выброшенной из ракетного двигателя в виде струи для создания тяги. Химическое ракетное топливо является наиболее распространенным. Оно подвергается экзотермическим химическим реакциям, в результате чего образуется горячая газовая струя для обеспечения движения. В качестве альтернативы, химически инертная реактивная масса может нагреваться мощным источником энергии через теплообменник вместо камеры сгорания. Твердое ракетное топливо изготавливается в виде смеси топлива и окислителя, называемой шашкой, а корпус для хранения топлива фактически выполняет функцию камеры сгорания.

Инъекция

Ракеты с жидким топливом подают раздельные компоненты топлива и окислителя в камеру сгорания, где они смешиваются и сгорают. Гибридные ракетные двигатели используют комбинацию твердого и жидкого или газообразного топлива. Как жидкостные, так и гибридные ракеты используют инжекторы для подачи топлива в камеру. Обычно это множество простых сопел – отверстий, через которые топливо выходит под давлением, но иногда могут использоваться и более сложные распылители. При впрыске двух и более компонентов топлива, сопла обычно намеренно организуются так, чтобы компоненты сталкивались, что разбивает поток на более мелкие капли, которые легче воспламеняются.

Обратное давление и оптимальное расширение

Для оптимальной производительности давление газа в конце сопла должно быть равно давлению окружающей среды: если давление выхлопных газов ниже, чем давление окружающей среды, то аппарат будет замедляться из-за разницы давления между верхней частью двигателя и выходом; с другой стороны, если давление выхлопных газов выше, то давление выхлопных газов, которое могло бы быть преобразовано в тягу, не преобразуется, и энергия тратится впустую. Для поддержания этого идеала равенства между давлением на выходе выхлопных газов и давлением окружающей среды диаметр сопла должен увеличиваться с высотой, предоставляя давлению более длинную поверхность для воздействия (и снижая давление и температуру на выходе). Реализовать такое увеличение в легкой конструкции сложно, хотя это обычно делается с другими типами реактивных двигателей. В ракетостроении обычно используется компромиссное сопло меньшего веса, и некоторая потеря атмосферной эффективности происходит при использовании на высотах, отличных от "расчетной", или при регулировании тяги. Для улучшения этой ситуации были предложены различные экзотические конструкции сопла, такие как сопла-пробки, ступенчатые сопла, расширяющиеся сопла и аэроспики, каждая из которых обеспечивает определенный способ адаптации к изменяющемуся давлению окружающей среды и позволяет газу расширяться дальше, действуя на стенки сопла, что дает дополнительную тягу на больших высотах. При истечении в достаточно низкое давление окружающей среды (в вакуум) возникают несколько проблем. Одна из них – это вес самого сопла: после определенной точки, для конкретного аппарата, дополнительный вес сопла перевешивает любую полученную выгоду в производительности. Во-вторых, по мере адиабатического расширения выхлопных газов в сопле они охлаждаются, и в конечном итоге некоторые химические вещества могут замерзнуть, образуя "снег" в струе. Это вызывает нестабильность струи, и этого следует избегать. В соплах де Лаваля произойдет отрыв потока выхлопных газов при чрезмерном расширении. Поскольку точка отрыва не будет равномерной вокруг оси двигателя, на двигатель может быть оказано боковое усилие. Это боковое усилие может меняться со временем и приводить к проблемам с управлением ракетой-носителем. Усовершенствованные конструкции, компенсирующие высоту, такие как аэроспика или сопло-пробка, стремятся минимизировать потери производительности, адаптируясь к изменяющемуся коэффициенту расширения, вызванному изменением высоты.

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.

Векторный поток тяги

Для транспортных средств обычно требуется изменение общей тяги для изменения направления движения в течение всего времени работы двигателя. Существует несколько различных способов достижения этого, которые были испытаны на практике:

Весь двигатель монтируется на шарнире или карданном подвесе, а подача топлива к двигателю осуществляется через гибкие трубы низкого давления или поворотные соединения. Карданный подвес имеет только камера сгорания и сопло, насосы закреплены, а к двигателю подводится топливо под высоким давлением. Используется несколько двигателей (часто установленных под небольшим углом), которые регулируются по тяге для обеспечения необходимого суммарного вектора, что приводит к незначительным потерям. Высокотемпературные пластины вводятся в струю выхлопных газов и могут наклоняться для отклонения потока.

Общая производительность

Ракетная технология способна одновременно обеспечивать очень высокую тягу (меганьютоны), очень высокие скорости истечения газов (примерно в 10 раз превышающие скорость звука в воздухе на уровне моря) и очень высокое отношение тяги к весу (>100), а также работать за пределами атмосферы, при этом позволяя использовать низкое давление и, как следствие, легкие баки и конструкцию. Ракеты могут быть дополнительно оптимизированы для достижения еще более экстремальных характеристик по одной или нескольким из этих параметров, жертвуя при этом другими.

Специфический импульс

Наиболее важным показателем эффективности ракетного двигателя является импульс на единицу массы топлива, который называется удельным импульсом (обычно обозначается ). Он измеряется как скорость (эффективная скорость истечения газов в метрах в секунду или футах в секунду) или как время (в секундах). Например, если двигатель, создающий тягу в 100 фунтов, работает в течение 320 секунд и расходует 100 фунтов топлива, то удельный импульс составит 320 секунд. Чем выше удельный импульс, тем меньше топлива требуется для получения заданного импульса. Удельный импульс, который можно достичь, в первую очередь определяется составом топлива (и в конечном итоге ограничивается им), однако практические ограничения по давлению в камере сгорания и степени расширения сопла снижают достижимую эффективность.

Проблемы с акустикой

Экстремальные вибрации и акустическая обстановка внутри ракетного двигателя обычно вызывают пиковые напряжения, значительно превышающие средние, особенно при наличии резонансов, подобных органным трубам, и турбулентности газов.

Чуга

Низкочастотные колебания давления в камере ниже 200 Гц. Обычно они вызываются изменениями давления в линиях подачи топлива, обусловленными изменениями ускорения ракеты, при наборе тяги ракетными двигателями, их выключении или регулировке тяги. Такие эффекты крайне сложно предсказать аналитически на этапе проектирования, и обычно их устраняют с помощью дорогостоящих, длительных и масштабных испытаний, в сочетании с мерами по исправлению ошибок, основанными на методе проб и ошибок. Для борьбы с возникновением высокочастотных колебаний (скрипа) часто применяют детальные изменения конструкции инжекторов, изменение состава топлива, испарение топлива перед впрыском или использование демпферов Гельмгольца внутри камеры сгорания для изменения её резонансных частот. Проверка на возможность возникновения скрипа иногда проводится путем подрыва небольших взрывчатых зарядов снаружи камеры сгорания с помощью трубки, установленной тангенциально к камере сгорания вблизи инжекторов, для определения импульсной характеристики двигателя, а затем оценки временной характеристики давления в камере. Быстрое восстановление давления указывает на стабильность системы.

Шум выхлопных газов

Для всех размеров, кроме самых маленьких, выхлоп ракетных двигателей, по сравнению с другими типами двигателей, как правило, очень шумный. При смешении гиперзвукового выхлопа с окружающим воздухом формируются ударные волны. Космический челнок генерировал более 200 дБ(A) шума в районе основания. Чтобы снизить этот уровень шума, а также риск повреждения полезной нагрузки или травм экипажа, находящегося на вершине ракеты, мобильная пусковая платформа была оснащена системой подавления звука, которая распыляла воду вокруг основания ракеты в течение 41 секунды во время старта. Использование этой системы поддерживало уровень шума внутри отсека полезной нагрузки на уровне 142 дБ. Интенсивность звука, создаваемого ударными волнами, зависит от размера ракеты и скорости выхлопных газов. Именно эти ударные волны, по-видимому, являются причиной характерных потрескивающих и хлопающих звуков, издаваемых большими ракетными двигателями при непосредственном прослушивании. Эти пики шума обычно перегружают микрофоны и аудиоаппаратуру, поэтому в записанном или транслируемом звуке они, как правило, ослаблены или полностью отсутствуют. На близком расстоянии от больших ракет акустические эффекты могут быть смертельными. Что еще более беспокоит космические агентства, такие уровни шума могут повредить стартовый комплекс или, что хуже, отразиться от него на относительно хрупкую ракету наверху. Именно поэтому на запусках обычно используется большое количество воды. Водяной туман изменяет акустические свойства воздуха и уменьшает или отклоняет звуковую энергию от ракеты. В общем, шум наиболее интенсивный, когда ракета находится близко к земле, поскольку шум от двигателей излучается вверх от сопла, а также отражается от поверхности. Кроме того, когда аппарат движется медленно, лишь небольшая часть химической энергии, поступающей в двигатель, идет на увеличение кинетической энергии ракеты (поскольку полезная мощность P, передаваемая аппарату, определяется тягой F и скоростью V). В этом случае большая часть энергии рассеивается при взаимодействии выхлопа с окружающим воздухом, создавая шум. Этот шум можно несколько снизить с помощью огневых траншей с крышами, впрыском воды вокруг сопла и отклонением сопла под углом.

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.

Соединенные Штаты

Развитие ракетной промышленности США было сформировано сложной сетью взаимосвязей между государственными учреждениями, частными компаниями, научно-исследовательскими институтами и другими заинтересованными сторонами. С момента основания первой компании по производству ракетных двигателей на жидком топливе (Reaction Motors, Inc.) в 1941 году и первой государственной лаборатории (GALCIT), занимавшейся этой областью, американская индустрия ракетных двигателей на жидком топливе (LPRE) претерпела значительные изменения. По крайней мере 14 американских компаний участвовали в проектировании, разработке, производстве, испытаниях и поддержке полетов различных типов ракетных двигателей в период с 1940 по 2000 год. В отличие от таких стран, как Россия, Китай или Индия, где этим бизнесом занимаются только государственные или квазигосударственные организации, правительство США в значительной степени полагается на частную промышленность. Эти коммерческие компании имеют решающее значение для дальнейшей жизнеспособности Соединенных Штатов и их формы правления, поскольку они конкурируют друг с другом, чтобы предоставлять передовые ракетные двигатели, отвечающие потребностям правительства, вооруженных сил и частного сектора. В Соединенных Штатах компания, разрабатывающая LPRE, как правило, получает контракт на производство. Обычно потребность или спрос на новый ракетный двигатель исходит от государственных учреждений, таких как NASA или Министерство обороны. После определения потребности государственные учреждения могут выпускать запросы предложений (RFP) для получения предложений от частных компаний и научно-исследовательских институтов. Частные компании и научно-исследовательские институты, в свою очередь, могут инвестировать в научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы (НИОКР) для разработки новых технологий ракетных двигателей, соответствующих потребностям и спецификациям, указанным в RFP. Наряду с частными компаниями, университеты, независимые исследовательские институты и государственные лаборатории также играют важную роль в исследованиях и разработке ракетных двигателей. Университеты обеспечивают подготовку квалифицированных технических кадров на уровне магистратуры и бакалавриата, а их исследовательские программы часто способствуют прогрессу в технологиях ракетных двигателей. Более 25 университетов в США преподавали или в настоящее время преподают курсы, связанные с ракетными двигателями на жидком топливе (LPREs), и их программы обучения на уровне магистратуры и бакалавриата считаются одним из их наиболее важных вкладов. Такие университеты, как Принстонский университет, Корнеллский университет, Университет Пердью, Пенсильванский государственный университет, Университет Алабамы, Высшая школа военно-морского флота или Калифорнийский технологический институт, провели выдающиеся НИОКР по темам, связанным с ракетной промышленностью.

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.

Институты и участники

В отличие от многих других стран, где разработка и производство ракетных двигателей были консолидированы в рамках одной организации, Советский Союз пошел другим путем, создав многочисленные специализированные конструкторские бюро (КБ), которые конкурировали за контракты на разработку. Эти конструкторские бюро, или "конструкторское бюро" (КБ) на русском языке, являлись государственными организациями, основная задача которых заключалась в проведении исследований, разработке и создании прототипов передовых технологий, как правило, связанных с военной техникой, таких как турбореактивные двигатели, компоненты самолетов, ракеты или космические ракеты-носители. КБ, специализирующиеся на ракетных двигателях, зачастую располагали необходимым персоналом, оборудованием и инфраструктурой для проведения лабораторных, потоковых и наземных испытаний экспериментальных ракетных двигателей. Некоторые из них даже имели специализированные стенды для испытания двигателей больших размеров, проведения статических огневых испытаний двигателей, установленных на ступенях ракет, или моделирования высотных условий при испытаниях. В ряде случаев испытания двигателей, сертификация и контроль качества передавались на аутсорсинг другим организациям и площадкам, располагавшим более подходящими испытательными комплексами. Многие КБ также имели жилые комплексы, спортивные залы и медицинские учреждения, предназначенные для обеспечения потребностей своих сотрудников и их семей. Разработка жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) в Советском Союзе значительно активизировалась в 1960-х годах и достигла пика в 1970-х. Этот период совпал с периодом холодной войны между Советским Союзом и Соединенными Штатами, характеризовавшимся острой конкуренцией в области космических достижений. В разработке ЖРД в этот период были вовлечены от 14 до 17 конструкторских бюро и научно-исследовательских институтов. Эти организации получали относительно стабильную поддержку и финансирование благодаря высоким приоритетам в военной и космической областях, что способствовало непрерывному развитию новых концепций двигателей и технологий производства. После определения миссии с новым летательным аппаратом (ракетой или космическим кораблем) она передавалась в КБ, которое осуществляло контроль за разработкой всей ракеты. Если ни один из ранее разработанных ракетных двигателей не соответствовал требованиям миссии, контракт на разработку нового двигателя с конкретными характеристиками передавался другому КБ, специализирующемуся на разработке ЖРД (часто каждое КБ имело опыт работы с определенными типами ЖРД, предназначенными для различных применений, использующими различные топлива или имеющими разные размеры). Это означало, что разработка или проектное исследование ракетного двигателя всегда было направлено на конкретное применение с четко определенными требованиями. Решение о том, каким КБ присудить контракт на разработку нового ракетного двигателя, принималось либо в пользу одного КБ, либо несколько КБ получали один и тот же контракт, что иногда приводило к жесткой конкуренции между ними. Выбор одного КБ для разработки часто был обусловлен взаимоотношениями между главным конструктором летательного аппарата или системы и главным конструктором специализированного КБ по разработке ракетных двигателей. Если главный конструктор аппарата был доволен предыдущей работой определенного КБ, то было обычным делом продолжать сотрудничество с этим КБ для двигателей данного класса. Например, все, кроме одного, ЖРД для ракет, запускаемых с подводных лодок, были разработаны одним и тем же КБ для одного и того же головного подрядчика по разработке аппарата. Однако, когда параллельно поддерживались две программы разработки двигателей с целью выбора наилучшего для конкретного применения, несколько квалифицированных моделей ракетных двигателей так и не были использованы. Такая возможность выбора была редкостью в других странах. Однако использование КБ также приводило к определенным проблемам, включая отмену программ и дублирование разработок. Некоторые крупные программы были отменены, что приводило к утилизации или консервации ранее разработанных двигателей. Ярким примером дублирования и отмены является разработка двигателей для баллистической ракеты Р-9А. Поддерживались два варианта двигателей, но в конечном итоге был выбран только один, в результате чего несколько полностью работоспособных двигателей остались неиспользованными. Аналогично, для амбициозной сверхтяжелой ракеты-носителя Н1, предназначенной для лунных и планетарных миссий, Советский Союз разработал и запустил в производство как минимум два двигателя для каждой из шести ступеней. Кроме того, были разработаны альтернативные двигатели для более продвинутой версии Н1. Однако программа столкнулась с многочисленными неудачными запусками, и после успешной высадки американцев на Луну программа была окончательно закрыта, оставив Советский Союз с избытком недавно сертифицированных двигателей без четкого назначения. Эти примеры демонстрируют сложную динамику и проблемы, с которыми столкнулся Советский Союз при управлении разработкой и производством ракетных двигателей через систему конструкторских бюро.

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.

Аварии

Развитие ракетных двигателей в Советском Союзе было отмечено значительными достижениями, но также сопряжено с этическими проблемами из-за многочисленных аварий и гибели людей. С точки зрения исследований науки и технологий, этические последствия этих инцидентов проливают свет на сложную взаимосвязь между технологиями, человеческим фактором и приоритетом научного прогресса над безопасностью. Советский Союз столкнулся с серией трагических аварий и происшествий при разработке и эксплуатации ракетных двигателей. В частности, СССР, к сожалению, имеет репутацию страны, в которой зафиксировано больше травм и смертей в результате аварий с ракетными двигателями на жидком топливе (LPRE), чем где-либо еще. Эти инциденты поставили под вопрос этические аспекты, связанные с разработкой, испытаниями и эксплуатацией ракетных двигателей. Одной из самых известных катастроф стала авария в 1960 году, когда баллистическая ракета Р-16 потерпела катастрофу на стартовой площадке космодрома Тюратам. В результате этого инцидента погибли 124 инженера и военнослужащих, в том числе маршал М. И. Неделин, бывший заместитель министра обороны. Взрыв произошел после внезапного воспламенения двигателя второй ступени, что привело к разрушению полностью заправленной ракеты. Причиной взрыва стало воспламенение и взрыв смешанных гиперголических компонентов топлива, состоящих из азотной кислоты с добавками и UDMH (несимметричный диметилгидразин). Хотя непосредственная причина аварии 1960 года была связана с отсутствием защитных цепей в блоке управления ракетой, этические проблемы, связанные с авариями LPRE в СССР, выходят за рамки конкретных технических неисправностей. Сохраняемая в тайне информация об этих авариях, которая оставалась нераскрытой в течение примерно трех десятилетий, вызывает опасения по поводу прозрачности, подотчетности и защиты человеческой жизни. Решение скрывать смертельные аварии LPRE от общественности отражает более широкую этическую дилемму. Советское правительство, стремясь к научному и технологическому превосходству во время холодной войны, стремилось поддерживать имидж непобедимости и скрывать неудачи, сопровождавшие его достижения. Приоритет национального престижа над благополучием и безопасностью работников ставит под сомнение этическую ответственность государства и участвующих организаций.

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.

Испытания

Ракетные двигатели обычно проходят статические испытания на испытательном стенде перед серийным производством. Для двигателей, предназначенных для больших высот, необходимо использовать сопло меньшей длины или испытывать ракету в большой вакуумной камере.

Безопасность

Ракетные аппараты имеют репутацию ненадежных и опасных, особенно в части катастрофических отказов. Вопреки этой репутации, тщательно спроектированные ракеты могут быть сделаны сколь угодно надежными. В военном применении ракеты не отличаются ненадежностью. Однако одно из основных невоенных применений ракет – это вывод на орбиту. В этой области приоритет обычно отдается минимальному весу, и достичь одновременно высокой надежности и малого веса сложно. Кроме того, при небольшом количестве запусков существует очень высокая вероятность ошибки в проектировании, эксплуатации или производстве, приводящей к уничтожению аппарата.

Семейство Сатурн (19611975)

Двигатель Rocketdyne H-1, использовавшийся в составе группы из восьми на первой ступени ракет-носителей Saturn I и Saturn IB, не имел катастрофических отказов за 152 запуска двигателя. Двигатель Pratt and Whitney RL10, использовавшийся в составе группы из шести на второй ступени Saturn I, не имел катастрофических отказов за 36 запусков двигателя. Двигатель Rocketdyne F-1, использовавшийся в составе группы из пяти на первой ступени Saturn V, не имел отказов за 65 запусков двигателя. Двигатель Rocketdyne J-2, использовавшийся в составе группы из пяти на второй ступени Saturn V, а также поодиночке на второй ступени Saturn IB и третьей ступени Saturn V, не имел катастрофических отказов за 86 запусков двигателя.

Космический челнок (19812011)

Космический ускоритель твердотопливный (Solid Rocket Booster), используемый парами, стал причиной одной значительной катастрофической неисправности за 270 пусков двигателей. Двигатель RS 25, используемый тройкой, совершил 46 пусков после восстановления. В общей сложности было выполнено 405 пусков двигателей без катастрофических отказов в полете. Единственный отказ двигателя RS 25 в полете произошел во время миссии STS-51F. Этот отказ не повлиял на цели или продолжительность миссии.

Ядерная теплоэнергетика

Тип Описание Преимущества Недостатки Радиоизотопная ракета / "двигатель 'пудель'" (энергия радиоактивного распада) Тепло, выделяемое при радиоактивном распаде, используется для нагрева водорода. Около 700–800 секунд, почти полное отсутствие движущихся частей. Низкое отношение тяги к весу. Ядерная тепловая ракета (энергия ядерного деления) Рабочее тело (обычно водород) пропускается через ядерный реактор для нагрева до высокой температуры. Удельный импульс может быть высоким, возможно, 900 секунд и более, отношение тяги к весу выше единицы в некоторых конструкциях. Максимальная температура ограничена возможностями материаловедения, в некоторых конструкциях в выхлопных газах могут присутствовать радиоактивные частицы, экранирование ядерного реактора тяжелое, запуск с поверхности Земли маловероятен, отношение тяги к весу невысокое.

Ядерная

Ядерное движение включает в себя широкий спектр методов движения, использующих ту или иную форму ядерной реакции в качестве основного источника энергии. Различные типы ядерных двигателей были предложены, и некоторые из них были испытаны для применения в космических аппаратах:

Тип Описание Преимущества Недостатки Газовый ядерный реактор (ядерная энергия деления) Ядерная реакция с использованием газообразного реактора деления в непосредственном контакте с рабочим телом Очень горячее рабочее тело, не ограничено необходимостью поддерживать реактор в твердом состоянии, удельный импульс (Isp) от 1500 до 3000 секунд, но с очень высокой тягой Сложности с нагревом рабочего тела без потерь делящихся веществ в выхлопе, серьезные тепловые проблемы, особенно в области сопла/горловины, выхлоп почти неизбежно сильно радиоактивен. Варианты ядерной лампочки могут содержать делящиеся вещества, но снижают Isp вдвое. Ракета на осколках деления (ядерная энергия деления) Продукты деления напрямую используются для создания тяги. На данный момент только теоретическая разработка. Ядерный парус (ядерная энергия деления) Материал паруса покрыт делящимся материалом с одной стороны. Отсутствие движущихся частей, работоспособность в дальнем космосе. На данный момент только теоретическая разработка. Ядерная солевая ракета (ядерная энергия деления) Ядерные соли содержатся в растворе и вступают в реакцию в сопле. Очень высокий Isp, очень высокая тяга Тепловые проблемы в сопле, рабочее тело может быть нестабильным, высокорадиоактивный выхлоп. На данный момент только теоретическая разработка. Ядерный импульсный двигатель (взрыв ядерных бомб деления/синтеза) Формированные ядерные бомбы детонируют позади аппарата, а взрыв улавливается "толкающей пластиной". Очень высокий Isp, очень высокое отношение тяги к весу, для этой технологии не выявлено принципиальных препятствий. Никогда не испытывался, толкающая пластина может отбрасывать фрагменты из-за ударной волны, минимальный размер ядерных бомб все еще достаточно велик, дороговизна в малых масштабах, вопросы, связанные с ядерными договорами, выпадение радиоактивных осадков при использовании ниже магнитосферы Земли. Ядерный импульсный двигатель с антиматерией-катализатором (энергия деления и/или синтеза) Ядерный импульсный двигатель с использованием антиматерии для уменьшения размеров бомб. Возможно создание аппарата меньшего размера. Удержание антиматерии, производство антиматерии в макроскопических количествах в настоящее время не представляется возможным. На данный момент только теоретическая разработка. Термоядерная ракета (ядерная энергия синтеза) Синтез используется для нагрева рабочего тела. Очень высокая скорость истечения газов. В значительной степени выходит за рамки современного уровня развития технологий. Ракета на антиматерии (энергия аннигиляции) Аннигиляция антиматерии нагревает рабочее тело. Чрезвычайно высокая энергия, очень высокая теоретическая скорость истечения газов. Проблемы с производством и обращением с антиматерией; потери энергии на нейтрино, гамма-лучи, мюоны; тепловые проблемы. На данный момент только теоретическая разработка.

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.

История ракетных двигателей

Согласно записям римского Авла Геллия, самый ранний известный пример реактивного движения относится к 400 году до н.э., когда греческий пифагореец по имени Архит создал деревянную птицу, которую приводил в движение по проводам с помощью пара. Однако её мощности было недостаточно для самостоятельного взлёта. Эолипиль, описанный в первом веке до н.э. и часто называемый двигателем Герона, состоял из пары паровых ракетных сопел, установленных на оси. Он был создан почти за две тысячи лет до промышленной революции, но принципы, лежащие в его основе, не были в полной мере поняты, и он не был развит в практический источник энергии. Появление чёрного пороха для метания снарядов стало предвестником создания первой твердотопливной ракеты. Китайские алхимики-даосы IX века открыли чёрный порох в поисках эликсира жизни; это случайное открытие привело к созданию огненных стрел, которые стали первыми ракетными двигателями, оторвавшимися от земли. Утверждается, что "реактивная сила зажигательных снарядов, вероятно, не применялась для приведения в движение снарядов до XIII века". Переломным моментом в ракетной технике стала короткая рукопись под названием Liber Ignium ad Comburendos Hostes (в сокращении – «Книга огня»). Рукопись содержит рецепты создания зажигательного оружия, датируемые периодом с середины VIII по конец XIII веков, среди которых – рецепты ракет. В первом рецепте предписывается смешать одну часть колофония и серы с шестью частями селитры (нитрата калия), растворенной в лавровом масле, затем поместить смесь в полые деревянные цилиндры и поджечь, чтобы она "внезапно улетела в любое желаемое место и сожгла всё". Второй рецепт включает в себя один фунт серы, два фунта древесного угля и шесть фунтов селитры – все тщательно измельчённые на мраморной плите. Эта пороховая смесь плотно утрамбовывается в длинный и узкий корпус. Включение селитры в пиротехнические составы ознаменовало переход от метаемого греческого огня к самодвижущимся ракетам. Статьи и книги по ракетостроению стали появляться всё чаще с XV по XVII века. В XVI веке немецкий военный инженер Конрад Хаас (1509–1576) написал рукопись, в которой представил конструкцию многоступенчатых ракет. Ракетные двигатели также использовались Типу Султаном, правителем Майсура. Обычно они представляли собой трубу из мягкого кованого железа длиной около 120 см и определённого диаметра, закрытую с одного конца, заполненную чёрным порохом и прикреплённую к бамбуковому древку длиной около 1 метра. Ракета, несущая около 450 граммов пороха, могла пролетать почти… Эти "ракеты", оснащённые клинками, пролетали несколько метров в воздухе, прежде чем упасть, направляя лезвия на противника. Они были очень эффективно использованы против Британской империи.

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.

Современные ракеты

Медленное развитие этой технологии продолжалось до конца XIX века, когда русский Константин Циолковский впервые написал о жидкостных ракетных двигателях. Он первым разработал уравнение Циолковского, хотя оно не получило широкой публикации в течение нескольких лет. Современные двигатели на твердом и жидком топливе стали реальностью в начале XX века благодаря американскому физику Роберту Годдарду. Годдард первым использовал сопло Лаваля на ракетном двигателе с твердым топливом (порохом), удвоив тягу и увеличив эффективность примерно в двадцать пять раз. Это стало рождением современного ракетного двигателя. Он рассчитал, исходя из самостоятельно выведенного уравнения ракеты, что ракета разумных размеров, использующая твердое топливо, сможет вывести на Луну полезную нагрузку весом в один фунт.

Эра ракетных двигателей на жидком топливе

Годдард начал использовать жидкое ракетное топливо в 1921 году, а в 1926 году стал первым, кто запустил ракету на жидком топливе. Годдард был пионером в использовании сопла Де Лаваля, лёгких топливных баков, малогабаритных турбонасосов, отклонения вектора тяги, двигателя на жидком топливе с плавной регулировкой тяги, регенеративного и занавесного охлаждения. Турбонасос был применён немецкими учёными во Второй мировой войне. До этого охлаждение сопла было проблематичным, и баллистическая ракета А-4 использовала разбавленный спирт в качестве топлива, что достаточно снизило температуру сгорания. Поэтапное сгорание (Замкнутая схема) впервые было предложено Алексеем Исаевым в 1949 году. Первым двигателем с поэтапным сгоранием стал S1.5400, использовавшийся в советской планетарной ракете, разработанной Мельниковым, бывшим помощником Исаева. Примерно в то же время (1959), Николай Кузнецов начал работу над двигателем замкнутого цикла НК-9 для орбитальной межконтинентальной баллистической ракеты Королёва, ГР-1. Кузнецов позже развил эту конструкцию в двигатели НК-15 и НК-33 для неудачной лунной ракеты Н-1. На Западе первый лабораторный двигатель с поэтапным сгоранием был построен в Германии в 1963 году Людвигом Боэльковым. Двигатели на жидком водороде были впервые успешно разработаны в Америке: двигатель RL-10 впервые совершил полёт в 1962 году. Его преемник, Rocketdyne J-2, был использован в ракете Saturn V программы Apollo для отправки людей на Луну. Высокий удельный импульс и низкая плотность жидкого водорода снизили массу верхней ступени, а также общие размеры и стоимость ракеты-носителя. Рекорд по количеству двигателей на одном ракетном полёте составляет 44, установленный НАСА в 2016 году на ракете Black Brant.