У загальному випадку нагрів робочого тіла присутній як складова робочого процесу теплового ракетного двигуна. Причому наявність джерела теплоти - нагрівача формально обов'язково (в окремому випадку його теплова потужність може дорівнювати нулю). Тип його можна характеризувати видом енергії, що переходить в теплоту. Таким чином отримуємо ознака класифікації, за яким теплові ракетні двигуни по виду енергії, що перетворюється в теплову енергію робочого тіла, діляться на електричні, ядерні (рис.10.1.) І хімічні (рис 13.1, рівень 2).
Схема, конструкція і досяжні параметри ракетного двигуна на хімічному паливі багато в чому визначаються агрегатним станом ракетного палива. Ракетні двигуни на хімічному паливі (в зарубіжній літературі іноді звані хімічними ракетними двигунами) за цією ознакою діляться на:
рідинні ракетні двигуни - ЖРД, компоненти палива яких в стані зберігання на борту - рідина (рис. 13.1, рівень 3; фото, фото),
ракетні двигуни твердого палива - РДТТ (рис. 1.7, 9.4, фото, фото),
гібридні ракетні двигуни - ГРД, компоненти палива яких знаходяться на борту в різних агрегатних станах (рис. 11.2).
Очевидною ознакою класифікації двигунів на хімічному паливі є число компонентів ракетного палива.
Наприклад, ЖРД на однокомпонентному або на двокомпонентному паливі, ГРД на трехкомпонентном паливі (по зарубіжній термінології - на трібрідном паливі) (рис. 13.1, рівень 4).
За конструктивними ознаками можлива класифікація ракетних двигунів з виділенням десятків рубрик, але основні відмінності у виконанні цільової функції визначаються схемою подачі компонентів в камеру згоряння. Найбільш характерна класифікація за цією ознакою ЖРД.
Класифікація ракетних палив.
РТ поділяються на тверді і рідкі. Тверді ракетні палива мають ряд переваг перед рідкими, вони довго зберігаються, не діють на оболонку ракети, не становлять небезпеки для працюючого з ним персоналу в зв'язку з низькою токсичністю.
Однак вибуховий характер їх горіння створює труднощі в їх застосуванні.
До твердим ракетним палив відносяться баллістние і кордітние пороху на основі нітроцелюлози.
Рідинний реактивний двигун, ідея створення якого належить К.Е.Ціолковського, найбільш поширений в космонавтиці.
Рідкі РТ можуть бути однокомпонентними і двокомпонентними (окислювач і горючі).
До окислювача відносяться: азотна кислота і окисли азоту (двоокис, чотириокис), перекис водню, рідкий кисень, фтор та його сполуки.
Як пальне використовується гас, рідкий водень, гідразину. Найбільш широко використовується гідразин і несиметричний диметилгидразин (НДМГ).
Речовини, що входять до складу рідких РТ мають високу агресивністю і токсичністю до людини. Тому перед медичною службою стоїть проблема проведення профілактичних заходів щодо захисту особового складу від гострих і хронічних отруєнь КРТ, організації надання невідкладної допомоги при ураженнях.
У зв'язку з цим і вивчаються патогенез, клініка уражень, розробляються засоби надання невідкладної допомоги та лікування уражених, створюються засоби захисту шкіри та органів дихання, встановлюються ГДК різних КРТ і необхідні гігієнічні норми.
Ракети-носії і рухові установки різних космічних апаратів є переважною сферою застосування ЖРД.
До переваг ЖРД можна віднести наступні:
Найвищий питома імпульс в класі хімічних ракетних двигунів (понад 4 500 м / с для пари кисень-водень, для гас-кисень - 3 500 м / с).
Керованість по тязі: регулюючи витрата палива, можна змінювати величину тяги в великому діапазоні і повністю припиняти роботу двигуна з подальшим повторним запуском. Це необхідно при маневруванні апарату в космічному просторі.
При створенні великих ракет, наприклад, носіїв, які виводять на навколоземну орбіту багатотонні вантажі, використання ЖРД дозволяє домогтися вагового переваги в порівнянні з твердопаливними двигунами (РДТТ). По-перше, за рахунок більш високої питомої імпульсу, а по-друге за рахунок того, що рідке паливо на ракеті міститься в окремих баках, з яких воно подається в камеру згоряння за допомогою насосів. За рахунок цього тиск в баках істотно (в десятки разів) нижче, ніж в камері згоряння, а самі баки виконуються тонкостінними і щодо легкими. У РДТТ контейнер палива є одночасно і камерою згоряння, і повинен витримувати високий тиск (десятки атмосфер), а це тягне за собою збільшення його ваги. Чим більше обсяг палива на ракеті, тим більше розмір контейнерів для його зберігання, і тим більше позначається вагове перевага ЖРД в порівнянні з РДТТ, і навпаки: для малих ракет наявність турбонасосного агрегату зводить нанівець цю перевагу.
ЖРД і ракета на його основі значно складніше влаштовані, і більш дорогі, ніж еквівалентні по можливостям твердопаливні (незважаючи на те, що 1 кг рідкого палива в кілька разів дешевше твердого). Транспортувати рідинну ракету необхідно з великою осторогою, а технологія підготовки її до пуску складніша, трудомістка і вимагає більше часу (особливо при використанні зріджених газів в якості компонентів палива), тому для ракет військового призначення перевагу в даний час виявляється твердопаливним двигунів, з огляду на їх більш високої надійності, мобільності і боєготовності.
Компоненти рідкого палива в невагомості некеровано переміщаються в просторі баків. Для їх осадження необхідно застосовувати спеціальні заходи, наприклад, включати допоміжні двигуни, що працюють на твердому паливі або на газі.
В даний час для хімічних ракетних двигунів (в тому числі і для ЖРД) досягнута межа енергетичних можливостей палива, і тому теоретично не передбачається можливість істотного збільшення їх питомої імпульсу, а це обмежує можливості ракетної техніки, що базується на використанні хімічних двигунів, вже освоєними двома напрямками :
Космічні польоти в навколоземному просторі (як пілотовані, так і безпілотні).
Дослідження космосу в межах Сонячної системи за допомогою автоматичних апаратів (Вояджер, Галілео).
Вибір компонентів палива є одним з найважливіших рішень при проектуванні ЖРД, що зумовлює багато деталей конструкції двигуна і наступні технічні рішення. Тому вибір палива для ЖРД виконується при всебічному розгляді призначення двигуна і ракети, на якій він встановлюється, умов їх функціонування, технології виробництва, зберігання, транспортування до місця старту і т. П.
Одним з найважливіших показників, що характеризують поєднання компонентів є питомий імпульс, який має особливо важливе значення при проектуванні ракет-носіїв космічних апаратів, так як від нього в найсильнішому ступені залежить співвідношення маси палива і корисного вантажу, а отже, розміри і маса всієї ракети (див . Формула Ціолковського), які при недостатньо високому значенні питомої імпульсу можуть виявитися нереальними. У таблиці 1 наведені основні характеристики деяких поєднань компонентів рідкого палива.
Крім питомої імпульсу при виборі компонентів палива, вирішальну роль можуть зіграти і інші показники властивостей палива, в тому числі:
Щільність, впливає на розміри баків компонентів. Як випливає з табл. 1, водень є пальним, з найбільшим питомим імпульсом (при будь-якому окислителе), однак він має вкрай низькою щільністю. Тому перші (найбільші) ступені ракет-носіїв зазвичай використовують інші (менш ефективні, але більш щільні) види пального, наприклад, гас, що дозволяє зменшити розміри першого ступеня до прийнятних. Прикладами такої «тактики» служать ракета Сатурн-5, перший ступінь якої використовує компоненти кисень / гас, а 2-а і 3-я щаблі - кисень / водень, і система Спейс Шаттл, в якій в якості першого ступеня використані твердопаливні прискорювачі.
Температура кипіння, яка може накладати серйозні обмеження на умови експлуатації ракети. За цим показником компоненти рідкого палива підрозділяють на криогенні - охолоджені до вкрай низьких температур зріджені гази, і висококиплячі - рідини з температурою кипіння вище 0 ° C.
Кріогенні компоненти не можуть довго зберігатися, і транспортуватися на великі відстані, тому вони повинні виготовлятися (принаймні скраплюватися) на спеціальних енергоємних виробництвах, що знаходяться в безпосередній близькості від місця старту, що робить пускову установку абсолютно немобильной. Крім цього, криогенні компоненти мають і іншими фізичними властивостями, котрі висувають додаткові вимоги до їх використання. Наприклад, наявність навіть незначної кількості води або водяної пари в ємностях із зрідженими газами призводить до утворення дуже твердих кристалів льоду, які при попаданні в паливну систему ракети впливають на її частині як абразивний матеріал і можуть стати причиною важкої аварії. За час багатогодинної підготовки ракети до старту на ній намерзає велика кількість інею, що перетворюється в лід, і падіння його шматків з великої висоти становить небезпеку для персоналу, зайнятого в підготовці, а також для самої ракети і стартового обладнання. Зріджені гази після заправки ними ракети починають випаровуватися, і до моменту старту їх потрібно безперервно поповнювати через спеціальну систему підживлення. Надлишок газу, що утворюється при випаровуванні компонентів, необхідно відводити таким чином, щоб окислювач змішувався з пальним, утворюючи вибухову суміш.
Висококиплячі компоненти набагато зручніші при транспортуванні, зберіганні і оперуванні з ними, тому в 50-ті роки ХХ ст вони витіснили криогенні компоненти з області військового ракетобудування. Надалі ця область все більшою мірою стала займатися твердим паливом. Але при створенні космічних носіїв криогенні палива поки зберігають своє становище за рахунок високої енергетичної ефективності, а для виконання маневрів в космічному просторі, коли паливо має зберігатися в баках місяцями, а то й роками, найбільш прийнятними є висококиплячі компоненти. Ілюстрацією такого «поділу праці» можуть служити ЖРД, задіяні в проекті Аполлон: все три ступені ракети-носія Сатурн-5 використовують кріогенні компоненти, а двигуни місячного корабля, призначені для корекції траєкторії і для маневрів на навколомісячної орбіті, - висококиплячі несиметричний диметилгидразин і тетраоксид діазота.
Хімічна агресивність. Цим якістю володіють всі окислювачі. Тому наявність в баках, призначених для окислювача, навіть незначних кількостей органічних речовин (наприклад, жирових плям, залишених людськими пальцями) може призвести до пожежі, внаслідок якого може спалахнути матеріал самого бака (алюміній, магній, титан і залізо дуже енергійно горять в середовищі ракетного окислювача ). Через агресивності окислювачі, як правило, не використовуються в якості теплоносіїв в системах охолодження РРД, а в газогенераторах ТНА, для зниження теплового навантаження на турбіну робоче тіло перенасичується пальним, а не окислювачем. При низьких температурах рідкий кисень є, мабуть, самим безпечним окислювачем, тому, що альтернативні окислювачі, такі як азотний тетраоксид або концентрована азотна кислота вступають в реакцію з металами, і хоча вони є висококиплячих окислювачами, які можуть довго зберігатися при нормальній температурі, час служби баків, в яких вони знаходяться, обмежена.
Токсичність компонентів палива і продуктів їх горіння є серйозним обмежувачем їх використання. Наприклад, фтор, як випливає з табл.1. як окислювач, більш ефективний, ніж кисень, проте в парі з воднем він утворює фтороводород - речовина вкрай токсична і агресивне, і викид кількох сотень, тим більше, тисяч тонн такого продукту згоряння в атмосферу при запуску великої ракети, сам по собі є великою техногенної катастрофою, навіть при вдалому запуску. А в разі аварії, і розливу такої кількості цієї речовини, збиток не піддається обліку. Тому фтор не використовується в якості компонента палива. Токсичними є і тетраоксид азоту, азотна кислота і несиметричний диметилгидразин. В даний час віддається перевага (з екологічної точки зору) окислювачем є кисень, а пальним - водень, за яким слід гас.