§ 111. СХЕМЫ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Работа реактивных и ракетных двигателей основана на одном и том же принципе, но между ними имеется существенное различие: первые для горения получают кислород из атмосферного воздуха, а вторые для этих целей имеют специальные окислители. Именно поэтому ракетные двигатели могут работать в пустоте и являются единственными двигателями, с помощью которых можно осуществлять полет за пределы атмосферы Земли.

Ракетные двигатели с химическим источником энергии по состоянию используемого топлива делятся на двигатели с твердым топливом (РДТТ) и жидкостные ракетные двигатели (ЖРД).

Схема конструкции РДТТ изображена на рисунке 11.5. Ракета состоит из корпуса а, ракетного сопла топлива и полезного груза или боевой части

В полезный груз входит также масса стенок и внутренних конструкций отсека, где размещаются приборы и т. д. В качестве топлива применяютсяпрессованные или литые пороховые заряды различной формы. Основное требование, предъявляемое к ракетам такого типа, — это равномерное горение топлива без перегрева корпуса. На рисунке 11.5 показана схема ракеты, удовлетворяющей этому требованию. Заряд подобной ракеты имеет центральный канал звездообразного сечения (рис. 11.5, е). При такой конструкции горение развивается от центра к периферии, чем обеспечивается тепловая изоляция стенок камеры. Благодаря специальной форме сечения канала величина поверхности горения примерно сохраняется, чем обеспечивается равномерность расходования топлива.

Температура внутри камеры РДТТ достигает 2000—3000 К, давление — до 200 атм.

Рис. 11.5.

Рис. 11.6.

К достоинствам РДТТ относятся несложность эксплуатации и возможность длительного хранения ракет в состоянии их готовности к запуску. Недостатки РДТТ - трудности регулирования процесса горения, зависимость скорости горения, а значит, и тяги от начальной температуры топлива.

Ракетные двигатели на твердом топлжве применяются на ракетах, начиная от малых ракетных снарядов до больших космических систем.

Жидкостные ракеты (рис. 11.6) сложнее ракет на твердом топливе; их основные части следующие: 1) корпус ракеты а, 2) полезный груз баки с горючим и окислителем с, 4) турбонасосный агрегат двигатель (камера сгорания), заканчивающийся соплом определенной формы.

В качестве горючего применяют органические жидкости, например этиловый спирт, керосин и др., в качестве окислителя — жидкий кислород, низкая точка кипения которого требует тщательной термоизоляции стенок бака. Турбонасосный агрегат состоит из газовой турбины и соединенных с ней насосов. Газ для турбины обычно получают путем разложения перекиси водорода.

При запуске ракеты в камеру впрыскивают горючее и окислитель, сжигание топлива в ней происходит при больших давлениях и высокой температуре (3000—4000 К). Для предупреждения перегрева двигателя применяют специальные схемы охлаждения. Для этих целей, в частности, может быть использовано горючее, которое заставляют циркулировать между двойными стенками камеры сгорания перед прохождением через турбонасосный агрегат.

Основным недостатком ЖРД является тот факт, что их необходимо заправлять окислителем непосредственно перед стартом (из-за больших потерь кислорода вследствие его испарения). К основным достоинствам этого двигателя следует отнести возможность регулирования процесса горения, а следовательно, и тяги ракеты. ЖРД используют для запуска главным образом больших космических ракет.