Государственное бюджетное общеобразовательное учреждение

Лицей №533 «Образовательный комплекс «Малая Охта»

Исследовательский проект

«Типы ракетных двигателей и их перспективы»

Выполнил:

Катаев Савелий Алексеевич 9П

Руководитель:

Болдырева Валерия Викторовна

Санкт-Петерубрг

2025

Содержание

Введение

Грёзы о полетах на дальние планеты, к соседним звёздам, в другие галактики существуют с самого основания космонавтики, с создания ракеты Фау-2. С того момента (с 1942 года) прошло много лет, но до сих пор дальше луны человек не высаживался (Аполлон-11). Было придумано большое количество различных типов ракетных двигателей (1), которые сейчас активно разрабатываются (например SpaceX Raptor или ядерный DRACO). Эта тема имеет большие перспективы в будущем и я считаю, что стоит оповестить учеников о прогрессе в этой области и о ее существовании.

Многие люди не имеет понятия о том, как это устроено, зачем это и какие есть опасности, а некоторые при слове “ядерные ракеты” подумают не о том (2), что может привести к социальному беспокойству (как например, было во время аварии на Фукусиме, когда люди в Германии протестовали и закрывали последнюю АЭС в стране). Зачастую такое незнание происходит из-за сложности и большого количества объема нужной информации, которую тяжело обработать обычному мозгу. А уже в недалеком будущем, именно эти технологии позволят человеку летать на другие планеты, что станет важной частью жизни и изучения этой темы сейчас отличная инвестиция в будущее, ведь такие специалисты на вес золота.

Целевой аудиторией моего проекта будут люди, интересующиеся космонавтикой, наукой и техническим прогрессом или школьники. Школьникам это позволит переориентироваться, а также вернет им интерес к изучению физики.

Таким образом, проблемой моего проекта является недостаток информации про реактивное движение и ракетные двигатели на уроках и в учебниках по физике, и вытекающая отсюда нехватка интереса к науке из-за отсутствия прикладных примеров, а также проблема выбора будущей профессии у школьников. Эту проблему можно решить проводя специальные уроки (например на день космонавтики), записывание видеокурсов и популяризации науки, а также создания более простой для обработки информации по данной теме.

Цель проекта - проинформировать учеников про сферу ракетных двигателей и продемонстрировать знание физики в промышленной сфере.

Задачи:

1.                Описать физику работы реактивного ракетного двигателя.
2.                Описать типы ракетных двигателей и их важные характеристики.
3.                Создать единую таблицу для каждого из типов, где будет рассказано про работу двигателей простым языком, их плюсы и минусы.
4.                Проинформировать учеников 9-х классов при сдачи проекта и выложить таблицу в открытый доступ.

Глава 1. Механика работы реактивного двигателя

Мечты о полёте в космос начали появляться в начале 19 века. Тогда Уильям Мурр в своём “Трактате”. Там он описал работу реактивных двигателей, а именно, что по третьему закону Ньютона, с какой силой выходит газ или жидкость из отверстия, с такой же силой тело движется. Самый простой пример - кальмары и каракатицы, которые вбирают в себя воду и выталкивают ее, двигаясь в противоположном направлении. Но успех космонавтики начался в 20 веке. Тогда (в 1903 году) Константин Эдуардович Циолковский на основе записок Мурра вывел основное уравнение ракеты - фундамент работы всех реактивных двигателей. В русских научных кругах эта формула известна как “Формула Циолковского”:

, где - начальная масса ракеты (масса ракеты + масса топлива), - конечная масса ракеты (масса ракеты без топлива), - удельный импульс (отношение реактивной тяги к секундному расходу массы топлива), а  - характеристическая скорость (скорость, которую развивает летательный аппарат под воздействием тяги ракетного двигателя, неизменной по направлению, при отсутствии всех других сил)(3).

Главным образом ракетный двигатель состоит из 3-х частей: хранилище топлива, система подачи топлива и сопло. Баки для топлива могут быть самыми разными, зависит от конкретного топлива и типа ракетного двигателя. Важная деталь его в том, что он должен иметь минимальную массу, но не разрываться от накаченного в него под давлением топлива. Чем больше масса самого бака, тем нужно больше топлива, чтобы вытянуть ракету, тем нужно еще больше баки. Такой вот круг.[1]

Система подачи топлива от модели к модели ракет совершенно разные. Есть несколько основных типов, но об этом пойдет речь в главе о ЖРД. Последняя часть ракетных двигателей - сопло. Именно там происходят все основные процесс. Сопло состоит из камеры сгорания, конфузора и диффузора. Камера сгорания - адская печь, в котором происходит горение топлива. Это топливо ищет выход, и единственный такой - конфузор - перешеек между камерой сгорания и диффузором. Его главная задача - сделать поток раскаленного газа упорядоченным и ускорить его. И последняя часть сопла - диффузор. Это просто выход для газа определенной формы, которая регулируются законом Бернулли.

Главная характеристика ракетного двигателя - удельный импульс. Это отношение импульса к секундному расходу топлива. Показывает, насколько “экономно” двигатель расходует топливо, чтобы получить определенную скорость.

Глава 2. Типы ракетных двигателей и их важные характеристики

Твердотопливные ракетные двигатели

Твердотопливный ракетный двигатель (ТТРД) — двигатель, работающий на твердом горючем, наиболее часто используется в ракетной артиллерии и значительно реже в космонавтике (в качестве ускорителей); является старейшим из тепловых двигателей. Они появились в Китае еще в 13 веке. В твердотопливных и жидкостных ракетных двигателях топливо состоит из двух компонентов: окислитель и горючее. Горючее - то, что мы сжигаем. Окислитель - то, при помощи чего мы сжигаем.

По своему наполнению для твердотопливных ракетных двигателей, горючее делится на двухосновное и смесевое.

Двухосновные топлива — представляют собой твердые растворы в нелетучем растворителе (чаще всего нитроцеллюлоза в нитроглицерине). Достоинства — хорошие механические, температурные и другие конструкционные характеристики, сохраняют свои свойства при длительном хранении, просты и дешевы в изготовлении, экологичны (при сгорании нет вредных веществ). Недостаток — сравнительно невысокая мощность и повышенная чувствительность к ударам. Заряды из этого топлива применяются чаще всего в небольших корректирующих двигателях.

Смесевые топлива — современные смеси состоят из перхлората аммония (в качестве окислителя), алюминия в форме порошка и органического полимера — для связывания смеси. Алюминий и полимер играют роль горючего, причем металл является основным источником энергии, а полимер — основным источником газообразных продуктов. Характеризуются нечувствительностью к ударам, высокой интенсивностью горения при низких давлениях и очень трудно гасятся.

Корпус твердотопливного ракетного двигателя обычно изготавливают из стали и стеклопластика, сопло из графита и тугоплавких металлов.

 Твёрдое ракетное топливо обычно заливается в корпус ТТРД в полувязком текучем состоянии; после отверждения топливо плотно примыкает к стенкам, защищая их от горячих газов. Иногда (в ТТРД неуправляемых ракет) топливо закладывается в камеру в виде спрессованных из порошка зёрен и шашек. Для зажигания топлива служит воспламенительное устройство, которое может входить непосредственно в конструкцию ТТРД или быть автономным (например, специальный пусковой двигатель). В простейшем случае воспламенительное устройство представляет собой навеску дымного пороха в оболочке из материи или металла. Навеска поджигается с помощью электрозапала или пиросвечи с пиропатроном.

  Регулирование тяги ТТРД может производиться изменением (увеличением или уменьшением) поверхности горения заряда или площади критического сечения сопла; впрыскиванием жидкости, например воды, в камеру РДТТ. Направление тяги ТТРД меняется с помощью газовых рулей; отклоняющейся цилиндрической насадки (дефлектора); вспомогательных управляющих двигателей; качающихся сопел основных двигателей и т. д. Для обеспечения заданной скорости ракеты в конце активного участка траектории ( участок полёта с работающими ракетными двигателями) применяется «отсечка» РДТТ (гашение заряда путём быстрого снижения давления в камере двигателя, отклонение реактивной струи и др. способы).

Диапазон тяг ТТРД—от сотых долей до 10—15 Мн для мощных двигателей, устанавливаемых на ракетах-носителях (тяга экспериментального РДТТ, разработанного в США, составляет около 16 Мн). Для лучших РДТТ (1975) удельный импульс достигает 2,5—3 (кн×сек)/кг.

ТТРД характеризуются высокой надёжностью (99,96—99,99%); возможностью длительного хранения, то есть постоянной готовностью к запуску; значительной тягой за счёт очень короткого времени горения; безопасностью в обращении из-за отсутствия токсичных материалов; большой плотностью топлива (1,5— 2 г/см3). Недостатки ТТРД: большая масса конструкции из-за высоких давлений в камере сгорания; чувствительность большинства видов топлива к удару и изменениям температуры; неудобство транспортировки снаряженных ТТРД; малое время работы; трудности, связанные с регулированием вектора тяги; малый удельный импульс по сравнению с жидкостными ракетными двигателями. [5][6]

Схема работы ТТРД, где 1 — воспламенитель; 2 — топливный заряд; 3 — корпус; 4 — сопло

Самый мощный ТТРД (SRB “Space Shuttle”):

1.                Тяга: 14,7 МН
2.                Удельный импульс: 242 секунд
3.                Время работы: 127 секунд
4.                Управляемость: Плохая
5.                Масса двигателя: 590 тонн
6.                Тяговооруженность: 2,54

Жидкостные ракетные двигатели

Жидкостные ракетные двигатели - ракетные двигатели, работающие на жидкостном ракетном топливе. Впервые придуманы Циолковского, а первый построенный ЖРД был построен американцем Робертом Годдардом. Именно этот тип двигателей используется повсеместно. На таких двигателях работали ракеты, доставившая людей в космос, и ракета, приземлившаяся на луне. По на­зна­че­нию раз­ли­ча­ют ЖРД ос­нов­ные (мар­ше­вые), раз­гон­ных бло­ков, верх­них сту­пе­ней, кор­рек­ти­рую­щие, тор­моз­ные, ру­ле­вые, мик­ро­ра­кет­ные (мо­гут ра­бо­тать в им­пульс­ном ре­жи­ме). То­п­ли­во ЖРД мо­жет быть од­но­ком­по­нент­ным и двух­ком­по­нент­ным (го­рю­чее и окис­ли­тель). [7]

Жидкостный ракетный двигатель состоит из топливных баков, сопла, камеры сгорания, системы подачи топлива.

В качестве топлива используют различные комбинации окислителя и горючего. Среди самых популярных:

1.                Керосин + Жидкий кислород (РД-107, F-1)
2.               Жидкий кислород + Жидкий водород (RS-25)
3.               Азотный тетроксид и несимметричный диметилгидразин (РД-270)
4.                Метан + Кислород (SpaceX Raptor)

Идеальной пары нет. Некоторый, как например криогенная пара кислорода и водорода тяжела в транспортировке и использовании, некоторые опасные и тяжело добываемы (N2O4 и C2H8N2), многие топлива (например на основе Фтора) должны предполагать серьезные конструктивные изменения. Стоит учитывать плотность и мощность самого топлива. Например, водород + кислород очень сильная пара, но из-за низкой плотности требуют большие баки => больше масса => нужна большая мощность. Именно более плотные топлива используют для первых ступеней ракет, где нужны огромные затраты, чтобы набрать первую космическую. На данный момент считается лучшей парой Метан + Кислород. Такие двигатели активно строятся и разрабатываются. Они очень экологичны, но требуют новых технологий для эксплуатации. [8].

ЖРД подразделяются на огромное количество типов по системе подачи топлива.

-                      Система с вытеснительным газом. Вытеснительный газ (обычно азот) подается в баки топлива и переносит топливо в камеру сгорания. Как топливо обычно используются вещества гипер-голики (загораются при прикосновении). Точный, но не эффективное и не экологичное топливо. Двигатель сложен в масштабируемости. Используется для орбитальных спутников и для верхних ступеней ракет (например двигатели корабля “Аполлон”).

-                      Система с электрическим насосом. (Rocket Lab “Rutherford”). Проблема с экологичностью и сложностью масштабирования, а также, с аккумуляторами (нужны большие аккумуляторы для большого давления, которые весят очень много, что приводит опять к большей требуемой тяге)

-                      Система с открытым циклом. Отдельный газ (обычно пар получаемый из перекиси водорода) подавался на турбонасосный агрегат, что позволяло передавать топливо в основной бак. Послужило основной схемой для многих будущих вариаций. Была использована на РД-107. Пользовалась большой популярностью из-за дешевизны и производительности. Достигла своего апогея и больше не используется.

-                      Система открытого цикла с газогенератором. Чтобы не использовать лишний бак с перекисью и марганцовкой придумали использовать основное топливо для раскрутки турбонасоса. Получился двигатель внутри двигателя. Использовалась на F-1 - самом мощном жидкостном ракетном двигателе в истории. Самая лучшая схема двигателей открытого цикла.

-                      Система закрытого цикла с газогенератором. В отличии от открытых циклом, газ газогенератора попадает в камеру сгорания. Проблема таких систем в том, что это теперь сообщающийся сосуд, где из большего давление в-во перемещается в меньшее. Следовательно, нужно сделать газогенератор с большим давлением. Получаются 2 камеры сгорания в одной ракете. Чтобы этого избежать нужно использовать максимальное количество окислителя или горючего. Используют горючее. Оно должно быть не углеродное, потому что продукты сгорания углерода (копоть) попадает в камеру сгорания. Единственный известный вариант - водород. Но чтобы использовать водород в такой схеме нужно сделать ее максимально идеальной и ювелирно сложной. Такая схема используется в RS-25, который обладает сложнейшей 5-ступенчатой системой насосов. Топливо встречается в камере сгорания в разных агрегатных состояниях, что приводит к взрыву. Решается это на уровне форсунок (дырок, через которых топливо попадает в камеру сгорания).

-                      Двигатель закрытого цикла с полной газификацией топлива. Помимо проблем прошлого типа имеет проблему эксплуатации, а именно проблема стыковки обоих газогенераторов. Был создан еще в СССР (РД-270), но из-за нехватки нужных вычислительных мощностей не смог нормально работать. Сейчас тестируется SpaceX Raptor на метановом топливе с такой схемой. Именно он должен стать идеальным жидкостным ракетным двигателем. [9][10]

Характеристики самого мощного ЖРД F-1:

-                      Тяга:  6.77 МН

-                      Удельный импульс: 263 с.[11]

-                      Время работы: 165 секунд

-                      Управляемость: сложная

-                      Масса двигателя: 4 082 кг

-                      Тяговооруженность: 169

Плюсы ЖРД: высокая управляемость, высокий удельный импульс, гибкость в выборе топлива.

Минусы ЖРД: сложность конструкции, дороговизна, сложность использования, неэкологичность (кроме пары метан+кислород), достигнут предел.

Ядерные ракетные двигатели

Ядерный ракетный двигатель - ракетный двигатель, использующий энергию деления или синтеза ядер для создания реактивной тяги.

Существует великое множество различных разновидностей таких двигателей, но сейчас разрабатывают и планируют использовать твердофазные ракетные двигатели. Они проще остальных и не уступают в производительности газофазным и жидкофазным ракетным двигателям. Чтобы создать термоядерный ракетный двигатель не хватает технологий. Разрабатывались также импульсные ядерные ракетные двигатели, которые должны были создавать 1 взрыв в секунду, который отражался бы от толкателя (металлический диск с теплозащитным слоем) и создавал реактивную тягу. Такие ракетные двигатели создавались во время проекта “Орион”, но возникла проблема в материале толкателя, который не выдерживал огромные тепловые нагрузке от близких ядерных взрывах. Остальные типы не получили должного внимания и активно не разрабатывались.

Твердофазные ядерные ракетные двигатели чем-то похожи по строению на ядерные реакторы. ТВЭЛы сложной формы нагревают рабочее тела в виде газа (обычно водород) до температуры плавления элементов конструкции (обычно 3000К). Этот газ, нагреваясь, охлаждает ТВЭЛы и покидает ракету через сопло, создавая реактивную тягу. Удельный импульс в такой системе в 2 раза больше, чем в обычном химическом двигателе (около 850-900 с). Такие двигатели не требуют большого количества топлива и являются относительно безопасными из-за маленькой массы используемого в них урана. Также, такой двигатель лишен проблем химических двигателей в виде побочных продуктов горения (как например водяной пар в связке водород+кислород). Проектов по созданию таких двигателей в прошлом было 2: американский NERVA и РД-0410. Недавно интересе к таким двигателем вернулся. Сейчас активно разрабатывается DRACO компанией Lockheed Martin, который работает на низкообогащенном уране. [13][14][15]

, где 1 - бак с жидким водородом; 2- насос; 3 - турбина; 4 - тепловыделяющие элементы; 5 - выпуск газов из турбины; 6- сопло; 7 - стержни управления; 8 — защитный экран. [16]

Двигатель Nerva-1 (ЯРД DRACO имеет лучшие характеристики, но пока известен только удельный импульс в 800 с):

-                      Тяга: 300 кН

-                      Удельный импульс: 826 c [12]

-                      Время работы: 115 минут

-                      Управляемость: плохая

-                      Масса двигателя: 11 тонн

-                      Тяговооруженность: 2,7

Преимущества ЯРД:

-                      Высокий удельный импульс

-                      Долгое время работы

-                      Экологичность

-                      Эффективность

Недостатки:

-                      Высокие температуры (проблема материалов)

-                      Высокая масса и размеры

-                      Небезопасность электроники

-                      Автономность

Ионные ракетные двигатели

Ионный ракетный двигатель не единственный электрический ракетный двигатель. Помимо его выделяют еще электротермальные и электромагнитные. Всех их объединяет то, что в них используется электричество для повышения эффективности.

Электротермальный ракетный двигатель нагревает при помощи электричества рабочее тело, которое потом выбрасывается. Он очень похож на классический химический ракетный двигатель. Они подвержены тем же проблемам, что и обычные ракетные двигатели, такие как температуры. Но скорость все равно в 2 раза выше, чем у обычных химических ракетных двигателях. Используются на мелких околоземных спутниках.

В электромагнитных двигателях применяются электрическое и магнитное поля для ускорения частиц.

У каждого из типов есть собственные подтипу и так далее, но стоит вернуться к ионным ракетным двигателям. Как же они работают?

Ионный двигатель относится к электростатическим, а значит в нем используется принцип отталкивания одноименных зарядов для создания тяги.

В качестве топлива чаще всего выбирают ксенон, достаточно массивный газ, который остается инертным. С ним легко работать и легко хранить. В основную камеру, куда подается газ, установленная специальная полая трубка, нужная для подачи электронов. Эти электроны будут “бомбардировать” атомы ксенона. У атома отрывается ион и атом становится катионом ксенона. По бокам стенок расположены магниты, которые делают ионизацию эффективнее. В конце расположены решетки: 1 экранная решетка (положительный заряд), вторая - ускорительная решетка (отрицательный заряд). После такого ускорения ионы вылетают с скоростью до 40 км/с. А в конце есть еще один катод - нейтрализатор. Его задача нейтрализовать струю, чтобы аппарат не накапливал заряд, иначе эффективность упадет. Энергия берется или из солнца или с помощью ядерных двигателей на борту.

Сейчас их стали снова активно разрабатывать

Преимущества:

-                      Самый высокий удельный импульс (2000-6000с)

-                      КПД в 80%

-                      Огромное время работы

-                      Гибкость в управлении

Недостатки:

-                      Крайне низкая тяга (на несколько порядков ниже, чем у химических двигателей и сравнима с дуновением ветра)

Именно эта особенность не позволяет построить ракету с таким двигаталем. Он будет работать только для тел, которые уже выведены в космос, где такая тяга при длительном времени работы и сделает ему немыслимую скорость. Для межпланетных научных аппаратов это прекрасный вариант - например Deep Space 1, Solar Orbiter или Dawn. Разработки ведуться и по крайней мере для межпланетных станций ионный двигатель обещает стать самым популярным. [13].

Глава 3. Сравнение типов ракетных двигателей

Для начала стоит разобраться с характеристиками для таблицы. Двигатели будут сравниваться по:

-                      Тяга

-                      Удельный импульс

-                      КПД

-                      Время работы

-                      Управляемость

-                      Для чего используется

Вывод: ионный двигатель лидирует по всем параметрам, кроме реактивной тяги, что делает его идеальным двигателем для путешествия внутри космоса. Он выигрывает почти по всем параметрам ЖРД и РДТТ, которые сейчас используются. Но для конкретно ракет, он не распространен так сильно, как для космических зондов из-за своей тяги, которая не может преодолеть гравитацию Земли. Сейчас он рассматривается в качестве двигателя космических зондов, для которых он идеально подходит, ведь в космосе, та небольшая тяга, которую он дает, при длительном использовании, разгонит его до скоростей, которые не могут достичь остальные двигатели.

Среди выбранных двигателей рассмотрены только те, которые могут быть построены в ближайшее время. Например, для полета на Марс. И на такую роль идеально подходит ядерный ракетный двигатель, который позволяет с нормальной тягой лететь длительное время. Если добираться до Марса на ЖРД, то это займет несколько месяцев. Ядерный справится за 45 дней. Двигатели на ЖРД и РДТТ достигли своего максимума в плане характеристик, из-за чего они не могут подходить для быстрых полетов на дальние расстояния (например на другую планету). Но они остаются хорошим вариантом для земных и околоземных задач, где они и используются сейчас.

Для удобства проектная работа будет выложена на сайте:

Источники

1. https://drupaldemo.harvardsites.harvard.edu/news/2024/09/different-types-rocket-engines
2. https://drive.google.com/file/d/1r-AYKBQ4bKZN6H6yU5P1dxzxcLYboFbB/view?usp=sharing
3. Формула Циолковского — Википедия
4. https://sovkos.ru/cosmicheskie-apparaty/tverdotoplivnye-raketnye-dvigateli.html
5. https://www.booksite.ru/fulltext/1/001/008/109/300.htm
6. https://old.bigenc.ru/technology_and_technique/text/1982318
7. https://na-journal.ru/1-2024-aviaciya-kosmonavtika/8782-sravnenie-toplivnyh-par-jidkostnyh-raketnyh-dvigatelei-po-energeticheskim-i-termicheskim-harakteristikam
8. https://www.youtube.com/watch?v=R4UubfGh16M
9. https://www.youtube.com/watch?v=8ZR-Q8j5Pq8
10. F-1 (ракетный двигатель) — Википедия
11. Demonstration Rocket for Agile Cislunar Operations - Wikipedia
12. Ядерный ракетный двигатель — Википедия
13. https://www.youtube.com/watch?v=I0HbXmMKLCI&pp=ygUbI9C-0YDRg9C20LXQudC90YvQudGE0LXQudC6
14. https://old.bigenc.ru/technology_and_technique/text/4924254
15. https://www.booksite.ru/fulltext/1/001/008/128/080.htm
16. https://www.youtube.com/watch?v=_xVKHwGzhaU

[1]На фотографии как пример представлена работа ЖРД с вытеснительной схемой. Об этом пойдет речь дальше