Пиротехническая химия: Введение в ракетную технику - Федосьев В.И. Беседы о ракетных двигателях Прототип системы самонаддува бака

Реактивная «Комета» Третьего рейха

Впрочем, Кригсмарине был не единственной организацией, обратившей внимание на турбину Гельмута Вальтера. Ею пристально заинтересовались в ведомстве Германа Геринга. Как и во всякой другой , и у этой была свое начало. И связано оно с именем сотрудника фирмы «Мессершмитт» авиаконструктора Александра Липпиша - ярого сторонника необычных конструкций летательных аппаратов. Не склонный принимать на веру общепринятые решения и мнения, он приступил к созданию принципиально нового самолета, в котором ему все виделось по-новому. По его концепции, самолет должен быть легким, обладать как можно меньшим количеством механизмов и вспомогательных агрегатов, иметь рациональную с точки зрения создания подъемной силы форму и максимально мощный двигатель.

Традиционный поршневой двигатель Липпиша не устраивал, и он обратил свой взор к реактивным, точнее - к ракетным. Но и все известные к тому времени системы обеспечения с их громоздкими и тяжелыми насосами, баками, системами поджига и регулировки его тоже не устраивали. Так постепенно выкристаллизовалась идея применения самовоспламеняющегося топлива. Тогда на борту можно разместить только топливо и окислитель, создать максимально простой двухкомпонентный насос и камеру сгорания с реактивным соплом.

В этом вопросе Липпишу повезло. Причем повезло дважды. Во-первых, такой двигатель уже существовал - та самая турбина Вальтера. Во-вторых, первый полет с этим двигателем уже был совершен летом 1939 года на самолете Не-176. Не смотря на то, что полученные результаты, мягко говоря, не впечатляли - максимальная скорость, которую достиг этот летательный аппарат после 50 секунд работы двигателя, составила только 345 км/ч, - руководство Люфтваффе посчитало данное направление вполне перспективным. Причину низкой скорости они видели в традиционной компоновке самолета и решили проверить свои предположения на «бесхвостке» Липпиша. Так мессершмиттовский новатор получил в свое распоряжение планер DFS-40 и двигатель RI-203.

Для питания двигателя использовали (все очень секретно!) двухкомпонентное топливо, состоящее из T-stoff и С-stoff. За мудреными шифрами скрывались все та же перекись водорода и горючее - смесь 30 % гидразина, 57 % метанола и 13 % воды. Раствор катализатора имел название Z-stoff. Несмотря на наличие трех растворов, топливо считалось двухкомпонентным: раствор катализатора почему-то компонентом не считался.

Скоро сказка сказывается, да не скоро дело делается. Эта русская поговорка как нельзя лучше описывает историю создания ракетного истребителя-перехватчика. Компоновка, разработка новых двигателей, облетывание, обучение летчиков - все это затянуло процесс создания полноценной машины до 1943 года. В результате боевой вариант самолета - Ме-163В - был полностью самостоятельной машиной, унаследовавшей от предшественников только базовую компоновку. Малые размеры планера не оставили конструкторам места не на убирающиеся шасси, ни на сколько-нибудь просторную кабину.

Все пространство занимали баки с топливом и сам ракетный двигатель. А с ним тоже все было «не слава Богу». Hа «Гельмут Вальтер веерке» рассчитали, что планируемый для Ме-163В ракетный двигатель RII-211 будет иметь тягу 1700 кг, а расход горючего Т на полной тяге будет где-то 3 кг в секунду. Ко времени этих расчетов двигатель RII-211 существовал лишь в виде макета. Три последовательных прогона на земле оказались неудачными. Двигатель более-менее удалось довести до летного состояния только летом 1943 года, но даже тогда он все еще считался экспериментальным. А эксперименты опять показали, что теория и практика нередко расходятся друг с другом: расход топлива был значительно выше расчетного - 5 кг/с на максимальной тяге. Так что Ме-163В имел запас топлива только на шесть минут полета на полной тяге двигателя. При этом его ресурс составлял 2 часа работы, что в среднем давало около 20 ‒ 30 вылетов. Невероятная прожорливость турбины полностью меняла тактику применения этих истребителей: взлет, набор высоты, заход на цель, одна атака, выход из атаки, возврат домой (зачастую, в режиме планера, так как топлива на полет уже не оставалось). Говорить о воздушных боях просто не приходилось, весь расчет был на стремительность и превосходство в скорости. Уверенности в успехе атаки добавляло и солидное вооружение «Кометы»: две 30-мм пушки, плюс бронированная кабина пилота.

О проблемах, которые сопровождали создание авиационного варианта двигателя Вальтера, могут сказать хотя бы эти две даты: первый полет экспериментального образца состоялся в 1941-м году; на вооружение Ме-163 был принят в 1944-м. Дистанция, как говорил один небезызвестный грибоедовский персонаж, огромного масштаба. И это при том, что конструкторы и разработчики отнюдь не плевали в потолок.

В конце 1944 года немцы сделали попытку усовершенствовать самолет. Чтобы увеличить продолжительность полета двигатель оборудовали вспомогательной камерой сгорания для полета на крейсерском режиме с уменьшенной тягой, увеличили запас топлива, вместо отделяемой тележки установили обычное колесное шасси. До конца войны удалось построить и испытать только один образец, получивший обозначение Ме-263.

Беззубая «Гадюка»

Бессилие «тысячелетнего Рейха» перед атаками с воздуха заставляла искать любые, порой самые невероятные пути противодействия ковровым бомбардировкам союзников. В задачу автора не входит анализ всех диковинок, с помощью которых Гитлер надеялся совершить чудо и спасти если ни Германию, то самого себя от неминуемой гибели. Остановлюсь только на одном «изобретении» - вертикально-взлетающий перехватчик Ва-349 «Наттер» («Гадюка»). Сие чудо враждебной техники было создано как дешевая альтернатива Ме-163 «Комета» с упором на массовость производства и броссовость материалов. На его изготовление предусматривалось использовать самые доступные сорта древесины и металла.

В этом детище Эриха Бахема все было известно и все было необычно. Взлет планировался осуществлять вертикально, как ракета, при помощи четырех пороховых ускорителей, установленных по бокам задней части фюзеляжа. На высоте 150 м отработанные ракеты сбрасывались и полет продолжался за счет работы основного двигателя - ЖРД Вальтер 109-509А - этакий прообраз двухступенчатых ракет (или ракет с твердотопливными ускорителями). Наведение на цель осуществлялось сначала автоматом по радио, а затее пилотом вручную. Не менее необычным было и вооружение: приблизившись к цели, летчик давал залп из двадцати четырех 73-мм реактивных снарядов, установленных под обтекателем в носу самолета. Затем он должен был отделить переднюю часть фюзеляжа и спуститься с парашютом на землю. Двигатель также должен был сбрасываться с парашютом, чтобы его можно было использовать повторно. При желании, в этом можно увидеть и прообраз «Шаттла» - модульный самолет с самостоятельным возвращением домой.

Обычно в этом месте говорят, что данный проект опережал технические возможности немецкой индустрии, чем объясняют катастрофу первого же экземпляра. Но, не смотря на такой в прямом смысле слова оглушительный результат, была закончена постройка еще 36 «Hаттеров», из которых было испытано 25, причем только 7 в пилотируемом полете. В апреле 10 «Hаттеров» А-серии (и кто только рассчитывал на последующие?) были размещены у Кирхейма под Штудтгартом, для отражения налетов американских бомбардировщиков. Но вступить в бой детищу Бахема не дали танки союзников, которых они дождались раньше бомбардировщиков. «Hаттеры» и их пусковые установки были уничтожены собственными расчетами . Вот и спорь после этого с мнением, что лучшая ПВО - это наши танки на их аэродромах.

И все-таки притягательность ЖРД была огромной. Настолько огромной, что лицензию на производство ракетного истребителя купила Япония. Ее проблемы с авиацией США были сродни немецким, потому и неудивительно, что за решением они обратились к союзникам. Две подводных лодки с технической документацией и образцами оборудования были направлены в берегам империи, но одна из них была потоплена во время перехода. Японцы собственными силами восстановили недостающую информацию и «Мицубиси» построила опытный образец J8M1. В первом полете 7 июля 1945 года он разбился из-за отказа двигателя при наборе высоты, после чего тема благополучно и тихо скончалась.

Дабы у читателя не сложилось мнения, что вместо возжеланных плодов перекись водорода приносила своим апологетам только разочарования, приведу пример, очевидно, единственного случая, когда толк от нее был. И получен он был именно тогда, когда конструктора не пытались из нее выжать последние капли возможностей. Речь идет о скромной, но необходимой детали: турбонасосном агрегате для подачи компонентов топлива в ракете А-4 («Фау-2»). Подавать топливо (жидкий кислород и спирт) путем создания избыточного давления в баках для ракеты такого класса было невозможно, но небольшая и легкая газовая турбина на перекиси водорода и перманганате создавала достаточное количество парогаза, чтобы вращать центробежный насос.

Принципиальная схема двигателя ракеты «Фау-2» 1 - бак с перекисью водорода; 2 - бачок с перманганатом натрия (катализатором для разложения перекиси водорода); 3 - баллоны со сжатым воздухом; 4 - парогазогенератор; 5 - турбина; 6 - выхлопной патрубок отработанного парогаза; 7 - насос горючего; 8 - насос окислителя; 9 - редуктор; 10 - трубопроводы подачи кислорода; 11 - камера сгорания; 12 - форкамеры

Агрегат турбонасоса, парогазогенератор для турбины и два небольших бака для перекиси водорода и перманганата калия помещались в одном отсеке с двигательной установкой. Отработанный парогаз, пройдя через турбину, все еще оставался горячим и мог совершить дополнительную работу. Поэтому его направляли в теплообменник, где он нагревал некоторое количество жидкого кислорода. Поступая обратно в бак, этот кислород создавал там небольшой наддув, что несколько облегчало работу турбонасосного агрегата и одновременно предупреждало сплющивание стенок бака, когда он становился пустым.

Применение перекиси водорода не было единственно возможным решением: можно было использовать и основные компоненты, подавая их в газогенератор в соотношении, далеком от оптимального, и тем самым обеспечивая снижение температуры продуктов сгорания. Но в этом случае потребовалось бы решить ряд сложных проблем, связанных с обеспечением надежного воспламенения и поддержания стабильного горения этих компонентов. Применение же перекиси водорода в средней концентрации (тут запредельная мощность была ни к чему) позволяла решить проблему просто и быстро. Так компактный и малопримечательный механизм заставлял биться смертоносное сердце ракеты, начиненной тонной взрывчатки.

Удар из глубины

Название книги З. Перля, как думается автору, как нельзя лучше подходит к названию и этой главы. Не стремясь к претензии на истину в последней инстанции, всё же позволю себе утверждать, что нет ничего ужасней внезапного и практически неотвратимого удара в борт двух-трех центнеров тротила, от которого лопаются переборки, корежится сталь и слетают с креплений многотонные механизмы. Рев и свист обжигающего пара становятся реквием кораблю, который в судорогах и конвульсиях уходит под воду, унося с собой в царство Нептуна тех несчастных, которые не успели прыгнуть в воду и отплыть подальше от тонущего судна. А тихая и незаметная, подобная коварной акуле, субмарина медленно растворилась в морской глубине, неся в своем стальном чреве еще десяток таких же смертоносных гостинцев.

Идея самодвижущейся мины, способной совместить в себе скорость корабля и гигантскую взрывную силу якорной «рогульки», появилась достаточно давно. Но в металле она реализовалась только тогда, когда появились достаточно компактные и мощные двигатели, сообщавшие ей большую скорость. Торпеда - не подводная лодка, но и ее двигателю тоже нужны топливо и окислитель…

Торпеда-убийца…

Именно так называют легендарную 65-76 «Кит» после трагических событий августа 2000 года. Официальная версия гласит, что самопроизвольный взрыв «толстой торпеды» стал причиной гибели подлодки К-141 «Курск». На первый взгляд, версия, как минимум, заслуживает внимания: торпеда 65-76 - совсем не детская погремушка. Это опасное , обращение с которым требует особых навыков.

Одним из «слабых мест» торпеды назывался её движитель - впечатляющая дальность стрельбы была достигнута с использованием движителя на перекиси водорода. А это означает наличие всего уже знакомого букета прелестей: гигантские давления, бурно реагирующие компоненты и потенциальная возможность начала непроизвольной реакции взрывного характера. В качестве аргумента, сторонники версии взрыва «толстой торпеды» приводят такой факт, что от торпед на перекиси водорода отказались все «цивилизованные» страны мира .

Традиционно запас окислителя для торпедного двигателя представлял собой баллон с воздухом, количество которого определялось мощностью агрегата и дальностью хода. Недостаток очевиден: балластный вес толстостенного баллона, который можно было бы обратить на что-либо более полезное. Для хранения воздуха давлением до 200 кгс/см² (196 ГПа) требуются толстостенные стальные резервуары, масса которых превышает массу всех энергокомпонентов в 2,5 ‒ 3 раза. На долю последних приходится лишь около 12 ‒ 15% от общей массы. Для работы ЭСУ необходимо большое количество пресной воды (22 ‒ 26% от массы энергокомпонентов), что ограничивает запасы горючего и окислителя. Кроме того, сжатый воздух (21% кислорода) - не самый эффективный окислитель. Присутствующий в воздухе азот тоже не просто балласт: он очень плохо растворим в воде и поэтому создает за торпедой хорошо заметный пузырьковый след шириной 1 ‒ 2 м . Впрочем, у таких торпед были и не менее очевидные преимущества, являвшиеся продолжением недостатков, главное из которых - высокая безопасность. Более эффективными оказались торпеды, работающие на чистом кислороде (жидком или газообразном). Они значительно уменьшили следность, повысили КПД окислителя, но не решили проблемы с развесовкой (баллонная и криогенная аппаратура по прежнему составляли значительную часть веса торпеды).

Перекись водорода же в данном случае была своеобразным антиподом: при значительно более высоких энергетических характеристиках она представляла собой и источник повышенной опасности. При замене в воздушной тепловой торпеде сжатого воздуха на эквивалентное количество перекиси водорода дальность ее хода удалось повысить в 3 раза. Приведенная ниже таблица показывает эффективность использования различных видов применяемых и перспективных энергоносителей в ЭСУ торпед :

В ЭСУ торпеды все происходит традиционным способом: перекись разлагается на воду и кислород, кислород окисляет топливо (керосин), полученный парогаз вращает вал турбины - и вот смертоносный груз несется к борту корабля.

Торпеда 65-76 «Кит» является последней советской разработкой такого типа, начало которым положило в 1947 году изучение не доведенной «до ума» немецкой торпеды на Ломоносовском филиале НИИ-400 (позже - НИИ "Мортеплотехника") под руководством главного конструктора Д.А. Кокрякова.

Работы закончились созданием опытного образца, который был испытан в Феодосии в 1954-55 годах. За это время советским конструкторам и материаловедам пришлось разработать неизвестные им до того времени механизмы, понять принципы и термодинамику их работы, приспособить их для компактного использования в теле торпеды (один из конструктором как-то сказал, что по сложности торпеды и космические ракеты приближаются к часам). В качестве двигателя использовалась высокооборотная турбина открытого типа собственной разработки. Этот агрегат попортил немало крови его создателям: проблемы с прогаром камеры сгорания, поиска материала для емкости хранения перекиси, разработка регулятора подач компонентов топлива (керосин, маловодная перекись водорода (концентрация 85%), морская вода) - все это затянуло испытания и доведения торпеды до 1957 г. в этом году флот получил первую торпеду на перекиси водорода 53-57 (по некоторым данным она имела наименование «Аллигатор», но возможно, это было название проекта).

В 1962 г. была принята на вооружение противокорабельная самонаводящаяся торпеда 53-61 , созданная на базе 53-57, и 53-61М с усовершенствованной системой самонаведения.

Разработчики торпед уделяли внимание не только их электронной начинке, но не забывали про ее сердце. А оно было, как мы помним, довольно капризным. Для повышения стабильности работы при повышении мощности была разработана новая турбина с двумя камерами сгорания. Вместе с новой начинкой самонаведения она получила индекс 53-65. Еще одна модернизация двигателя с повышением его надежности дала путевку в жизнь модификации 53-65М .

Начало 70-х годов ознаменовалось разработкой компактных ядерных боеприпасов, которые можно было устанавливать в БЧ торпед. Для такой торпеды симбиоз мощной взрывчатки и высокоскоростной турбины был вполне очевидным и в 1973 г. была принята неуправляемая перекисная торпеда 65-73 с ядерной боеголовкой, предназначенная для уничтожения крупных надводных кораблей, его группировок и береговых объектов. Впрочем, моряков интересовали не только такие цели (а скорее всего, - совсем не такие) и спустя три года она получила акустическую системой наведения по кильватерному следу, электромагнитный взрыватель и индекс 65-76. БЧ также стала более универсальной: она могла быть как ядерной, так и нести 500 кг обычного тротила.

А сейчас автору хотелось бы уделить несколько слов тезису о «нищенствовании» стран, имеющих на вооружении торпеды на перекиси водорода. Во-первых, кроме СССР/России они состоят на вооружении еще некоторых стран, например, разработанная в 1984 году шведская тяжелая торпеда Тр613, работающая на смеси перекиси водорода и этанола, до сих пор стоит на вооружении ВМС Швеции и ВМС Норвегии. Головная в серии FFV Тр61, торпеда Тр61 поступила в эксплуатацию в 1967 г. как тяжелая управляемая торпеда для использования надводными кораблями, подводными лодками и береговыми батареями . Главная энергетическая установка использует перекись водорода с этанолом, приводящие в действие 12-цилиндровую паровую машину, обеспечивая торпеде почти полную бесследность. По сравнению с современными электрическими торпедами при подобной скорости дальность хода получается в 3 ‒ 5 раз больше. В 1984 г. на вооружение поступила более дальнобойная Тр613, заменив Тр61.

Но и скандинавы были не одиноки на этом поприще. Перспективы использования перекиси водорода в военном деле были учтены военно-морским флотом США еще до 1933 г., причем до вступления США в воину на морской торпедной станции в Ньюпорте производились строго засекреченные работы по торпедам, в которых в качестве окислителя должна была применяться перекись водорода. В двигателе 50%-ный раствор перекиси водорода разлагается под давлением водным раствором перманганата или другого окислителя, и продукты разложения используются для поддержании горения спирта - как видим, уже приевшаяся за время рассказа схема. Двигатель был значительно улучшен во время войны, но торпеды, приводимые в движение при помощи перекиси водорода, до окончания военных действий не нашли боевого применения во флоте США.

Так что не только «бедные страны» рассматривали перекись в качестве окислителя для торпед. Даже вполне респектабельные Соединенные Штаты отдали должное такому довольно привлекательному веществу. Причина отказа от использование этих ЭСУ, как видится автору, крылась не в стоимости разработок ЭСУ на кислороде (в СССР довольно долго и успешно применяются и такие торпеды, прекрасно показавшие себя в самых разных условиях), а во все той же агрессивности, опасности и нестойкости перекиси водорода: никакие стабилизаторы не гарантируют стопроцентной гарантии отсутствия процессов разложения. Чем это может закончиться, рассказывать, думаю, не надо…

… и торпеда для самоубийц

Думаю, что такое название для печально и широко известной управляемой торпеды «Кайтен» более чем оправдано. Несмотря на то, что руководство Императорского флота требовало внесения в конструкцию «человеко-торпеды» эвакуационного люка, пилоты ими не пользовались. Дело было не только в самурайском духе, но и понимании простого факта: уцелеть при взрыве в воде полуторатонного боезапаса, находясь на расстоянии 40-50 метров, невозможно.

Первая модель «Кайтена» «Тип-1» была создана на базе 610-мм кислородной торпеды «Тип 93» и была по сути просто ее укрупненной и обитаемой версией, занимая нишу между торпедой и мини-субмариной. Максимальная дальность хода при скорости 30 узлов составляла около 23 км (на скорости 36 узлов при благоприятных условиях она могла пройти до 40 км). Созданная в конце 1942 года, она тогда не была принята на вооружения флота Страны восходящего солнца.

Но к началу 1944 года ситуация существенно изменилась и проект оружия, могущего реализовать принцип «каждая торпеда - в цель», был снят с полки, глее он пылился почти полтора года. Что заставило адмиралов изменить свое отношение, сказать сложно: то-ли письмо конструкторов лейтенанта Нисима Сэкио и старшего лейтенанта Куроки Хироси, написанное собственной кровью (кодекс чести требовал немедленного прочтения такого письма и предоставления аргументированного ответа), то-ли катастрофическое положение на морском ТВД. После небольших доработок «Кайтен тип 1» в марте 1944 года пошла в серию.

Человеко-торпеда «Кайтен»: общий вид и устройство.

Но уже в апреле 1944 года начались работы по ее улучшению. Причем речь шла не о модификации существующей разработки, а о создании совершенно новой разработки с нуля. Под стать было и тактико-техническое задание, выданное флотом на новый «Кайтен Тип 2», включало обеспечение максимальной скорости не менее 50 узлов, дальности хода -50км, глубины погружения -270 м . Работы по проектированию данной «человеко-торпеды» были поручены компании «Нагасаки-Хейки К. К.», входящей в концерн «Мицубиси».

Выбор был неслучайным: как уже говорилось выше, именно эта фирма активно вела работы по различным ракетным системам на основе перекиси водорода на основе полученной от немецких коллег информации. Результатом их работы стал «двигатель № 6», работавший на смеси перекиси водорода и гидразина мощностью 1500 л.с.

К декабрю 1944 года два опытных образца новой «человеко-торпеды» были готовы к испытаниям. Испытания проводились на наземном стенде, но продемонстрированные характеристики ни разработчика, ни заказчика не удовлетворили. Заказчик принял решение даже не начинать морские испытания. В итоге второй «Кайтен» так и остался в количестве двух штук . Дальнейшие модификации разрабатывались под кислородный двигатель - военные понимали, что даже такого количества перекиси водорода их промышленность выпустить не в состоянии.

О результативности этого оружия судить сложно: японская пропаганда времен войны чуть ли ни каждому случаю применения «Кайтенов» приписывала гибель крупного американского корабля (после войны разговоры на эту тему по понятным причинам утихли). Американцы же, наоборот, готовы клясться на чем угодно, что их потери были мизерны. Не удивлюсь, если через десяток лет они вообще будут отрицать таковые в принципе.

Звездный час

Работы немецких конструкторов в области проектирования турбонасосного агрегата для ракеты «Фау-2» не остались незамеченными. Все доставшиеся нам немецкие разработки в области ракетного вооружения были тщательно исследованы и проверены на предмет применения в отечественных конструкций. В результате этих работ на свет появились турбонасосные агрегаты, работающие на том же принципе, что и немецкий прототип . Американские ракетчики, естественно, так же применили это решение.

Англичане, практически потерявшие в ходе Второй мировой войны всю свою империю, старались зацепиться за остатки былого величия, на полную катушку используя трофейное наследие. Не имея практически никаких наработок в области ракетной техники, они сосредоточились на том, что имели. В результате им удалось почти невозможное: ракета «Black Arrow», использовавшая пару керосин ‒ перекись водорода и пористое серебро в качестве катализатора обеспечила Великобритании место среди космических держав . Увы, дальнейшее продолжение космической программы для стремительно дряхлеющей Британской империи оказалось чрезвычайно дорогостоящим занятием.

Компактные и довольно мощные перекисные турбины использовались не только для подачи топлива в камеры сгорания. Она была применена американцами для ориентации спускаемого аппарата космического корабля «Меркурий», затем, с той же целью, советскими конструкторами на СА КК «Союз».

По своим энергетическим характеристикам перекись как окислитель уступает жидкому кислороду, но превосходит азотнокислые окислители. В последние годы возродился интерес к использованию концентрированной перекиси водорода в качестве ракетного топлива для двигателей самых разных масштабов. По мнению специалистов, перекись наиболее привлекательна при использовании в новых разработках, где предыдущие технологии не могут конкурировать напрямую. Такими разработками как раз являются спутники массой в 5-50 кг . Правда, скептики по-прежнему считают, что ее перспективы все еще остаются туманными. Так, хотя советский ЖРД РД-502 (топливная пара - перекись плюс пентаборан) и продемонстрировал удельный импульс 3680 м/с, он так и остался экспериментальным .

«Меня зовут Бонд. Джеймс Бонд»

Думаю, вряд ли найдутся люди, которые не слышали этой фразы. Немного меньше любителей «шпионских страстей» смогут назвать без заминки всех исполнителей роли суперагента Интеллидженс Сервис в хронологическом порядке. И уж совсем фанаты вспомнят этот не совсем обычный гаджет. А вместе с тем, и в этой области не обошлось без интересного совпадения, которыми так богат наш мир. Венделл Мур, инженер компании «Белл Аэросистемс» и однофамилец одного из самых известных исполнителей означенной роли, стал изобретателем и одного из экзотичных средств передвижения этого вечного персонажа - летающего (а точнее, прыгающего) ранца.

Конструктивно этот аппарат так же прост, как и фантастичен. Основу составляли три баллона: один со сжатым до 40 атм. азотом (показан желтым цветом) и два с перекисью водорода (синий цвет). Пилот поворачивает ручку управления тягой и клапан-регулятор (3) открывается. Сжатый азот (1) вытесняет жидкую перекись водорода (2), которая по трубкам поступает в газогенератор (4). Там она вступает в контакт с катализатором (тонкие серебряные пластины, покрытые слоем нитрата самария) и разлагается. Образовавшаяся парогазовая смесь высокого давления и температуры поступает в две трубы, выходящие из газогенератора (трубы покрыты слоем теплоизолятора, чтобы сократить потери тепла). Затем горячие газы поступают в поворотные реактивные сопла (сопло Лаваля), где сначала ускоряются, а затем расширяются, приобретая сверхзвуковую скорость и создавая реактивную тягу.

Регуляторы тяги и маховички управления соплами смонтированы в коробочке, укрепленной на груди пилота и соединены с агрегатами посредством тросиков. Если требовалось повернуть в сторону, пилот вращал один из маховичков, отклоняя одно сопло. Для того, чтобы лететь вперёд или назад, пилот вращал оба маховичка одновременно.

Так это выглядело в теории. Но на практике, как это часто бывало в биографии перекиси водорода, все получилось не совсем так. А точнее, совсем не так: ранец так и не смог совершить нормального самостоятельного полета. Максимальная продолжительность полёта ракетного ранца составляла 21 секунду, дальность 120 метров. При этом ранец сопровождала целая команда обслуживающего персонала. За один двадцатисекундный полет расходовалось до 20 литров перекиси водорода. По мнению военных, «Bell Rocket Belt» был скорее эффектной игрушкой, нежели эффективным транспортным средством. Расходы армии по контракту с «Белл Аэросистемс» составили 150 000 долларов, ещё 50 000 долларов потратила сама «Белл». От дальнейшего финансирования программы военные отказались, контракт был закончен.

И все же сразиться с «врагами свободы и демократии» ему все-таки удалось, но только не в руках «сынов Дяди Cэма», а за плечами кино-экстра-суперразведчика. А вот какова будет его дальнейшая судьба, автор делать предположений не будет: неблагодарное это дело - будущее предсказывать…

Пожалуй, в этом месте рассказа о военной карьере этого обычного и необычного вещества можно поставить точку. Она была, как в сказке: и не долгой, и не короткой; и удачной, и провальной; и многообещающей, и бесперспективной. Ему прочили большое будущее, старались использовали во многих энерговыделяющих установках, разочаровывались и вновь возвращались. В общем, все как в жизни…

Литература
1. Альтшуллер Г.С., Шапиро Р.Б. Окисленная вода // «Техника - молодежи». 1985. №10. С. 25-27.
2. Шапиро Л.С. Совершенно секретно: вода плюс атом кислорода // Химия и жизнь. 1972. №1. С. 45-49 (http://www.nts-lib.ru/Online/subst/ssvpak.html)
3. http://www.submarine.itishistory.ru/1_lodka_27.php).
4. Веселов П. «Суждение об этом деле отложить…» // Техника - молодежи. 1976. №3. С. 56-59.
5. Шапиро Л. В надежде на тотальную войну // «Техника - молодежи». 1972. №11. С. 50-51.
6. Зиглер М. Летчик-истребитель. Боевые операции «Ме-163» / Пер. с англ. Н.В. Гасановой. М.: ЗАО «Центрполиграф», 2005.
7. Ирвинг Д. Оружие возмездия. Баллистические ракеты Третьего Рейха: британская и немецкая точка зрения / Пер. с англ. Т.Е. Любовской. М.: ЗАО «Центрполиграф», 2005.
8. Дорнбергер В. Сверхоружие Третьего Рейха. 1930-1945 / Пер. с англ. И.Е. Полоцка. М.: ЗАО «Центрполиграф», 2004.
9. Капцов О..html.
10. http://www.u-boote.ru/index.html.
11. Дородных В.П., Лобашинский В.А. Торпеды. Москва: ДОСААФ СССР, 1986 (http://weapons-world.ru/books/item/f00/s00/z0000011/st004.shtml).
12. http://voenteh.com/podvodnye-lodki/podvodnoe-oruzhie/torpedy-serii-ffv-tp61.html.
13. http://f1p.ucoz.ru/publ/1-1-0-348.
14..html.
15. Щербаков В. Умереть за императора // Братишка. 2011. №6 // http://www.bratishka.ru/archiv/2011/6/2011_6_14.php.
16. Иванов В.К., Кашкаров A.M., Ромасенко Е.Н., Толстиков Л.А. Турбонасосные агрегаты ЖРД конструкции НПО «Энергомаш» // Конверсия в машиностроении. 2006. № 1 (http://www.lpre.de/resources/articles/Energomash2.pdf).
17. «Вперёд, Британия!..» // http://www.astronaut.ru/bookcase/books/afanasiev3/text/15.htm.
18. http://www.airbase.ru/modelling/rockets/res/trans/h2o2/whitehead.html.
19. http://www.mosgird.ru/204/11/002.htm.

Первый образец нашего жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), работающего на керосине и высококонцентрированной перекиси водорода, собран и готов к испытаниям на стенде в МАИ.

Все началось около года назад с создания 3D-моделей и выпуска конструкторской документации.

Готовые чертежи мы отправили нескольким подрядчикам, в том числе нашему основному партнеру по металлообработке «АртМеху». Все работы по камере дублировались, а изготовление форсунок вообще было получено нескольким поставщикам. К сожалению, тут мы столкнулись со всей сложностью изготовления казалось бы простых металлических изделий.

Особенно много усилий пришлось потратить на центробежные форсунки для распыления горючего в камере. На 3D-модели в разрезе они видны как цилиндры с гайками синего цвета на конце. А вот так они выглядят в металле (одна из форсунок показана с открученной гайкой, карандаш дан для масштаба).

Об испытаниях форсунок мы уже писали . В результате из многих десятков форсунок были выбраны семь. Через них в камеру будет поступать керосин. Сами керосиновые форсунки встроены в верхнюю часть камеры, которая является газификатором окислителя — областью, где пероксид водорода будет проходить через твердый катализатор и разлагаться на водяной пар и кислород. Затем получившаяся газовая смесь тоже поступит в камеру ЖРД.

Чтобы понять, почему изготовление форсунок вызвало такие сложности, надо заглянуть внутрь — внутри канала форсунки находится шнековый завихритель. То есть поступающий в форсунку керосин не просто ровно течет вниз, а закручивается. Шнековый завихритель имеет много мелких деталей, и от того, насколько точно удается выдержать их размеры, зависит ширина зазоров, через которые будет течь и распыляться в камеру керосин. Диапазон возможных исходов — от «через форсунку жидкость вообще не течет» до «распыляется равномерно во все стороны». Идеальный исход — керосин распыляется тонким конусом вниз. Примерно так, как на фото ниже.

Поэтому получение идеальной форсунки зависит не только от мастерства и добросовестности изготовителя, но и от используемого оборудования и, наконец, мелкой моторики специалиста. Несколько серий испытаний готовых форсунок под разным давлением позволили нам выбрать те, конус распыла которых близок к идеальному. На фото — завихритель, который не прошел отбор.

Посмотрим, как наш двигатель выглядит в металле. Вот крышка ЖРД с магистралями для поступления перекиси и керосина.

Если приподнять крышку, то можно увидеть, что через длинную трубку прокачивается перекись, а через короткую — керосин. Причем керосин распределяется по семи отверстиям.

Снизу к крышке присоединен газификатор. Посмотрим на него со стороны камеры.

То, что нам с этой точки представляется дном детали, на самом деле является ее верхней частью и будет присоединено к крышке ЖРД. Из семи отверстий керосин по форсункам польется в камеру, а из восьмого (слева, единственное несимметрично расположенное) на катализатор хлынет перекись. Точнее она хлынет не напрямую, а через специальную пластину с микроотверстиями, равномерно распределяющими поток.

На следующем фото эта пластина и форсунки для керосина уже вставлены в газификатор.

Почти весь свободный объем газификатора будет занят твердым катализатором, через который потечет пероксид водорода. Керосин будет идти по форсункам, не смешиваясь с перекисью.

На следующем фото мы видим, что газификатор уже закрыли крышкой со стороны камеры сгорания.

Через семь отверстий, заканчивающихся специальными гайками, потечет керосин, а через мелкие отверстия пойдет горячий парогаз, т.е. уже разложившаяся на кислород и водяной пар перекись.

Теперь давайте разберемся с тем, куда они потекут. А потекут они в камеру сгорания, которая представляет собой полый цилиндр, где керосин воспламеняется в кислороде, разогретом в катализаторе, и продолжает гореть.

Разогретые газы поступят в сопло, в котором разгонятся до высоких скоростей. Вот сопло с разных ракурсов. Большая (сужающаяся) часть сопла называется докритической, затем идет критическое сечение, а потом расширяющаяся часть — закритическая.

В итоге собранный двигатель выглядит так.

Красавец, правда?

Мы изготовим еще как минимум один экземпляр ЖРД из нержавеющей стали, а затем перейдем к изготовлению ЖРД из инконеля .

Внимательный читатель спросит, а для чего нужны штуцеры по бокам двигателя? У нашего ЖРД есть завеса — жидкость впрыскивается вдоль стенок камеры, чтобы та не перегревалась. В полете в завесу будет течь перекись либо керосин (уточним по результатам испытаний) из баков ракеты. Во время огневых испытаний на стенде в завесу может как керосин, так и перекись, а также вода или вообще ничего не подаваться (для коротких тестов). Именно для завесы и сделаны эти штуцера. Более того, завесы две: одна для охлаждения камеры, другая — докритической части сопла и критического сечения.

Если вы инженер или просто хотите узнать подробнее характеристики и устройство ЖРД, то далее специально для вас приведена инженерная записка.

ЖРД-100С

Двигатель предназначен для стендовой отработки основных конструктивных и технологических решений. Стендовые испытания двигателя запланированы на 2016 год.

Двигатель работает на стабильных высококипящих компонентах топлива. Расчетная тяга на уровне моря — 100 кгс, в вакууме — 120 кгс, расчетный удельный импульс тяги на уровне моря — 1840 м/с, в вакууме — 2200 м/с, расчетный удельный вес — 0,040 кг/кгс. Действительные характеристики двигателя будут уточняться в ходе испытаний.

Двигатель однокамерный, состоит из камеры, комплекта агрегатов системы автоматики, узлов и деталей общей сборки.

Двигатель крепится непосредственно к несущим элементам стенда через фланец в верхней части камеры.

Основные параметры камеры
топливо:
- окислитель — ПВ-85
- горючее — ТС-1
тяга, кгс:
- на уровне моря — 100,0
- в пустоте — 120,0
удельный импульс тяги, м/с:
- на уровне моря — 1840
- в пустоте — 2200
секундный расход, кг/с:
- окислителя — 0,476
- горючего — 0,057
весовое соотношение компонентов топлива (О:Г) — 8,43:1
коэффициент избытка окислителя — 1,00
давление газов, бар:
- в камере сгорания — 16
- в выходном сечении сопла — 0,7
масса камеры, кг — 4,0
внутренний диаметр двигателя, мм:
- цилиндрической части — 80,0
- в районе среза сопла — 44,3

Камера представляет собой сборную конструкцию и состоит из форсуночной головки с интегрированным в нее газификатором окислителя, цилиндрической камеры сгорания и профилированного сопла. Элементы камеры имеют фланцы и соединяются между собой болтами.

На головке размещены 88 однокомпонентных струйных форсунок окислителя и 7 однокомпонентных центробежных форсунок горючего. Форсунки расположены по концентрическим окружностям. Каждая форсунка горючего окружена десятью форсунками окислителя, оставшиеся форсунки окислителя размещены на свободном пространстве головки.

Охлаждение камеры внутреннее, двухступенчатое, осуществляется жидкостью (горючим или окислителем, выбор будет произведен по результатам стендовых испытаний), поступающей в полость камеры через два пояса завесы — верхний и нижний. Верхний пояс завесы выполнен в начале цилиндрической части камеры и обеспечивает охлаждение цилиндрической части камеры, нижний — выполнен в начале докритической части сопла и обеспечивает охлаждение докритической части сопла и области критического сечения.

В двигателе применяется самовоспламенение компонентов топлива. В процессе запуска двигателя обеспечивается опережение поступления окислителя в камеру сгорания. При разложении окислителя в газификаторе его температура поднимается до 900 K, что существенно выше температуры самовоспламенения горючего ТС-1 в атмосфере воздуха (500 К). Горючее, подаваемое в камеру в атмосферу горячего окислителя, самовоспламеняется, в дальнейшем процесс горения переходит в самоподдерживающийся.

Газификатор окислителя работает по принципу каталитического разложения высококонцентрированного пероксида водорода в присутствии твердого катализатора. Образующийся в результате разложения пероксида водорода парогаз (смесь водяного пара и газообразного кислорода) является окислителем и поступает в камеру сгорания.

Основные параметры газогенератора
компоненты:
- стабилизированный пероксид водорода (концентрация по весу), % — 85±0,5
расход пероксида водорода, кг/с — 0,476
удельная нагрузка, (кг/с пероксида водорода)/(кг катализатора) — 3,0
время непрерывной работы, не менее, с — 150
параметры парогаза на выходе из газификатора:
- давление, бар — 16
- температура, К — 900

Газификатор интегрирован в конструкцию форсуночной головки. Ее стакан, внутреннее и среднее днища образуют полость газификатора. Днища связаны между собой форсунками горючего. Расстояние между днищами регулируется высотой стакана. Объем между форсунками горючего заполнен твердым катализатором.

John C. Whitehead,Lawrence Livermore National Laboratory L-43, PO Box 808 Livermore, CA 94551 925-423-4847 [email protected]

Краткое содержание. По мере уменьшения размеров разрабатываемых спутников всё труднее становится подбирать для них двигательные установки (ДУ), обеспечивающие необходимые параметры управляемости и маневренности. На самых маленьких спутниках сейчас традиционно используют сжатый газ. Для повышения эффективности, и при этом снижения стоимости по сравнению с гидразиновыми ДУ предлагается использовать перекись водорода. Минимальная токсичность и небольшие необходимые размеры установки позволяют проводить многократные испытания в удобных лабораторных условиях. Описаны достижения в направлении создания недорогих двигателей и баков для топлива с самонаддувом.

Введение

Классическая технология ДУ достигла высокого уровня и продолжает развиваться. Она способна полностью удовлетворить потребности космических аппаратов массой в сотни и тысячи килограмм. Системы, отправляемые в полёт, иногда даже не проходят испытания. Оказывается вполне достаточным использовать известные концептуальные решения и выбирать испытанные в полёте узлы. К сожалению, такие узлы обычно слишком велики и тяжелы для использования в небольших спутниках, весящих десятки килограмм. В результате последним приходилось полагаться в основном на двигатели, работающие на сжатом азоте. Сжатый азот даёт УИ всего 50-70 с [примерно 500-700 м/с], требует тяжёлых баков и обладает малой плотностью (например, около 400 кг/куб. м при давлении в 5000 psi [примерно 35 МПа]). Значительное различие цены и свойств ДУ на сжатом азоте и на гидразине заставляет искать промежуточные решения.

В последние годы возродился интерес к использованию концентрированной перекиси водорода в качестве ракетного топлива для двигателей самых разных масштабов. Перекись наиболее привлекательна при использовании в новых разработках, где предыдущие технологии не могут конкурировать напрямую. Такими разработками как раз являются спутники массой в 5-50 кг. Как однокомпонентное топливо, перекись обладает высокой плотностью (>1300 кг/куб. м) и удельным импульсом (УИ) в вакууме около 150 с [примерно 1500 м/с]. Хотя это значительно меньше, чем УИ гидразина, примерно 230 с [около 2300 м/с], спирт или углеводород в сочетании с перекисью способны поднять УИ до диапазона 250-300 с [примерно от 2500 до 3000 м/с].

Цена является здесь важным фактором, поскольку применять перекись имеет смысл только если это дешевле, чем построить уменьшенные варианты классической технологии ДУ. Удешевление весьма вероятно, если учесть, что работа с ядовитыми компонентами удорожает разработку, проверку и запуск системы. Например, для испытания ракетных двигателей на ядовитых компонентах существует всего несколько стендов, и их число постепенно уменьшается. В отличие от этого, разработчики микроспутников могут сами разработать свою собственную перекисную технологию. Аргумент о безопасности топлива особенно важен при работе с малоизученными вариантами систем. Делать такие системы намного проще, если есть возможность проводить частые недорогие испытания. При этом аварии и разливы компонентов ракетного топлива должны рассматриваться как должное, точно так же, как, например, аварийный останов компьютерной программы при её отладке. Поэтому при работе с ядовитыми топливами стандартными являются методы работы, предпочитающие эволюционные, постепенные изменения. Вполне возможно, что применение менее токсичных топлив в микроспутниках позволит выиграть от серьёзных изменений в конструкции.

Работа, описанная ниже, является частью большей исследовательской программы, направленной на изучение новых космических технологий для небольших масштабов применения. Испытания проходят законченные прототипы микроспутников (1). Сходные темы, заслуживающие интереса, включают небольшие ЖРД с насосной подачей топлива для полётов к Марсу, Луне и обратно при небольших финансовых затратах. Такие возможности могут быть очень полезны для отправки небольших исследовательских аппаратов на отлётные траектории. Целью данной статьи является создание технологии ДУ, которая использует перекись водорода и не требует дорогих материалов или методов разработки. Критерий эффективности в данном случае - существенное превосходство над возможностями, предоставляемыми ДУ на сжатом азоте. Аккуратный анализ потребностей микроспутников помогает избежать ненужных требований к системе, которые повышают её цену.

Требования к двигательной технологии

В идеальном мире ДУ спутника должна подбираться примерно так же, как сегодня компьютерная периферия. Однако у ДУ существуют характеристики, которых нет ни у одной другой спутниковой подсистемы. Например, топливо часто - наиболее массивная часть спутника, и его расходование может изменить центр масс аппарата. Векторы тяги, предназначенные изменять скорость спутника, должны, конечно, проходить через центр масс. Хотя вопросы, связанные с теплообменом, важны для всех компонентов спутника, они особенно сложны для ДУ. Двигатель создаёт самые горячие точки спутника, и в то же время топливо часто имеет более узкий допустимый диапазон температур, чем другие компоненты. Все эти причины приводят к тому, что задачи маневрирования серьёзно влияют на весь проект спутника.

Если для электронных систем обычно характеристики считаются заданными, то для ДУ это совсем не так. Это касается возможности хранения на орбите, резких включений и выключений, способности выдерживать произвольно долгие периоды бездействия. С точки зрения инженера-двигателиста определение задачи включает расписание, показывающее, когда и насколько долго каждый двигатель должен работать. Эта информация может быть минимальной, но она в любом случае понижает инженерные сложности и стоимость. Например, ДУ может быть испытана с помощью относительно недорогого оборудования, если для полёта не важно соблюдение времени работы ДУ с точностью до миллисекунд.

Другими условиями, обычно удорожающими систему, могут быть, например необходимость точного предсказания тяги и удельного импульса. Традиционно, такая информация позволяла применять точно рассчитанные коррекции скорости с заранее заданным временем работы ДУ. Учитывая современный уровень датчиков и вычислительные возможности, доступные на борту спутника, имеет смысл проводить интегрирование ускорения до тех пор, пока не будет достигнуто заданное изменение скорости. Упрощённые требования позволяют удешевить индивидуальные разработки. Удаётся избежать точной подгонки давлений и потоков, а также дорогостоящих испытаний в вакуумной камере. Тепловые условия вакуума, однако, всё же приходится учитывать.

Самый простой двигательный манёвр - включить двигатель всего один раз, на ранней стадии работы спутника. В этом случае начальные условия и время разогрева ДУ влияют меньше всего. Обнаружимые утечки топлива до и после манёвра не отразятся на результате. Такой простой сценарий может быть трудным по другой причине, например, из-за большого необходимого приращения скорости. Если требуемое ускорение является высоким, то размеры двигателя и его масса становятся ещё более важными.

Наиболее сложными задачами работы ДУ являются десятки тысяч или больше коротких импульсов, разделённых часами или минутами бездействия, на протяжении многих лет. Переходные процессы в начале и конце импульса, тепловые потери в аппарате, утечки топлива - всё это должно быть минимизировано или устранено. Данный вид тяги является типичным для задачи 3-осной стабилизации.

Задачей промежуточной сложности можно считать периодические включения ДУ. Примерами являются изменения орбит, компенсация атмосферных потерь, или периодические изменения ориентации спутника, стабилизированного вращением. Такой режим работы также встречается у спутников, которые имеют инерционные маховики или которые стабилизированы гравитационным полем. Такие полёты обычно включают краткие периоды высокой активности ДУ. Это важно, потому что горячие компоненты топлива будут терять меньше энергии во время таких периодов активности. При этом можно использовать более простые устройства, чем для длительного поддержания ориентации, поэтому такие полёты являются хорошими кандидатами на использование недорогих жидкостных ДУ.

Требования, предъявляемые к разрабатываемому двигателю

Небольшой уровень тяги, подходящий для манёвров изменения орбиты небольших спутников, примерно равен тому, который используется на больших космических аппаратах для поддержания ориентации и орбиты. Однако существующие двигатели малой тяги, испытанные в полётах, как правило, предназначены для решения второй задачи. Такие дополнительные узлы, как электронагреватель, прогревающий систему перед использованием, а также теплоизоляция позволяют добиться высокого среднего удельного импульса при многочисленных коротких запусках двигателя. Размеры и масса аппаратуры увеличиваются, что может быть приемлемо для больших аппаратов, но не подходить для малых. Относительная масса системы тяги ещё менее выгодна для электрических ракетных двигателей. Дуговые и ионные двигатели имеют очень маленькую тягу по отношению к массе двигателей.

Требования по сроку службы также ограничивают допустимые массу и размеры двигательной установки. Например, в случае однокомпонентного топлива добавление катализатора может увеличить срок службы. Двигатель системы ориентации может работать в сумме несколько часов за время всего срока службы. Однако баки спутника могут опустеть за минуты, если нужно достаточно большое изменение орбиты. Для предотвращения утечек и обеспечения плотного закрытия вентиля даже после многих пусков в линиях ставят подряд несколько вентилей. Дополнительные вентили могут быть неоправданы для малых спутников.

Рис. 1 показывает, что жидкостные двигатели не всегда можно уменьшить пропорционально, для использования для малых систем тяги. Большие двигатели обычно поднимают в 10 - 30 раз больше своего веса, и это число увеличивается до 100 для двигателей ракет-носителей с насосной подачей топлива. Однако самые маленькие жидкостные двигатели не могут даже поднять свой вес.

Двигатели для спутников трудно сделать маленькими.

Даже если небольшой существующий двигатель достаточно лёгок, чтобы служить как основной двигатель маневрирования для микроспутника, выбрать набор из 6-12 жидкостных двигателей для 10-килограммового аппарата практически невозможно. Поэтому микроспутники используют для ориентации сжатый газ. Как показано на рис. 1, существуют газовые двигатели с соотношением тяги к массе такой же, как у больших ракетных двигателей. Газовые двигатели представляют из себя просто соленоидный вентиль с соплом.

Вдобавок к решению проблемы массы двигательной установки, системы на сжатом газе позволяют получать более короткие импульсы, чем жидкостные двигатели. Это свойство важно для непрерывного поддержания ориентации в течение долгих полётов, как показано в Приложении. По мере уменьшения размеров космических аппаратов всё более короткие импульсы могут быть вполне достаточны для поддержания ориентации с заданной точностью для данного срока службы.

Хотя системы на сжатом газе выглядят в целом наилучшим образом для применения на небольших космических аппаратах, ёмкости для хранения газа занимают достаточно большой объём и весят довольно много. Современные композитные баки для хранения азота, разработанные для небольших спутников, весят примерно столько же, сколько сам азот, заключённый в них. Для сравнения, баки для жидких топлив в космических кораблях могут хранить топливо массой до 30 масс баков. Учитывая вес как баков, так и двигателей, было бы очень полезным хранить топливо в жидкой форме, и преобразовывать его в газ для распределения между различными двигателями системы ориентации. Такие системы были разработаны для использования гидразина в коротких суборбитальных экспериментальных полётах.

Перекись водорода как ракетное топливо

Как однокомпонентное топливо, чистый H2O2 разлагается на кислород и перегретый пар, имеющие температуру немного выше 1800F [примерно 980C - прим. пер.] при отсутствии тепловых потерь. Обычно перекись используется в виде водного раствора, но при концентрации меньше 67% энергии разложения недостаточно для испарения всей воды. Пилотируемые испытательные аппараты США в 1960-х гг. использовали 90% перекись для поддержания ориентации аппаратов, что давало температуру адиабатического разложения около 1400F и удельный импульс при установившемся процессе 160 с . При концентрации 82% перекись даёт газ температурой 1030F , который приводит в движение основные насосы двигателей ракеты-носителя Союз. Различные концентрации используются потому, что цена топлива растёт с увеличением концентрации, а температура влияет на свойства материалов. Например, алюминиевые сплавы применяются при температурах до примерно 500F . При использовании адиабатического процесса это ограничивает концентрацию перекиси до 70%.

Концентрирование и очистка

Перекись водорода доступна коммерчески в широком диапазоне концентраций, степеней очистки и количествах. К сожалению, небольшие контейнеры чистой перекиси, которая бы могла напрямую использоваться как топливо, практически недоступны в продаже. Ракетная перекись выпускается и в больших бочках, но может быть не вполне доступна (например, в США). Кроме того, при работе с большими количествами перекиси нужно специальное оборудование и дополнительные меры безопасности, что не вполне оправдано при необходимости только в небольших количествах перекиси.

Для использования в данном проекте 35% перекись покупается в полиэтиленовых контейнерах объёмом в 1 галлон . Сначала она концентрируется до 85%, затем очищается на установке, показанной на рис. 2. Этот вариант ранее использованного метода упрощает схему установки и уменьшает необходимость очистки стеклянных частей. Процесс автоматизирован, так что для получения 2 литров перекиси в неделю требуется только ежедневное наполнение и опорожнение сосудов. Конечно, цена за литр получается высокой, но полная сумма всё ещё оправдана для небольших проектов.

Сначала в двух литровых стаканах на электроплитках в вытяжном шкафу выпаривают большую часть воды в течение контролируемого таймером периода в 18 часов. Объём жидкости в каждом стакане уменьшается вчетверо, до 250 мл, или примерно 30% начальной массы. При испарении теряется четверть исходных молекул перекиси. Скорость потерь растёт с концентрацией, так что для данного метода практическим пределом концентрации является 85%.

Установка слева - это коммерчески доступный роторный вакуумный испаритель. 85% раствор, имеющий примерно 80 ppm посторонних примесей, нагревается количествами по 750 мл на водяной бане при 50C. В установке поддерживается вакуум не выше 10 мм рт. ст., что обеспечивает быструю перегонку в течение 3-4 часов. Конденсат стекает в ёмкость слева внизу с потерями меньше 5%.

Ванна с водоструйным насосом видна за испарителем. В ней установлены два электронасоса, один из которых подаёт воду на водоструйный насос, а второй циркулирует воду через морозильник, водяной холодильник роторного испарителя и саму ванну, поддерживая температуру воды только чуть выше нуля, что улучшает как конденсацию паров в холодильнике, так и вакуум в системе. Пары перекиси, не сконденсировавшиеся на холодильнике, попадают в ванну и разводятся до безопасной концентрации.

Чистая перекись водорода (100%) значительно плотнее воды (в 1,45 раза при 20C), так что плавающий стеклянный ареометр (в диапазоне 1,2-1,4) обычно определяет концентрацию с точностью до 1%. Как купленная исходно перекись, так и дистиллированный раствор были проанализированы на содержание примесей, как показано в табл. 1. Анализ включал плазменно-эмиссионную спектроскопию, ионную хроматографию и измерение полного содержания органического углерода (total organic carbon - TOC). Заметим, что фосфат и олово являются стабилизаторами, они добавлены в виде солей калия и натрия.

Таблица 1. Анализ раствора перекиси водорода

Меры безопасности при обращении с перекисью водорода

H2O2 разлагается на кислород и воду, поэтому не имеет долговременной токсичности и не представляет опасности для окружающей среды. Наиболее частые неприятности со стороны перекиси возникают при контакте с кожей капель, слишком маленьких для обнаружения. Это вызывает временные неопасные, но болезненные обесцвеченные пятна, которые нужно прополаскивать холодной водой.

Действие на глаза и лёгкие более опасно. К счастью, давление паров перекиси довольно низкое (2 мм рт. ст. при 20C). Вытяжная вентиляция легко поддерживает концентрацию ниже предела для дыхания в 1 ppm, установленного OSHA. Перекись можно переливать между открытыми контейнерами над поддонами на случай разлива. Для сравнения, N2O4 и N2H4 должны постоянно находиться в запечатанных сосудах, при работе с ними часто используется специальный дыхательный аппарат. Это происходит из-за их значительно более высокого давления паров и предельной концентрации в воздухе в 0,1 ppm для N2H4.

Смывание разлитой перекиси водой делает её неопасной. Что касается требований к защитной одежде, то неудобные костюмы могут увеличить вероятность пролива. При работе с небольшими количествами, возможно, важнее следовать вопросам удобства. Например, работа влажными руками оказывается разумной альтернативой работе в перчатках, которые могут даже пропускать брызги, если они протекают.

Хотя жидкая перекись не разлагается в массе при действии источника огня, пары концентрированной перекиси могут сдетонировать при незначительном воздействии. Эта потенциальная опасность ставит предел объёмам производства установки, описанной выше. Расчёты и измерения показывают очень высокую степень безопасности только для данных небольших объёмов производства. На рис. 2 воздух втягивается в горизонтальные вентиляционные щели, находящиеся за аппаратом, при 100 cfm (кубических футов в минуту, примерно 0,3 куб. м в минуту) вдоль 6 футов (180 см) лабораторного стола. Концентрация паров ниже 10 ppm была измерена непосредственно над концентрирующими стаканами.

Утилизация небольших количеств перекиси после разведения их водой не приводит к последствиям для окружающей среды, хотя это и противоречит наиболее строгой трактовке правил утилизации опасных отходов. Перекись - окислитель, и, следовательно, потенциально огнеопасна. При этом, однако, необходимо наличие сгораемых материалов, и беспокойство не является оправданным при работе с небольшими количествами материалов из-за рассеивания тепла. Например, мокрые пятна на тканях или рыхлой бумаге остановят небошое пламя, поскольку перекись обладает высокой удельной теплоёмкостью. Контейнеры для хранения перекиси должны иметь вентилирующие отверстия или предохранительные клапаны, поскольку постепенное разложение перекиси на кислород и воду повышает давление.

Совместимость материалов и саморазложение при хранении

Совместимость между концентрированной перекисью и конструкционными материалами включает два разных класса проблем, которые нужно избегать. Контакт с перекисью может приводить к порче материалов, как происходит со многими полимерами. Кроме того, скорость разложения перекиси сильно различается в зависимости от контактируемых материалов. В обоих случаях есть эффект накопления воздействия со временем. Таким образом, совместимость должна выражаться в численных величинах и рассматриваться в контексте применения, а не рассматриваться как простое свойство, которое либо есть, либо нет. Например, камера двигателя может быть построена из материала, который непригоден к применению для баков с топливом.

Исторические работы включают эксперименты на совместимость с образцами материалов, проводимые в стеклянных сосудах с концентрированной перекисью. В поддержание традиции, из образцов для тестирования были сделаны небольшие запечатанные сосуды. Наблюдения за изменением давления и массой сосудов показывают скорость разложения и утечки перекиси. В дополнение к этому возможное увеличение объёма или ослабление материала становится заметным, так как стенки сосуда подвергаются давлению.

Фторополимеры, такие как политетрафторэтилен (PTFE - polytetrafluroethylene), полихлоротрифторэтилен (PCTFE - polychlorotrifluroethylene) и фторид поливинилидена (PVDF - polyvinylidene fluoride) не разлагаются под действием перекиси. Они также приводят к замедлению разложения перекиси, так что эти материалы можно использовать для покрытия баков, или промежуточных ёмкостей, если в них требуется хранить топливо в течение нескольких месяцев или лет. Аналогичным образом уплотнители из фтороэластомера (из стандартного "Витона") и фторсодержащие смазки вполне подходят для длительного контакта с перекисью. Поликарбонатный пластик на удивление не поддаётся воздействию концентрированной перекиси. Этот материал, не образующий осколков, используется везде, где необходима прозрачность. Эти случаи включают создание прототипов со сложной внутренней структурой и баков, в которых необходимо видеть уровень жидкости (см. рис. 4).

Разложение при контакте с материалом Al-6061-T6 всего в несколько раз быстрее, чем с наиболее совместимыми алюминиевыми сплавами. Этот сплав прочен и легкодоступен, в то время как наиболее совместимые сплавы обладают недостаточной прочностью. Открытые чисто алюминиевые поверхности (т.е. Al-6061-T6) сохраняются в течение многих месяцев при контакте с перекисью. Это при том, что вода, например, окисляет алюминий.

Вопреки исторически сложившимся рекомендациям, сложные операции по очистке, использующие вредные для здоровья чистящие средства, не являются необходимыми для большинства применений. Большинство частей аппаратов, используемых в данной работе с концентрированной перекисью, просто смывались водой со стиральным порошком при температуре 110F . Предварительные результаты показывают, что подобный подход дайт почти такие же хорошие результаты, как и рекомендованные процедуры по очистке. В частности, промывка сосуда из PVDF в течение суток 35%-ной азотной кислотой уменьшает скорость разложения всего на 20% в течение 6-месячного периода.

Легко вычислить, что разложение одного процента перекиси, содержащейся в закрытом сосуде с 10% свободного объёма, поднимает давление до почти 600psi (фунтов на квадратный дюйм, т.е. примерно 40 атмосфер). Это число показывает, что уменьшение эффективности перекиси при понижении её концентрации значительно менее важно, чем соображения безопасности при хранении.

Планирование космических полётов с использованием концентрированной перекиси требует всестороннего рассмотрения возможной необходимости сброса давления путём вентиляции баков. Если работа двигательной системы начинается в течение дней или недель с момента старта, необходимый пустой объём баков может сразу вырасти в несколько раз. Для таких спутников имеет смысл делать цельнометаллические баки. Период хранения, разумеется, включает в себя время, отводимое на предполётные операции.

К несчастью, формальные правила работы с топливом, которые были разработаны с учётом применения высокотоксичных компонентов, обычно запрещают системы автоматической вентиляции на полётном оборудовании. Обычно используются дорогие системы слежения за давлением. Идея повышения безопасности запретом вентиляционных клапанов противоречит нормальной "земной" практике при работе с жидкостными системами, находящимися под давлением. Этот вопрос может быть придётся пересмотреть в зависимости от того, какая ракета-носитель используется при старте.

При необходимости разложение перекиси может поддерживаться на уровне 1% в год или ниже. В дополнение к совместимости с материалами баков, коэффициент разложения сильно зависит от температуры. Может оказаться возможным хранить перекись неограниченно долго в космических полётах, если удастся её замораживать. Перекись не расширяется при замерзании и не создаёт угрозы для клапанов и труб, как это происходит с водой.

Поскольку перекись разлагается на поверхностях, увеличение отношения объёма к поверхности может повысить срок хранения. Сравнительный анализ с образцами в 5 куб. см и 300 куб. см подтверждают этот вывод. Один эксперимент с 85% перекисью в ёмкости в 300 куб. см., сделанной из PVDF, показал коэффициент разложения при 70F (21C) в 0,05% в неделю, или 2,5% в год. Экстраполяция до 10-литровых баков даёт результат примерно в 1% в год при 20C.

В других сравнительных экспериментах с использованием PVDF или покрытия из PVDF на алюминии, перекись, имеющая 80 ppm стабилизирующих добавок, разлагалась всего на 30% медленнее, чем очищенная перекись. Это на самом деле хорошо, что стабилизаторы не сильно повышают срок хранения перекиси в баках при долгих полётах. Как показано в следующем разделе, эти добавки достаточно сильно мешают использованию перекиси в двигателях.

Разработка двигателей

Планируемый микроспутник изначально требует ускорение в 0,1 g для управления массой в 20 кг, то есть примерно 4,4 фунта силы [примерно 20Н] тяги в вакууме. Поскольку многие свойства обычных 5-фунтовых двигателей были не нужны, был разработан специализированный вариант. Многочисленные публикации рассматривали блоки катализаторов для использования с перекисью. Массовый расход для таких катализаторов составляет, по оценкам, примерно 250 кг на квадратный метр катализатора в секунду. Эскизы колоколообразных двигателей, использованных на блоках Меркурий и Центавр, показывают, что только примерно четверть этого была реально использована при рулевых усилиях около 1 фунта [примерно 4.5Н]. Для данного применения был выбран блок катализатора диаметром в 9/16 дюйма [примерно 14 мм]. Массовый расход примерно в 100 кг на кв. м в секунду даст почти 5 фунтов тяги при удельном импульсе в 140 с [примерно 1370 м/с].

Катализатор на основе серебра

Сетка из серебряной проволоки и покрытые серебром пластины никеля широко использовались в прошлом для катализа. Никелевая проволока в качестве основы повышает теплостойкость (для концентраций свыше 90%), и более дешёва для массового применения. Для данных исследований было выбрано чистое серебро, чтобы избежать процесса покрытия никеля, а также потому, что мягкий металл можно легко нарезать на полоски, которые затем сворачиваются в колечки. Кроме того, при этом можно избежать проблемы поверхностного износа. Использовались легкодоступные сетки с 26 и 40 нитками на дюйм (соответственный диаметр проволоки 0,012 и 0,009 дюйма ).

Состав поверхности и механизм работы катализатора полностью неясны, как следует из множества необъясняемых и противоречивых утверждений в литературе. Каталитическая активность поверхности чистого серебра может быть усилена нанесением нитрата самария с последующим прокаливанием. Это вещество разлагается на оксид самария, но может также окислять серебро. Другие источники в дополнение к этому ссылаются на обработку чистого серебра азотной кислотой, которая растворяет серебро, но также и является окислителем. Ещё более простой способ основан на том, что чисто серебряный катализатор может повышать свою активность при использовании. Это наблюдение было проверено и подтверждено, что привело к использованию катализатора без нитрата самария.

Оксид серебра (Ag2O) имеет коричневато-чёрный цвет, а перекись серебра (Ag2O2) имеет серо-чёрный цвет. Эти цвета появлялись один за другим, показывая, что серебро постепенно окислялось всё больше. Самый тёмный цвет соответствовал наилучшему действию катализатора. Кроме того, поверхность оказывалась всё более неровной по сравнению со "свежим" серебром при анализе под микроскопом.

Был найден простой метод проверки активности катализатора. Отдельные кружки серебряной сетки (диаметр 9/16 дюйма [примерно 14 мм] накладывались на капли перекиси на стальной поверхности. Только что купленная серебряная сетка вызывала медленное "шипение". Наиболее активный катализатор многократно (10 раз) вызывал поток пара в течение 1 секунды.

Настоящее исследование не доказывает, что окисленное серебро является катализатором, или что наблюдаемое потемнение вызвано главным образом окислением. Достойно также упоминания то, что оба оксида серебра, как известно, разлагаются при относительно невысоких температурах. Избыток кислорода во время работы двигателя, однако, может сместить равновесие реакции. Попытки экспериментально выяснить важность окисления и неровностей поверхности однозначного результата не дали. Попытки включали анализ поверхности с помощью рентгеновского фотоэлектронного спектроскопа (X-ray Photoelectron Spectroscopy, XPS), также известного как электронный спектроскопический химический анализатор (Electron Spectroscopy Chemical Analysis, ESCA). Были также сделаны попытки исключить вероятность загрязнения поверхности у свежекупленных серебряных сеток, что ухудшало каталитическую активность.

Независимые проверки показали, что ни нитрат самария, ни его твёрдый продукт разложения (являющийся, вероятно, оксидом) не катализируют разложение перекиси. Это может значить, что обработка нитратом самария может работать посредством окисления серебра. Однако, также есть версия (без научного обоснования), что обработка нитратом самария предотвращает прилипание пузырьков газообразных продуктов разложения к поверхности катализатора. В настоящей работе в конечном итоге разработка лёгких двигателей была сочтена более важной, чем решение головоломок катализа.

Схема двигателя

Традиционно для перекисных двигателей используют стальную сварную конструкцию. Более высокий, чем у стали, коэффициент теплового расширения серебра приводит к сжатию пакета серебряного катализатора при нагревании, вслед за которым после охлаждения появляются щели между пакетом и стенками камеры. Для того, чтобы жидкая перекись не могла обойти сетки катализатора по этим щелям, обычно используют кольцевые уплотнители между сетками.

Вместо этого в данной работе были получены неплохие результаты при использовании камер двигателя, сделанных из бронзы (медный сплав C36000) на токарном станке. Бронза легко обрабатывается, и вдобавок её коэффициент теплового расширения близок к коэффициенту серебра. При температуре разложения 85% перекиси, около 1200F [примерно 650C], бронза обладает отличной прочностью. Эта относительно невысокая температура позволяет также использовать алюминиевый инжектор.

Такой выбор легко обрабатываемых материалов и концентрации перекиси, легко достижимой в лабораторных условиях представляется довольно удачным сочетанием для проведения экспериментов. Заметим, что использование 100% перекиси привело бы к расплавлению как катализатора, так и стенок камеры. Приведённый выбор представляет из себя компромисс между ценой и эффективностью. Стоит отметить, что бронзовые камеры используются на двигателях РД-107 и РД-108, применяемых на таком успешном носителе как Союз.

На рис. 3 показан лёгкий вариант двигателя, который привинчивается непосредственно к основанию жидкостного клапана небольшого маневрирующего аппарата. Слева - 4-граммовый алюминиевый инжектор с фторэластомерным уплотнителем. 25-граммовый серебряный катализатор разделён, чтобы можно было его показать с разных сторон. Справа - 2-граммовая пластина, поддерживающая катализаторную сетку. Полная масса частей, показанных на рисунке - примерно 80 грамм. Один из таких двигателей был использован для наземных испытаний управления 25-килограммовым исследовательским аппаратом. Система работала в соответствии с дизайном, включая использование 3,5 килограммов перекиси без видимой потери качества.

150-граммовый коммерчески доступный соленоидный вентиль прямого действия, имеющий отверстие в 1,2 мм и 25-омную катушку, управляемую источником в 12 вольт, показал удовлетворительные результаты. Поверхности вентиля, вступающие в контакт с жидкостью, состоят из нержавеющей стали, алюминия и Витона. Полная масса выгодно отличается от массы свыше 600 грамм для 3-фунтового [примерно 13Н] двигателя, использованного для поддержания ориентации ступени Центавр до 1984 года.

Тестирование двигателя

Двигатель, разработанный для проведения экспериментов, был несколько тяжелее итогового, чтобы можно было испытать, например, влияние большего количества катализатора. Сопло привинчивалось к двигателю отдельно, что позволяло подгонять катализатор по размеру, регулируя силу затяга болтов. Чуть выше сопла по потоку находились разъёмы для датчиков давления и температуры газа.

Рис. 4 показывает установку, готовую для проведения эксперимента. Непосредственные эксперименты в лабораторных условиях оказываются возможными из-за использования достаточно безвредного топлива, низких значений тяги, работы при нормальных комнатных условиях и атмосферном давлении, и применения простых приборов. Защитные стенки установки сделаны из поликарбонатных листов толщинов в полдюйма [примерно 12 мм], которые установлены на алюминиевой раме, в условиях хорошей вентиляции. Панели были испытаны на разламывающее усилие в 365.000 Н*с/м^2. Например, осколок в 100 грамм, двигаясь со сверхзвуковой скоростью в 365 м/с, остановится, если площадь удара 1 кв. см.

На фотографии камера двигателя ориентирована вертикально, чуть ниже вытяжной трубы. Датчики давления на входе в инжектор и давления внутри камеры находятся на платформе весов, которые измеряют тягу. Цифровые индикаторы времени работы и температуры находятся снаружи стенок установки. Открытие главного клапана включает небольшой массив индикаторов. Запись данных ведётся путём установки всех индикаторов в поле видимости видеокамеры. Окончательные измерения были проведены с помощью термочувствительного мелка, которым провели линию вдоль длины камеры катализа. Изменение цвета соответствовало температуре свыше 800 F [примерно 430C].

Ёмкость с концентрированной перекисью находится слева от весов на отдельной опоре, так что изменение массы топлива не влияет на измерение тяги. С помощью эталонных гирь было проверено, что трубки, подводящие перекись к камере, достаточно гибки для достижения точности измерения в пределах 0,01 фунта силы [примерно 0,04Н]. Ёмкость для перекиси была изготовлена из большой поликарбонатной трубы и калибрована так, что изменение уровня жидкости может использоваться для вычисления УИ.

Параметры двигателя

Экспериментальный двигатель многократно испытывался в течение 1997 года. Ранние прогоны использовали ограничивающий инжектор и малый размер критического сечения, при очень низких давлениях. Эффективность двигателя, как оказалось, сильно коррелировала с активностью использованного однослойного катализатора. После достижения надёжного разложения давление в баке было зафиксировано на уровне 300 psig [примерно 2,1 МПа]. Все эксперименты проводились при начальной температуре оборудования и топлива в 70F [примерно 21C].

Начальный кратковременный пуск проводился для избегания "влажного" старта, при котором появлялся видимый выхлоп. Обычно начальный пуск проводился в течение 5 с при расходе <50%, но вполне хватало бы и 2 с. Затем шёл основной прогон в течение 5-10 с, достаточных для полного прогрева двигателя. Результаты показывали температуру газа в 1150F , что находится в пределах 50F от теоретического значения. 10-секундные прогоны при постоянных условиях использовались для вычисления УИ. Удельный импульс оказывался равным 100 с , что, вероятно, может быть улучшено при использовании более оптимальной формы сопла, и, особенно, при работе в вакууме.

Длина серебряного катализатора была успешно уменьшена с консервативных 2,5 дюймов [примерно 64 мм] до 1,7 дюймов [примерно 43 мм]. Окончательная схема двигателя имела 9 отверстий диаметром 1/64 дюйма [примерно 0,4 мм] в плоской поверхности инжектора. Критическое сечение размером 1/8 дюйма позволило получить тягу в 3,3 фунта силы при давлении в камере 220 psig и разностью давлений 255 psig между вентилем и критическим сечением.

Дистиллированное топливо (табл. 1) давало стабильные результаты и устойчивые замеры давления. После прогона 3 кг топлива и 10 стартов, точка с температурой в 800F находилась на камере на расстоянии в 1/4 дюйма от поверхности инжектора. При этом, для сравнения, время работоспособности двигателя при 80 ppm примесей была неприемлемой. Колебания давления в камере на частоте 2 Гц достигли значения 10% после расходования всего 0,5 кг топлива. Точка температуры 800F отошла на расстояние свыше 1 дюйма от инжектора.

Несколько минут в 10% азотной кислоте восстановили катализатор до хорошего состояния. Несмотря на то, что при этом, вместе с загрязнениями, было растворено некоторое количество серебра, активность катализатора была лучше, чем после обработки азотной кислотой нового, ещё не использовавшегося катализатора.

Следует отметить, что, хотя время разогрева двигателя исчисляется секундами, значительно более короткие импулься возможны, если двигатель уже разогрет. Динамический отклик жидкостной подсистемы тяги массой в 5 кг на линейном участке показал время импульса короче, чем в 100 мс, с передаваемым импульсом около 1 Н*с. В частности, смещение было примерно +/- 6 мм при частоте в 3 Гц, с ограничением, задаваемым системе скоростью управления.

Варианты построения ДУ

На рис. 5 показаны некоторые из возможных двигательных схем, хотя, конечно, далеко не все. Для использования перекиси подходят все жидкостные схемы, и каждую можно также использовать для двухкомпонентного двигателя. В верхнем ряду перечислены схемы, обычно используемые на спутниках, с традиционными компонентами топлива. Средний ряд показывает, как можно использовать системы на сжатом газе для задач ориентации. Более сложные схемы, позволяющие потенциально добиться меньшего веса оборудования, показаны в нижнем ряду. Стенки баков схематически показывают различные уровни давления, типичные для каждой системы. Отметим также различие обозначений для ЖРД и ДУ, работающих на сжатом газе.

Традиционные схемы

Вариант A использовался на некоторых из самых небольших спутников из-за своей простоты, а также потому, что системы на сжатом газе (вентили с соплами) могут быть очень лёгкими и маленькими. Этот вариант использовался также на больших космических аппаратах, например, азотная система поддержания ориентации станции Скайлэб в 1970-х гг.

Вариант B является наиболее простой жидкостной схемой, и был многократно испытан в полётах с гидразином в качестве топлива. Газ, поддерживающий давление в баке, обычно занимает четверть бака во время старта. Газ постепенно расширяется во время полёта, так что говорят, что давление "выдувается". Однако падение давления снижает как тягу, так и УИ. Максимальное давление жидкости в баке имеет место во время запуска, что увеличивает массу баков по соображениям безопасности. Недавний пример - аппарат Лунар Проспектор, который имел примерно 130 кг гидразина и 25 кг массы ДУ.

Вариант C широко используется с традиционными ядовитыми однокомпонентными и двухкомпонентными топливами. Для самых маленьких спутников нужно добавлять ДУ на сжатом газе для поддержания ориентации, как описывалось выше. Например, добавление ДУ на сжатом газе к варианту C приводит к варианту D. Двигательные системы данного типа, работающие на азоте и концентрированной перекиси, были построены в Лоуренсовской Лаборатории (LLNL), чтобы можно было безопасно испытывать системы ориентации прототипов микроспутников, работающие на неядовитых топливах.

Поддержание ориентации с помощью горячих газов

Для самых маленьких спутников, чтобы уменьшить запас сжатого газа и массу баков, имеет смысл делать систему ориентации, работающую на горячих газах. При уровне тяги меньше 1 фунта силы [примерно 4,5Н] существующие системы на сжатом газе оказываются легче, чем однокомпонентные ЖРД, на порядок величины (рис. 1). Контролируя поток газа, можно получать меньшие импульсы, чем контролируя жидкость. Однако иметь на борту сжатый инертный газ неэффективно из-за большого объёма и массы баков под давлением. По этим причинам хотелось бы генерировать газ для поддержания ориентации из жидкости по мере уменьшения размеров спутников. В космосе такой вариант пока ещё не использовался, но в лаборатории вариант E был испытан с использованием гидразина, как отмечено выше (3). Уровень миниатюризации компонентов был весьма впечатляющим.

Для дальнейшего уменьшения массы аппаратуры и упрощения системы хранения желательно вообще избежать ёмкостей хранения газа. Вариант F потенциально является интересным для миниатурных систем на перекиси. Если до начала работы требуется длительное хранение топлива на орбите, то система может стартовать без начального давления. В зависимости от свободного места в баках, размера баков и их материала система может быть рассчитана на накачку давлением в предопределённый момент в полёте.

В варианте D есть два независимых источника топлива, для маневрирования и поддержания ориентации, что заставляет отдельно заранее учитывать расход для каждой из этих функций. Системы E и F, которые производят горячий газ для поддержания ориентации из топлива, используемого для маневрирования, имеют большую гибкость. Например, неиспользованное при маневрировании топливо может быть употреблено на продление срока службы спутника, которому нужно поддерживать свою ориентацию.

Идеи самонаддува

Только более сложные варианты в последнем ряду рис. 5 могут обойтись без ёмкости для хранения газа и при этом обеспечивать постоянное давление по мере расходования топлива. Их можно запускать без изначальной накачки, или с низким давлением, что уменьшает массу баков. Отсутствие сжатых газов и жидкости под давлением уменьшает опасности при старте. Это может привести к существенным снижениям в стоимости до той степени, что стандартное покупное оборудование считается безопасным для работы с небольшими давлениями и не слишком ядовитыми компонентами. Все двигатели в этих системах используют единый бак с топливом, что обеспечивает максимальную гибкость.

Варианты G и H можно назвать жидкостными системами "горячего газа под давлением", или "выдува-наддува", а также "газа из жидкости" или "самонаддува". Для управляемого наддува бака отработанным топливом требуется возможность повышать давление.

Вариант G использует бак с мембраной, отклоняемой давлением, так что сначала давление жидкости выше давления газа. Этого можно добиться с помощью дифференциального клапана или эластичной диафрагмы, которая разделяет газ и жидкость. Может использоваться и ускорение, т.е. гравитация в наземных применениях или центробежная сила во вращающемся космическом аппарате. Вариант H работает с любым баком. Специальный насос для поддержания давления обеспечивает циркуляцию через газогенератор и обратно к свободному объёму в баке.

В обоих случаях жидкостный регулятор предотвращает появление обратной связи и возникновение произвольно больших давлений. Для нормальной работы системы нужен дополнительный клапан, включенный последовательно с регулятором. В дальнейшем он может использоваться для управления давлением в системе в пределах до давления устанавливаемого регулятором. Например, манёвры по изменению орбиты будут производиться при полном давлении. Уменьшенное давление позволит добиться более аккуратного поддержания ориентации по 3 осям, при этом сохраняя топливо для продления срока службы аппарата (см. Приложение).

На протяжении многих лет проводились эксперименты с насосами разностной площади как в насосах, так и в баках, и существует множество документов, описывающих такие конструкции. В 1932 г. Роберт Х. Годдард и др. построил насос, приводимый в действие машиной, для управления жидким и газообразным азотом. Несколько попыток было сделано между 1950 и 1970 гг., в которых рассматривались варианты G и H для атмосферных полётов. Эти попытки уменьшения объёма проводились с целью уменьшить лобовое сопротивление. Работы эти были впоследствие прекращены с повсеместным развитием твёрдотопливных ракет. Сравнительно недавно проводились работы над системами с самонаддувом, использующими гидразин и дифференциальные клапаны, с некоторыми нововведениями для специфических применений.

Жидкостные системы хранения топлива с самонаддувом не рассматривались всерьёз для долговременных полётов. Есть несколько технических причин, по которым для того, чтобы разработать удачную систему, надо обеспечить хорошо предсказуемые свойства тяги в течение всего срока службы ДУ. Например, катализатор, подвешенный в газе, обеспечивающем наддув, может разложить топливо внутри бака. Потребуется разделение баков, как в варианте G, чтобы добиться работоспособности в полётах, требующих длительного периода покоя после начального маневрирования.

Рабочий цикл тяги тоже является важным из тепловых соображений. На рис. 5G и 5H тепло, выделяющееся при реакции в газогенераторе, потеряно в окружающих частях в процессе длительного полёта при редких включениях ДУ. Это соответствует использованию мягких уплотнителей для систем горячего газа. Высокотемпературные металлические уплотнители имеею большую утечку, но они будут нужны только если рабочий цикл ДУ является напряжённым. Вопросы о толщине теплоизоляции и теплоёмкости компонентов нужно рассматривать, хорошо представляя себе предполагаемый характер работы ДУ во время полёта.

Двигатели с насосной подачей

На рис. 5J насос подаёт топливо из бака низкого давления в камеру двигателя с высоким давлением. Такой подход даёт максимальную манёвренность, и является стандартным для ступеней ракет-носителей. Как скорость аппарата, так и его ускорение могут быть большими, так как ни двигатель, ни топливный бак не особенно тяжелы. Насос должен быть спроектирован для очень высокого отношения энергии к массе, чтобы оправдать своё применение.

Хотя рис. 5J несколько упрощён, он включен здесь для того, чтобы показать, что это совсем другой вариант, чем вариант H. В последнем случае насос используется как вспомогательный механизм, и требования к насосу отличаются от насоса двигателя.

Продолжается работа, направленная в том числе на испытания ракетных двигателей, работающих на концентрированной перекиси и использующих насосные агрегаты. Возможно, что легко повторимые недорогие испытания двигателей, использующие нетоксичное топливо, позволят добиться ещё более простых и надёжных схем, чем было достигнуто ранее при использовании насосных гидразиновых разработок.

Прототип системы самонаддува бака

Хотя продолжаются работы над реализацией схем H и J на рис. 5, самый простой вариант - G, и он был испытан в первую очередь. Необходимое оборудование несколько отличается, но развитие похожих технологий взаимно усиливает эффект разработки. Например, температура и срок службы фторэластомерных уплотнителей, фторсодержащих смазок и алюминиевых сплавов имеет прямое отношение ко всем трём концепциям системы.

Рис. 6 изображает недорогое испытательное оборудование, которое использует диференциальный клапанный насос, сделанный из отрезка алюминиевой трубы диаметром 3 дюйма [примерно 75 мм] с толщиной стенки 0,065 дюйма [примерно 1.7 мм], зажатый на концах между уплотнительными кольцами. Сварка здесь отсутствует, что упрощает проверку системы после испытаний, изменение конфигурации системы, а также снижает стоимость.

Эта система с самонаддувом концентрированной перекиси испытывалась с использованием соленоидных вентилей, доступных в продаже, и недорогих инструментов, как и при разработке двигателя. Примерная диаграмма системы изображена на рис. 7. В дополнение к термопаре, погружаемой в газ, температура также мерялась на баке и газогенераторе.

Бак устроен так, что давление жидкости в нём немногим выше, чем давление газа (???). Многочисленные пуски были проведены с использованием начального давления воздуха в 30 psig [примерно 200 кПа]. Когда управляющий вентиль открывается, поток через газогенератор подаёт пар и кислород в канал поддержания давления в баке. Первый порядок положительной обратной связи системы приводит к экспоненциальному росту давления до тех пор, пока жидкостный регулятор не закрывается при достижении 300 psi [примерно 2 МПа].

Чувствительность к входному давлению недопустима для регуляторов давления газа, которые используются в настоящее время на спутниках (рис. 5A и C). В жидкостной системе с самонаддувом входное давление регулятора остаётся в узком диапазоне. Таким образом удаётся избежать многих сложностей, присущих обычным схемам регуляторов, используемых в аэрокосмической промышленности. Регулятор массой 60 грамм имеет всего 4 движущихся части, не считая пружин, уплотнителей и винтов. Регулятор имеет гибкий уплотнитель для закрытия при превышении давления. Эта простая осесимметричная схема оказывается достаточной из-за того, что не нужно поддерживать давление в определённых пределах на входе в регулятор.

Газогенератор также упрощается благодаря невысоким требованиям к системе в целом. При разнице давлений в 10 psi поток топлива достаточно мал, что позволяет использовать самые простые схемы инжекторов. Кроме того, отсутствие предохранительного вентиля на входе в газогенератор приводит только к небольшим вибрациям порядка 1 Гц в реакции разложения. Соответственно, сравнительно небольшой обратный поток во время начала работы системы нагревает регулятор не выше 100F .

Начальные испытания не использовали регулятор; при этом было показано, что давление в системе можно поддерживать любым в пределах от допустимого трением уплотнителя до ограничителя безопасного давления в системе. Такая гибкость системы может использоваться для уменьшения потребной тяги системы ориентации в течение большей части срока службы спутника, по причинам, указанным выше.

Одним из наблюдений, которые кажутся очевидными впоследствие, было то, что бак нагревается сильнее, если в системе происходят низкочастотные колебания давления при управлении без использования регулятора. Предохранительный вентиль на входе в бак, где подаётся сжатый газ, мог бы устранить дополнительный поток тепла, происходящий из-за колебаний давления. Этот вентиль также не дал бы баку накапливать давление, но это не обязательно важно.

Хотя алюминиевые части плавятся при температуре разложения 85% перекиси, температура несколько понижается из-за потерь тепла и прерывистости потока газа. Бак, показанный на фотографии, имел температуру заметно ниже 200F во время испытаний с поддержанием давления. Одновременно с этим температура газа на выходе превышала 400F во время довольно энергичных переключений клапана тёплого газа.

Температура газа на выходе важна потому, что она показывает, что вода остаётся в состоянии перегретого пара внутри системы. Диапазон от 400F до 600F выглядит идеальным, так как это достаточно холодно для дешёвого лёгкого оборудования (алюминий и мягкие уплотнители), и достаточно тепло, чтобы получить значительную часть энергии топлива, используемого для подержания ориентации аппарата с помощью газовых струй. Во время периодов работы при пониженном давлении дополнительным преимуществом является то, что минимальная температура. требуемая для избежания конденсации влаги, также понижается.

Для работы как можно дольше в допустимых пределах температуры такие параметры, как толщина теплоизоляции и общая теплоёмкость конструкции нужно подгонять под конкретный профиль тяги. Как и ожидалось, после испытаний в баке была обнаружена сконденсировавшаяся вода, но эта неиспользованная масса составляет небольшую часть полной массы топлива. Даже если вся вода из потока газа, использующегося для ориентации аппарата, сконденсируется, всё равно 40% массы топлива будет газообразным (для 85% перекиси). Даже этот вариант оказывается лучше, чем использовать сжатый азот, так как вода легче, чем дорогой современный бак для азота.

Испытательно оборудование, показанное на рис. 6, очевидно, далеко от того, чтобы называться законченной системой тяги. Жидкостные двигатели примерно того же типа, что описан в данной статье, могут быть, например, подключены к выходному разъёму бака, как показано на рис. 5G.

Планы на наддув насосом

Для проверки концепции, показанной на рис. 5H, идёт разработка надёжного насоса, работающего на газе. В отличие от бака с регулировкой по разности давлений, насос должен наполняться многократно во время работы. Это значит, что потребуются жидкостные предохранительные клапаны, а также автоматические газовые клапаны для выброса газа в конце рабочего хода и повышения давления заново.

Планируется использовать пару насосных камер, работающих поочерёдно, вместо минимально необходимой одной камеры. Это позволит обеспечить постоянную работу подсистемы ориентации на тёплом газе при постоянном давлении. Задача состоит в том, чтобы можно было подбирать бак, чтобы уменьшить массу системы. Насос будет работать на части газа из газогенератора.

Дискуссия

Отсутствие подходящих вариантов ДУ для небольших спутников не является новостью, и для решения этой проблемы рассматриваются несколько вариантов (20). Лучшее понимание проблем, связанных с разработкой ДУ, среди заказчиков систем поможет лучше решить эту проблему, и лучшее понимание проблем ДУ спутников назрело для разработчиков двигателей.

Эта статья рассмотрела возможности использования перекиси водорода с использованием недорогих материалов и приёмов, применимых в малых масштабах. Полученные результаты могут быть применены также и к ДУ на однокомпонентном гидразине, а также и в случаях, когда перекись может служить окислителем в неядовитых двухкомпонентных комбинациях. Последний вариант включает самовоспламеняющиеся спиртовые топлива, описанные в (6), а также жидкие и твёрдые углеводороды, которые воспламеняются при контакте с горячим кислородом, получающимся при разложении концентрированной перекиси.

Относительно простая технология работы с перекисью, описанная в этой статье, может напрямую использоваться в экспериментальных космических аппаратах и других спутниках небольших размеров. Всего одно поколение назад низкие околоземные орбиты и даже глубокий космос исследовались с помощью фактически новых и экспериментальных технологий. Например, система посадки лунного Сёрвейора включала многочисленные мягкие уплотнители, которые могут считаться неприемлемыми сегодня, но были вполне адекватны поставленным задачам. В настоящее время многие научные инструменты и электроника сильно миниатюризированы, но технология ДУ не отвечает запросам маленьких спутников или маленьких лунных посадочных зондов.

Идея состоит в том, что заказное оборудование может быть разработано для конкретных применений. Это, конечно, противоречит идее "наследования" технологий, которая обычно превалирует при выборе спутниковых подсистем. Базой для такого мнения служит предположение, что детали процессов недостаточно хорошо изучены, чтобы разрабатывать и запускать совершенно новые системы. Данная статья была вызвана мнением, что возможность частых недорогих экспериментов позволит дать необходимые знания конструкторам небольших спутников. Вместе с пониманием как нужд спутников, так и возможностей технолоии приходит потенциальное снижение ненужных требований к системе.

Благодарности

Много людей помогли познакомить автора с ракетной технологией, основанной на перекиси водорода. Среди них Фред Олдридж, Кевин Болинжер, Митчелл Клапп, Тони Фриона, Джордж Гарбоден, Рон Хамбл, Джордин Каре, Эндрю Кьюбика, Тим Лоренс, Мартин Минторн, Малькольм Паул, Джефф Робинсон, Джон Рузек, Джерри Сандерс, Джерри Селлерс и Марк Вентура.

Исследование являлось частью программы Клементина-2 и Программы Технологий Микроспутников в Лаборатории Лоуренса, при поддержке Исследовательской Лаборатории ВВС США. Данная работа использовала средства правительства США и была проведена в Национальной Лаборатории Лоуренса в Ливерморе, университет Калифорнии в рамках контракта W-7405-Eng-48 с Департаментом Энергетики США.

Торпедные двигатели: вчера и сегодня

ОАО «НИИ мортеплотехники» осталось единственным предприятием в Российской Федерации, осуществляющим полномасштабную разработку тепловых энергоустановок

В период от основания предприятия и до середины 1960-х гг. главное внимание уделялось разработке турбинных двигателей для противокорабельных торпед с рабочим диапазоном работы турбин на глубинах 5-20 м. Противолодочные торпеды проектировались тогда только на электроэнергетике. В связи с условиями применения противокорабельных торпед важными требованиями к энергосиловым установкам были максимально возможная мощность и визуальная незаметность. Требование по визуальной незаметности легко выполнялось за счет применения двухкомпонентного топлива: керосина и маловодного раствора перекиси водорода (МПВ) концентрации 84%. В продуктах сгорания содержался водяной пар и двуокись углерода. Выхлоп продуктов сгорания за борт осуществлялся на расстоянии 1000-1500 мм от органов управления торпедой, при этом пар конденсировался, а двуокись углерода быстро растворялась в воде так, что газообразные продукты сгорания не только не достигали поверхности воды, но и не оказывали влияния на рули и гребные винты торпеды.

Максимальная мощность турбины, достигнутая на торпеде 53-65, составила 1070 кВт и обеспечивала движение со скоростью около 70 узлов. Это была самая скоростная торпеда в мире. Для снижения температуры продуктов сгорания топлива с 2700-2900 К до приемлемого уровня в продукты сгорания впрыскивалась морская вода. На начальной стадии работ соли из морской воды осаждались в проточной части турбины и приводили к ее разрушению. Это происходило до тех пор, пока не были найдены условия безаварийной работы, минимизирующие влияние солей морской воды на работоспособность газотурбинного двигателя.

При всех энергетических преимуществах перексида водорода как окислителя, его повышенная пожаровзрывоопасность при эксплуатации диктовала поиск применения альтернативных окислителей. Одним из вариантов подобных технических решений была замена МПВ на газообразный кислород. Турбинный двигатель, разработанный на нашем предприятии, сохранился, а торпеда, получившая обозначение 53-65К, успешно эксплуатировалась и не снята с вооружения ВМФ до сих пор. Отказ от применения МПВ в торпедных тепловых энергосиловых установках привел к необходимости проведения многочисленных научно-исследовательских работ по поиску новых топлив. В связи с появлением в середине 1960-х гг. атомных подводных лодок, имеющих высокие скорости подводного движения, противолодочные торпеды с электроэнергетикой оказались малоэффективными. Поэтому наряду с поиском новых топлив исследовались новые типы двигателей и термодинамические циклы. Наибольшее внимание было уделено созданию паротурбинной установки, работающей в замкнутом цикле Ренкина. На этапах предварительной как стендовой, так и морской отработки таких агрегатов, как турбина, парогенератор, конденсатор, насосы, клапана и всей системы в целом использовалось топливо: керосин и МПВ, а в основном варианте – твердое гидрореагирующее топливо, обладающее высокими энергетическими и эксплуатационными показателями.

Паротурбинная установка была успешно отработана, но работы по торпеде были остановлены.

В 1970-1980-х гг. большое внимание уделялось разработке газотурбинных установок открытого цикла, а также комбинированного цикла с применением в системе газовыхлопа эжектора на больших глубинах работы. В качестве топлива использовались многочисленные рецептуры жидкого монотоплива типа Otto-Fuel II, в том числе с добавками металлического горючего, а также с применением жидкого окислителя на основе гидроксил аммония перхлорат (НАР).

Практический выход получило направление создания газотурбинной установки открытого цикла на топливе типа Otto-Fuel II. Был создан турбинный двигатель мощностью более 1000 кВт для ударной торпеды калибра 650 мм.

В середине 1980-х гг. по результатам проведенных исследовательских работ руководством нашего предприятия было принято решение о развитии нового направления – разработки для универсальных торпед калибра 533 мм аксиально-поршневых двигателей на топливе типа Otto-Fuel II. Поршневые двигатели по сравнению с турбинными обладают более слабой зависимостью экономичности от глубины хода торпеды.

С 1986-го по 1991 гг. был создан аксиально-поршневой двигатель (модель 1) мощностью около 600 кВт для универсальной торпеды калибра 533 мм. Он успешно прошел все виды стендовых и морских испытаний. В конце 1990-х годов в связи с уменьшением длины торпеды была создана вторая модель этого двигателя путем модернизации в части упрощения конструкции, повышении надежности, исключения дефицитных материалов и внедрения многорежимности. Эта модель двигателя принята в серийной конструкции универсальной глубоководной самонаводящейся торпеды.

В 2002 г. ОАО «НИИ мортеплотехники» было поручено создание энергосиловой установки для новой легкой противолодочной торпеды калибра 324 мм. После анализа всевозможных типов двигателей, термодинамических циклов и топлив выбор был сделан также, как и для тяжелой торпеды, в пользу аксиально-поршневого двигателя открытого цикла на топливе типа Otto-Fuel II.

Однако при проектировании двигателя был учтен опыт слабых сторон конструкции двигателя тяжелой торпеды. Новый двигатель имеет принципиально другую кинематическую схему. В нем отсутствуют элементы трения в топливоподающем тракте камеры сгорания, что исключило возможность взрыва топлива в процессе работы. Вращающиеся части хорошо сбалансированы, а приводы вспомогательных агрегатов значительно упрощены, что привело к снижению виброактивности. Внедрена электронная система плавного регулирования расхода топлива и соответственно мощности двигателя. Практически отсутствуют регуляторы и трубопроводы. При мощности двигателя 110 кВт во всем диапазоне требуемых глубин, на малых глубинах он допускает удвоение мощности при сохранении работоспособности. Широкий диапазон параметров работы двигателя позволяет использовать его в торпедах, антиторпедах, самодвижущихся минах, средствах гидроакустического противодействия, а также в автономных подводных аппаратах военного и гражданского назначения.

Все эти достижения в области создания торпедных энергосиловых установок были возможны в связи с наличием в ОАО «НИИ мортеплотехники» уникальных экспериментальных комплексов, созданных как собственными силами, так и за счет государственных средств. Комплексы располагаются на территории около 100 тыс.м2. Они обеспечены всеми необходимыми системами энергоснабжения, в том числе системами воздуха, воды, азота и топлив высокого давления. В испытательные комплексы входят системы утилизации твердых, жидких и газообразных продуктов сгорания. В комплексах имеются стенды для испытаний макетных и полномасштабных турбинных и поршневых двигателей, а также двигателей других типов. Имеются, кроме того, стенды для испытаний топлив, камер сгорания, различных насосов и приборов. Стенды оснащены электронными системами управления, измерения и регистрации параметров, визуального наблюдения испытуемых объектов, а также аварийной сигнализацией и защитой оборудования.

Несомненно, двигатель - самая важная часть ракеты и одна из самых сложных. Задача двигателя - смешивать компоненты топлива, обеспечивать их сгорание и с большой скоростью выбрасывать получающиеся в процессе горения газы в заданном направлении, создавая реактивную тягу. В этой статье мы рассмотрим только используемые сейчас в ракетной технике химические двигатели. Существует несколько их видов: твердотопливные, жидкостные, гибридные и жидкостные однокомпонентные.

Любой ракетный двигатель состоит из двух основных частей: камера сгорания и сопло. С камерой сгорания, думаю, все понятно - это некий замкнутый объем, в котором происходит горение топлива. А сопло предназначено для разгона получающихся в процессе горения топлива газов до сверхзвуковой скорости в одном заданном направлении. Сопло состоит из конфузора, канала критики и диффузора.

Конфузор - это воронка, которая собирает газы из камеры сгорания и направляет их в канал критики.

Критика - самая узкая часть сопла. В ней газ разгоняется до скорости звука за счет высокого давления со стороны конфузора.

Диффузор - расширяющаяся часть сопла после критики. В ней происходит падение давления и температуры газа, за счет чего газ получает дополнительный разгон до сверхзвуковой скорости.

А теперь пройдемся по всем основным типам двигателей.

Начнем с простого. Самым простым по своей конструкции является РДТТ - ракетный двигатель на твердом топливе. Фактически это бочка, загруженная твердой топливно-окислительной смесью, имеющая сопло.

Камерой сгорания в таком двигателе является канал в топливном заряде, а горение происходит по всей площади поверхности этого канала. Нередко для упрощения заправки двигателя заряд делают составным из топливных шашек. Тогда горение происходит также и на поверхности торцов шашек.

Для получения разной зависимости тяги от времени применяют разные поперечные сечения канала:

РДТТ - самый древний вид ракетного двигателя. Его придумали еще в древнем Китае, но по сей день он находит применение как в боевых ракетах, так и в космической технике. Также этот двигатель ввиду своей простоты активно используется в любительском ракетостроении.

Первый американский космический корабль Меркурий был оборудован шестью РДТТ:

Три маленьких отводят корабль от ракеты-носителя после отделения от нее, а три больших - тормозят его для схода с орбиты.

Самый мощный РДТТ (и вообще самый мощный ракетный двигатель в истории) - это боковой ускоритель системы Спейс шаттл, развивавший максимальную тягу 1400 тонн. Именно два этих ускорителя давали столь эффектный столб огня при старте челноков. Это хорошо видно, например, на видеозаписи старта челнока Атлантис 11 мая 2009 года (миссия STS-125):

Эти же ускорители будут использованы в новой ракете SLS, которая будет выводить на орбиту новый американский корабль Орион. Сейчас можно увидеть записи с наземных испытаний ускорителя:

Также РДТТ установлены в системах аварийного спасения, предназначенных для увода космического корабля от ракеты в случае аварии. Вот, например, испытания САС корабля Меркурий 9 мая 1960 года:

На космических кораблях Союз кроме САС установлены двигатели мягкой посадки. Это тоже РДТТ, которые работают доли секунды, выдавая мощный импульс, гасящий скорость снижения корабля почти до нуля перед самым касанием поверхности Земли. Срабатывание этих двигателей видно на записи посадки корабля Союз ТМА-11М 14 мая 2014 года:

Главным недостатком РДТТ является невозможность управления тягой и невозможность повторного запуска двигателя после его останова. Да и останов двигателя в случае с РДТТ по факту остановом не является: двигатель либо прекращает работу по причине окончания топлива либо, в случае необходимости остановить его раньше, производится отсечка тяги: специальным пиропатроном отстреливается верхняя крышка двигателя и газы начинают выходить с обоих его торцов, обнуляя тягу.

Следующим мы рассмотрим гибридный двигатель . Его особенность в том, что используемые компоненты топлива находятся в разных агрегатных состояниях. Чаще всего используется твердое горючее и жидкий или газообразный окислитель.

Вот, как выглядит стендовое испытание такого двигателя:

Именно такой тип двигателя применен на первом частном космическом челноке SpaceShipOne.
В отличие от РДТТ ГРД можно повторно запускать и регулировать его тягу. Однако, не обошлось и без недостатков. Из-за большой камеры сгорания ГРД невыгодно ставить на большие ракеты. Также ГРД склонен к «жёсткому старту», когда в камере сгорания накопилось много окислителя, и при зажигании двигатель даёт за короткое время большой импульс тяги.

Ну а теперь рассмотрим самый широко применяемый в космонавтике тип ракетных двигателей. Это ЖРД - жидкостные ракетные двигатели.

В камере сгорания ЖРД смешиваются и сгорают две жидкости: горючее и окислитель. В космических ракетах применяются три топливно-окислительные пары: жидкий кислород + керосин (ракеты Союз), жидкий водород + жидкий кислород (вторая и третья ступени ракеты Сатурн-5, вторая ступень Чанчжэн-2, Спейс шаттл) и несимметричный диметилгидразин + тетраоксид азота (ракеты Протон и первая ступень Чанчжэн-2). Сейчас также проводятся испытания нового вида топлива - жидкого метана.

Преимуществами ЖРД являются малый вес, возможность регулирования тяги в широких пределах (дросселирование), возможность многократных запусков и больший удельный импульс по сравнению с двигателями других типов.

Главным недостатком таких двигателей является умопомрачительная сложность конструкции. Это у меня на схеме все просто выглядит, а на самом деле при конструировании ЖРД приходится сталкиваться с целым рядом проблем: необходимость хорошего перемешивания компонентов топлива, сложность поддержания высокого давления в камере сгорания, неравномерность горения топлива, сильный нагрев стенок камеры сгорания и сопла, сложности с зажиганием, коррозионное воздействие окислителя на стенки камеры сгорания.

Для решения всех этих проблем применяется множество сложных и не очень инженерных решений, отчего ЖРД зачастую выглядит как кошмарный сон пьяного сантехника, например, этот РД-108:

Камеры сгорания и сопла хорошо видны, но обратите внимание, сколько там всяких трубок, агрегатов и проводов! И все это нужно для стабильной и надежной работы двигателя. Там есть турбонасосный агрегат для подачи топлива и окислителя в камеры сгорания, газогенератор для привода турбонасосного агрегата, рубашки охлаждения камер сгорания и сопел, кольцевые трубки на соплах для создания охлаждающей завесы из топлива, патрубок для сброса отработанного генераторного газа и дренажные трубки.

Более подробно работу ЖРД мы рассмотрим в одной из следующих статей, а пока переходим к последнему типу двигателей: однокомпонентному .

Работа такого двигателя основана на каталитическом разложении пероксида водорода. Наверняка многие из вас помнят школьный опыт:

В школе используется аптечная трехпроцентная перекись, а вот реакция с использованием 37% перекиси:

Видно, как из горлышка колбы с силой вырывается струя пара (в смеси с кислородом, разумеется). Чем не реактивный двигатель?

Двигатели на перекиси водорода используют в системах ориентации космических аппаратов, когда большое значение тяги не нужно, а простота конструкции двигателя и его малая масса очень важны. Разумеется, используемая концентрация перекиси водорода далеко не 3% и даже не 30%. Стопроцентная концентрированная перекись дает в ходе реакции смесь кислорода с водяным паром, нагретую до полутора тысяч градусов, что создает высокое давление в камере сгорания и высокую скорость истечения газа из сопла.

Простота конструкции однокомпонентного двигателя не могла не привлечь к себе внимание ракетчиков-любителей. Вот пример любительского однокомпонентного двигателя.