Міністерство освіти України

Реферат

з фізики на тему:

РАКЕТНІ ДВИГУНИ

Виконав

учень 5-В класу

Коломийської гімназії

ім. М. Грушевського

Снаговський Микола

Коломия

2003р.

Зміст

1. УВЕДЕННЯ.

2. ПРИЗНАЧЕННЯ І ВИДИ РАКЕТНИХ ДВИГУНІВ.

3. ТЕРМОХІМІЧНІ РАКЕТНІ ДВИГУНИ.

4. ЯДЕРНІ РАКЕТНІ ДВИГУНИ.

5. ІНШІ ВИДИ РАКЕТНИХ ДВИГУНІВ.

6. ЕЛЕКТРИЧНІ РАКЕТНІ ДВИГУНИ.

УВЕДЕННЯ

Ракетний двигун – це реактивний двигун, що не використовує для роботи навколишнє середовище (повітря, воду). Найбільше широко застосовуються хімічні ракетні двигуни. Розробляються і випробуються інші види ракетних двигунів – електричні, ядерні й інші. На космічних станціях і апаратах широко застосовують і найпростіші ракетні двигуни, що працюють на стиснутих газах. Звичайно як робоче тіло в них використовують азот.

ПРИЗНАЧЕННЯ І ВИДИ РАКЕТНИХ ДВИГУНІВ

По призначенню ракетні двигуни підрозділяють на кілька основних видів: розгінні (стартові), гальмові, маршові, керуючі й інші. Ракетні двигуни в основному застосовуються на ракетах (звідси узята назва). Крім цього ракетні двигуни іноді застосовують в авіації. Ракетні двигуни є основними двигунами в космонавтиці.

По виду застосовуваного палива (робітника тіла) ракетні двигуни підрозділяються на: твердо паливні й рідинні.

Військові (бойові) ракети звичайно мають твердо паливні двигуни. Це пов'язано з тим, що такий двигун заправляється на заводі і не вимагає обслуговування весь термін збереження і служби самої ракети. Часто твердо паливні двигуни застосовують як розгінні для космічних ракет. Особливо широко, у цій якості, їх застосовують у США, Франції, Японії і Китаї.

Рідинні ракетні двигуни мають більш високі тягові характеристики, чим твердо паливні. Тому їх застосовують для відпровадження космічних ракет на орбіту навколо Землі і на міжпланетні перельоти. Основними рідкими паливами для ракет є гас, гептан (диметилгидразин) і рідкий водень. Для таких видів палива обов'язково необхідний окислювач (кисень). Як окислювач у таких двигунах застосовують азотну кислоту і зріджений кисень. Азотна кислота уступає зрідженому кисню по окисних властивостях, але не вимагає підтримки особливого температурного режиму при збереженні, заправлення і використанні ракет.

Двигуни для космічних польотів відрізняються від земних тем, що вони при можливо меншій масі й обсязі повинні виробляти як можна велику потужність. Крім того, до них пред'являються такі вимоги, як винятково висока ефективність і надійність, значний час роботи. По виду використовуваної енергії рухові установки космічних апаратів підрозділяються на чотири типи: термохімічні, ядерні, електричні, сонячно – вітрильні. Кожний з перерахованих типів має свої переваги й недоліки і може застосовуватися у визначених умовах.

В даний час космічні кораблі, орбітальні станції і безпілотні супутники Землі виводяться в космос ракетами, оснащеними могутніми термохімічними двигунами. Існують також мініатюрні двигуни малої сили тяги. Це зменшена копія могутніх двигунів. Деякі з них можуть уміститися на долоні. Сила тяги таких двигунів дуже мала, але її буває досить, щоб керувати положенням корабля в просторі.

ТЕРМОХІМІЧНІ РАКЕТНІ ДВИГУНИ

Відомо, що в двигуні внутрішнього згоряння, топці парового казана – усюди, де відбувається згоряння, сама активна участь приймає атмосферний кисень. У космічному просторі повітря ні, а для роботи ракетних двигунів у космічному просторі необхідно мати два компоненти – пальне й окислювач.

У рідинних термохімічних ракетних двигунах як пальне використовується спирт, гас, бензин, анілін, гидразин, диметилгидразин, рідкий водень. Як окислювач застосовують рідкий кисень, перекис водню, азотна кислота. Можливо, у майбутньому буде застосовуватися як окислювач рідкий фтор, коли будуть винайдені способи збереження й використання такої активної хімічної речовини.

Пальне й окислювач для рідинних реактивних двигунів зберігаються роздільно, у спеціальних баках і за допомогою насосів подаються в камеру згоряння. При їхньому з'єднанні в камері згоряння розвивається температура до 3000 – 4500 °С.

Продукти згоряння, розширюючи, здобувають швидкість від 2500 до 4500 м/с. Відштовхуючи від корпуса двигуна, вони створюють реактивну тягу. При цьому, чим більше маса і швидкість витікання газів, тим більше сили тяги двигуна.

Питому тягу двигунів прийнято оцінювати величиною тяги створюваною одиницею маси палива спаленної за одну секунду. Цю величину називають питомим імпульсом ракетного двигуна і вимірюють у секундах (кг тяги / кг згорілого палива в секунду). Кращі твердопаливні ракетні двигуни мають питомий імпульс до 190 с., тобто 1 кг палива згоряє за одну секунду створює тягу 190 кг. Воднево-кисневий ракетний двигун має питомий імпульс 350 с. Теоретично воднево-фторовый двигун може розвити питомий імпульс більш 400 с.

Звичайно застосовувана схема рідинного ракетного двигуна працює в такий спосіб. Стиснутий газ створює необхідний напір у баках із криогенним пальним, для запобігання виникнення газових пузирив у трубопроводах. Насоси подають паливо в ракетні двигуни. Паливо впорскується в камеру згоряння через велику кількість форсунок. Також через форсунки в камеру згоряння впорскують і окислювач.

У будь-якій машині при згорянні палива утворяться великі теплові потоки, що нагрівають стінки двигуна. Якщо не прохолоджувати стінки камери, то вона швидко прогорить, з якого би матеріалу вона ні була зроблена. Рідинний реактивний двигун, як правило, прохолоджують одним з компонентів палива. Для цього камеру роблять двох стіночною. У зазорі між стінками протікає холодний компонент палива.

Велику силу тяги створює двигун, що працює на рідкому кисні і рідкому водні. У реактивному струмені цього двигуна гази мчаться зі швидкістю більше 4 км/с. Температура цього струменя близько 3000°С, і складається вона з перегрітої водяної пари, що утвориться при згорянні водню і кисню. Основні дані типових палив для рідинних реактивних двигунів приведені в таблиці №1

Таб. №1

Окислювач	Пальне	Щільність, кг/м3	Питома тяга, з	Питома теплота згоряння, кдж/кг
Азотна кислота	Гас	1,36	235	6100
Рідкий кисень	Гас	1,0	275	9200
Рідкий кисень	Рідкий водень	0,25	340	13400
Рідкий кисень	Диметилгидразин	1,02	285	9200
Рідкий фтор	Гидразин	1,32	345	9350

Але в кисню поряд з достоїнствами є й один недолік – при нормальній температурі він являє собою газ. Зрозуміло, що застосовувати в ракеті газоподібний кисень не можна адже в цьому випадку довелося б його зберігати під великим тиском у масивних балонах. Тому вже Ціолковський, першим запропонував, кисень як компонент ракетного палива, говорив про рідкий кисень як про компонент без якого космічні польоти не будуть можливі.

Щоб перетворити кисень у рідину, його потрібно остудити до температури -183°С. Однак зріджений кисень легко і швидко випаровується, навіть якщо його зберігати в спеціальних теплоизолюючих посудинах. Тому не можна довго тримати споряджену ракету, двигун якої використовує як окислювач рідкий кисень. Заправляти кисневий бак такої ракети приходиться безпосередньо перед запуском. Якщо таке можливо для космічних і інших ракет цивільного призначення, то для військових ракет, що потрібно підтримувати в готовності до негайного запуску протягом тривалого часу таке неприйнятно. Азотна кислота не має такого недоліку і тому є окислювачем, що зберігається. Цим порозумівається її міцне положення в ракетній техніці, особливо військової, незважаючи на істотно меншу силу тяги, що вона забезпечує.

Використання найбільш сильного з усіх відомих хімії окислювачів – фтору дозволить істотно збільшити ефективність рідинних реактивних двигунів. Однак рідкий фтор дуже незручний в експлуатації і збереженні через отруйність і низкою температури кипіння (-188°С). Але це не зупиняє вчених-ракетників: експериментальні двигуни на фторі вже існують і випробуються в лабораторіях і на експериментальних стендах.

Радянський учений Ф.А. Цандер ще в тридцяті роки у своїх працях запропонував використовувати в між планетних польотах як пальне легкі метали, з яких буде виготовлений космічний корабель – літій, бериллій, алюміній і ін. Особливо як добавку до звичайного палива, наприклад воднево-кисневому. Подібні «потрійні композиції» здатні забезпечити найбільшу з можливих для хімічних палив швидкість витікання – до 5 км/с. Але це вже практично межа ресурсів хімії. Більшого вона практично зробити не може.

Хоча в пропонованому описі поки переважають рідинні ракетні двигуни, потрібно сказати, що першим в історії людства був створений термохімічний ракетний двигун на твердому паливі – РДТП.

Паливо – наприклад спеціальний порох – знаходиться безпосередньо в камері згоряння. Камера згоряння з реактивним соплом, заповнена твердим паливом – от і вся конструкція. Режим згоряння твердого палива залежить від призначення РДТП (стартовий, маршовий чи комбінований). Для твердотопливных ракет застосовуваних у військовій справі характерна наявність стартового і маршового двигунів. Стартовий РДТП розвиває велику тягу на дуже короткий час, що необхідно для сходу ракети з пускової установки і її первісного розгону. Маршовий РДТП призначений для підтримки постійної швидкості польоту ракети на основному (маршовій) ділянці траєкторії польоту. Розходження між ними полягають в основному в конструкції камери згоряння і профілі поверхні горіння паливного заряду, що визначають швидкість горіння палива від якого залежить час роботи і тяга двигуна. На відміну від таких ракет космічні ракети-носії для запуску супутників Землі, орбітальних станцій і космічних кораблів, а також міжпланетних станцій працюють тільки в стартовому режимі зі старту ракети до видпровадження об'єкта на орбіту навколо Землі чи на міжпланетну траєкторію.

У цілому твердо паливні ракетні двигуни мають багато переваг перед двигунами на рідкому паливі: вони прості у виготовленні, тривалий час можуть зберігатися, завжди готові до дії, відносно вибухобезпечні. Але по питомій тязі твердо паливні двигуни на 10-30% уступають рідинним.

ЯДЕРНІ РАКЕТНІ ДВИГУНИ

Один з основних недоліків ракетних двигунів, що працюють на рідкому паливі, зв'язаний з обмеженою швидкістю витікання газів. У ядерних ракетних двигунах представляється можливість використовувати колосальну енергію, що виводиться при розкладанні ядерного «пального», для нагрівання робочої речовини.

Принцип дії ядерних ракетних двигунів майже не відрізняється від принципу дії термохімічних двигунів. Різниця полягає в тім, що робоче тіло нагрівається не за рахунок своєї власної хімічної енергії, а за рахунок «сторонньої» енергії, що виділяється при внутрішньоядерній реакції. Робоче тіло пропускається через ядерний реактор, у якому відбувається реакція розподілу атомних ядер (наприклад, урану), і при цьому нагрівається.

У ядерних ракетних двигунів відпадає необхідність в окислювачі і тому може бути використана тільки одна рідина.

Як робоче тіло доцільно застосовувати речовини, що дозволяють двигуну розвивати велику силу тяги. Цій умові найбільше повно задовольняє водень, потім слідує аміак, гидразин і вода.

Процеси, при яких виділяється ядерна енергія, підрозділяють на радіоактивні перетворення, реакції розподілу важких ядер, реакцію синтезу легких ядер.

Радіоізотопні перетворення реалізуються в так званих ізотопних джерелах енергії. Питома масова енергія (енергія, що може виділити речовину масою 1кг) штучних радіоактивних ізотопів значно вище, ніж хімічних палив. Так, для ²¹⁰Ро вона дорівнює 5*10⁸ КДж/кг, у той час як для найбільше енергетично виробляємого хімічного палива (бериллія з киснем) це значення не перевищує 3*10⁴ КДж/кг.

На жаль, подібні двигуни застосовувати на космічних ракетах-носіях поки не раціонально. Причина цього – висока вартість ізотопної речовини і труднощі експлуатації. Адже ізотоп виділяє енергію постійно, навіть при його транспортуванні в спеціальному контейнері і при стоянці ракети на старті.

У ядерних реакторах використовується більш эненергетично виробниче паливо. Так, питома масова енергія ²³⁵U (дилячого ізотопу урану) дорівнює 6,75*10⁹ КДж/кг, тобто приблизно на порядок вище, ніж в ізотопу ²¹⁰Ро. Ці двигуни можна «включати» і «виключати», ядерне пальне (²³³U, ²³⁵U, ²³⁸U, ²³⁹Pu) значно дешевше ізотопного. У таких двигунів як робоче тіло може застосовуватися не тільки вода, але і більш ефективні робітники речовини – спирт, аміак, рідкий водень. Питома тяга двигуна з рідким воднем дорівнює 900 с.

У найпростішій схемі ядерного ракетного двигуна з реактором, що працює на твердому ядерному пальному робоче тіло розміщене в баці. Насос подає його в камеру двигуна. Розпорошуючи за допомогою форсунок, робоче тіло вступає в контакт із тепловиділяючим ядерним пальним, нагрівається, розширюється і з великою швидкістю викидається через сопло назовні.

Ядерне пальне по запасі енергії перевершує будь-як інший вид палива. Тоді виникає закономірне питання – чому ж установки на цьому пальному мають усе-таки порівняно невелику питому тягу і велику масу? Справа в тому, що питома тяга твердофазного ядерного ракетного двигуна обмежена температурою речовини, що поділяється, а енергетична установка при роботі випускає сильне іонізуюче випромінювання, що робить шкідливу дію на живі організми. Біологічний захист від таких випромінювань має велику вагу не застосована на космічних літальних апаратах.

Практичні розробки ядерних ракетних двигунів, що використовують тверде ядерне пальне, були початі в середині 50-х років 20-го сторіччя в Радянському Союзі і США, майже одночасно з будівництвом перших ядерних електростанцій. Роботи проводилися в обстановці підвищеної таємності, але відомо, що реального застосування в космонавтиці такі ракетні двигуни дотепер не одержали. Усі поки обмежилося використанням ізотопних джерел електроенергії щодо невеликої потужності на безпілотних штучних супутниках Землі, міжпланетних космічних апаратах і всесвітньо відомому радянському «місяцеході»(луноходе).

ІНШІ ВИДИ РАКЕТНИХ ДВИГУНІВ

Існують і більш екзотичні проекти ядерних ракетних двигунів, у яких речовина, що поділяється, знаходиться в рідкому, газоподібному чи навіть плазменнім стані, однак реалізація подібних конструкцій на сучасному рівні техніки і технологій нереальна.

Існують, поки на стадії теоретичної чи лабораторний наступні проекти ракетних двигунів:

• імпульсні ядерні ракетні двигуни використовуючі енергію вибухів невеликих ядерних зарядів;

• термоядерні ракетні двигуни, у яких як паливо може використовуватися ізотоп водню. Энерго виробництво водню в такій реакції складає 6,8*10¹¹ КДж/кг, тобто приблизно на два порядки вище продуктивності ядерних реакцій розподілу;

• сонячно-вітрильні двигуни – у який використовується тиск сонячного світла (сонячний вітер), існування якого досвідченим шляхом довів російський фізик П.Н. Лебедєв ще в 1899 році. Розрахунковим шляхом вчені установили, що апарат масою в 1 т, постачений вітрилом діаметром 500 м, може долетіти від Землі до Марса приблизно за 300 доби. Однак ефективність сонячного вітрила швидко зменшується з видаленням від Сонця.

ЕЛЕКТРИЧНІ РАКЕТНІ ДВИГУНИ

Майже всі розглянуті вище ракетні двигуни, розвивають величезну силу тяги і призначені для висновку космічних апаратів на орбіту навколо Землі і розгону їх до космічних швидкостей для міжпланетних польотів. Зовсім інша справа – рухові установки для уже виведених на чи орбіту на міжпланетну траєкторію космічних апаратів. Тут, як правило, потрібні двигуни малої потужності (пару кіловатів чи навіть ватів) здатні працювати сотні і тисячі годин і багаторазово включатися і виключатися. Вони дозволяють підтримувати політ на орбіті по заданій траєкторії, компенсуючи опір польоту створюване верхніми шарами атмосфери і сонячним вітром.

В електричних ракетних двигунах розгін робочого тіла до визначеної швидкості виробляється нагріванням його електричною енергією. Електроенергія надходить від сонячних чи батарей атомної електростанції. Способи нагрівання робочого тіла різні, але реально застосовується в основному електродуговій. Він показав себе дуже надійним і витримує велику кількість включень. Як робоче тіло в електродугових двигуна застосовують водень. За допомогою електричної дуги водень нагрівається до дуже високої температури і він перетворюється в плазму – еликтрично нейтральну суміш позитивних іонів і електронів. Швидкість витікання плазми з двигуна досягає 20 км/с. Коли учені вирішать проблему магнітної ізоляції плазми від стінок камери двигуна, тоді можна буде значно підвищити температуру плазми і довести швидкість витікання до 100 км/с.

Перший електричний ракетний двигун був розроблений у Радянському Союзі в 1929-1933 р. під керівництвом В.П. Глушко (згодом він став творцем двигунів для радянських космічних ракет і академіком) у знаменитої газодинамічної лабораторії (ГДЛ).

ВИКОРИСТАНА ЛІТЕРАТУРА:

1. Радянський енциклопедичний словник

2. С.П. Уманський. Космонавтика сьогодні і завтра. Кн. Для учнів.