Турбореактивный двигатель. Вместо вращения винта самолета, теплохода или ротора электрогенератора газовая турбина может быть использована как реактивный двигатель. Воздух и продукты горения выбрасываются из газовой турбины с большой скоростью. Реактивная сила тяги, возникающая при этом, может быть использована для движения самолета, теплохода или железнодорожного состава.

Основное отличие турбореактивного двигателя от турбовинтового заключается в том, что в нем газовая турбина используется лишь для приведения в действие воздушного компрессора и отнимает у газовой струи, выходящей из камеры сгорания, лишь небольшую часть энергии. В результате газовая струя имеет на выходе из турбины высокую скорость и создает реактивную силу тяги.

Успешное использование турбореактивных двигателей в авиации началось в 40-х годах созданием реактивных истребителей, а первый в нашей стране реактивный пассажирский самолет ТУ-104 вышел на линию Москва - Иркутск в 1956 г. (см. цветную вклейку III).

Турбореактивными двигателями оборудованы известные всему миру самолеты ИЛ-62, ТУ-154 и первый в мире сверхзвуковой пассажирский самолет ТУ-144 (рис. 41). Четыре его двигателя общей мощностью обеспечивают скорость полета полетная масса самолета 180 т.

Мощность и сила тяги турбореактивного двигателя может быть значительно увеличена за счет использования режима форсажа. С этой целью в струю горячего газа, выходящего из турбины, впрыскивается топливо. Так как в струе горячего газа, выходящего из турбины, имеется большое количество кислорода, происходит горение топлива. В результате этого процесса, называемого дожиганием, температура, давление и, следовательно, скорость истечения газовой струи повышаются. За счет такого режима работы сила тяги двигателя кратковременно может быть увеличена на 25-30 % на малых скоростях и до 70% при больших скоростях полета.

Рис. 41. Первый турбореактивный пассажирский сверхзвуковой самолет ТУ-144

Форсажными камерами позади турбины обычно оборудуются реактивные двигатели истребителей (см. цветную вклейку III). Имеются такие камеры и у двигателей самолета ТУ-144.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Самолетный реактивный двигатель может быть устроен и значительно проще, без компрессора и газовой турбины, так как при большой скорости движения самолета надобность в компрессоре отпадает. Повышения давления воздуха перед камерой сгорания можно добиться выбором формы воздухозаборника и камеры сгорания (рис. 42).

Если площадь поперечного сечения воздушного потока у входа двигателя меньше, чем у камеры сгорания, то скорость движения воздуха в камере сгорания меньше, чем у входа, так как за единицу времени через поперечное сечение двигателя должно проходить одно и то же количество воздуха. Согласно закону Бернулли в том участке трубы, где скорость движения газа меньше, давление выше.

Рис. 42. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Впрыскивание и сжигание горючего повышает температуру и давление воздуха в камере сгорания, и он выходит из камеры сгорания с большой скоростью. Скорость истечения горячего воздуха к продуктов горения повышается еще и за счет уменьшения площади поперечного сечения отверстия на выходе, поэтому скорость газов на выходе из двигателя значительно превышает по абсолютной величине скорость движения самолета относительно воздуха

Так как скорость воздуха относительно самолета на выходе двигателя равна скорости движения самолета относительно воздуха, то в результате работы реактивного двигателя в системе отсчета, связанной с самолетом, некоторое количество воздуха массой попадает в двигатель со скоростью а выбрасывается из него со скоростью следовательно, его импульс изменяется на величину Импульс самолета согласно закону сохранения импульса изменяется на величину, равную по абсолютному значению, но противоположную по направлению. Это изменение импульса самолета вызывается реактивной силой отдачи газовой струи.

Реактивные двигатели рассмотренного типа называются прямоточными воздушн еактивными двигателями.

При таких серьезных достоинствах, как простота устройства и малые размеры, широкому применению прямоточных воздушно-реактивных двигателей в авиации препятствует необходимость предварительного разгона самолета с помощью двигателей другого типа. Этого недостатка не имеет пульсирующий воздушно-реактивный двигатель.

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель. Главное отличие пульсирующего воздушн еактивного двигателя от прямоточного заключается в применении специальных клапанов в камере сгорания со стороны входа воздуха (рис. 43). Клапаны закрываются, если давление в камере сгорания превышает давление набегающего потока воздуха, и открываются, если давление в камере сгорания становится меньше давления набегающего потока воздуха. Это позволяет работать без предварительного разгона самолета.

При впрыскивании и поджигании порции топлива температура и давление воздуха в камере сгорания резко повышаются, клапаны со стороны воздухозаборника в это время закрыты. Расширение нагретого воздуха и продуктов горения приводит к выбросу струи горячих газов через открытое

Рис. 43. Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель

Рис. 44. Реактивный двигатель на твердом топливе

сопло двигателя и созданию реактивной силы. Так как доступа новым порциям воздуха в камеру сгорания в это время нет и подача топлива прекратилась, горение прекращается и давление в камере сгорания резко уменьшается. Это приводит к открыванию клапанов со стороны воздухозаборника и поступлению порции воздуха. В этот момент в камеру впрыскивается горючее. Сжигание новой порции горючего приводит вновь к повышению давления в камере, клапаны на входе закрываются, и происходит выброс порции горячих газов через сопло на выходе, создающий реактивную силу тяги двигателя. Частота пульсаций достигает нескольких тысяч в минуту.

Ракетные двигатели. Реактивные двигатели, не использующиг для своей работы окружающую среду, например воздух земной атмосферы, называются ракетными двигателями. Основные части ракетного двигателя - камера сгорания и сопло. В принципе для ракетного двигателя могут быть использованы различные источники энергии, но на практике пока применяются в основном химические ракетные двигатели. Сжигание горючего в камере сгорания химического ракетного двигателя приводит к образованию продуктов горения в газообразном состоянии. Выход струи газа через сопло приводит к возникновению реактивной силы.

Наиболее просто устроены ракетные двигатели, работающие на твердом топливе (РДТТ) (рис. 44). Примером твердого ракетного топлива может служить порох. РДТТ находят применение в военной технике. Ракетные снаряды с РДТТ успешно применялись в годы Великой Отечественной войны на реактивных установках - «катюшах» (рис. 45).

Постоянная готовность РДТТ к работе, простота и надежность позволяют использовать их в баллистических ракетах, которыми вооружены атомные подводные лодки, и в межконтинентальных баллистических ракетах.

Недостатком РДТТ является трудность управления его работой. Значительно удобнее в управлении жидкостные реактивные двигатели (ЖРД). Применение в качестве горючего и окислителя жидких веществ позволяет также получить больший выход энергии на единицу массы топлива и использовать более высокие скорости истечения газовой струи. Если для РДТТ максимальная скорость истечения составляет 2-3 км/с, то у ЖРД она

Рис. 45. (см. скан) Гвардейские минометы «катюши»

может достигать 3-5 км/с. Этими преимуществами ЖРД объясняется широкое их использование в ракетно-космической технике.

Впервые возможность и необходимость использования ЖРД для запуска человека или автоматических устройств в космическое пространство была обоснована Константином Эдуардовичем Циолковским в статье «Исследование мировых пространств реактивными приборами», опубликованной в 1903 г. В этой работе К. Э. Циолковский предложил конструкцию космической ракеты с ЖРД (рис. 46), проанализировал возможности использования различных химических веществ в качестве горючего и окислителей, рассмотрел способы управления полетом ракеты.

Первая советская жидкостная ракета «ГИРД-09» была создана в 1933 г. под руководством Сергея Павловича Королева по проекту М. К. Тихонравова. Двигатель ракеты работал на жидком кислороде и бензине.

Рис. 46. Конструкция жидкостной ракеты по К. Э. Циолковскому

Дальнейшая успешная разработка ракетно-космической техники, выполненная под руководством академика С. П. Королева, позволила осуществить в нашей стране запуск первого в мире искусственного спутника Земли (4 октября 1957 г.), полет вокруг Земли первого в мире космонавта Ю. А. Гагарина (12 апреля 1961 г.), осуществить запуск межпланетных автоматических станций на Луну, Марс, Венеру. Жидкостные реактивные двигатели для советских космических ракет разработаны под руководством академика В а-лентина Петровича Глушко.

Мощность первой ступени ракеты-носителя «Восток» с ЖРД РД-107 (рис. 47) достигала 15 млн. кВт! Ракета-носитель «Протон», выводившая в космическое пространство советские ИСЗ «Протон» с массой 12,2 т, имеет мощность около 45 млн. кВт! Двигатели этой, космической ракеты развивают мощность, в 7 раз превосходящую мощность крупнейшей в мире Красноярской гидроэлектростанции! Схема устройства жидкостной ракеты представлена на рисунке 48.

Масштабы современной космической техники можно охарактеризовать параметрами ракетных систем, с помощью которых был произведен запуск космических кораблей «Союз» и «Аполлон» в ходе осуществления совместной советско-американской программы. Трехступенчатая ракета-носитель советского космического корабля «Союз» с жидкостно-ракетными двигателями имеет общую длину 49,3 м, максимальный диаметр по стабилизаторам 10,3 м, стартовую массу 330 т.

Американский космический корабль «Аполлон» выводился на орбиту двухступенчатой ракетой-носителем «Сатурн-1В» общей

(см. скан)

Рис. 47. Ракетный двигатель РД-107:1 - рулевые камеры сгорания и сопла; 2 - основные камеры сгорания; 3 - насос подачи окислителя; 4-насос подачи горючего; 5 - силовая рама; 6 - трубопроводы окислителя; 7 - трубопроводы горючего

Рис. 48. Схема устройства жидкостной ракеты: 1 - полезней груз; 2 - окислитель; 3- горючее; 4 - насосы; 5 - камера сгорания; 6 - сопло

высотой 68,2 м, с максимальным размахом стабилизирующих поверхностей 12,4 м и массой 587 т.

Интересно отметить, что в некоторых вариантах американской ракеты-носителя «Сатурн» в качестве горючего и окислителя используются, как и предлагал К. Э. Циолковский, жидкий водород и жидкий кислород.

Мощность, сила тяги и КПД ракетного двигателя. Полезную мощность ракетного двигателя можно определить, считая приближенно, что вся полезная работа его затрачивается на сообщение кинетической энергии струе газов:

где m - масса газов, выброшенных ракетным двигателем за секунд, - масса газов, выброшенных двигателем за 1 с, и - скорость истечения газов. Это приближение близко к истине в том случае, если масса ракеты много больше массы газов, выбрасываемых двигателем за 1 с, так как тогда изменение кинетической энергии ракеты много меньше кинетической энергии выброшенных газов. За малый интервал времени в результате выброса струи газов импульс ракеты изменяется на величину

Человечество всегда стремилось к звездам, но только в XX веке, с развитием науки и технологий, смогло достичь безвоздушного пространства. Предолеть земное притяжение сложно, и для достижения цели было необходимо изобрести что-то особенное. В качестве такого средства передвижения выступили ракетные двигатели. И если рассматривать то, что есть сейчас, и что может появиться в ближайшее время, то какие перспективы на дальний космос имеет человечество?

Что такое ракетный двигатель, и какие его виды существуют?

Под ракетным двигателем понимают механизм, в котором рабочее тело и источник энергии для работы расположены в самом средстве передвижения. Он является единственным средством вывода полезных грузов на орбиту Земли, а также может работать в безвоздушном космическом пространстве. Основная ставка сделана на преобразование потенциальной энергии топлива в кинетическую, которая используется в виде реактивной струи. Исходя из вида источника энергии различают химические, ядерные и электрические ракетные двигатели.

В качестве характеристики эффективности используется понятие удельного импульса (или тяги): отношение количества движения к расходу массы рабочего тела. Рассчитывается в м/с. Но даже если ракетные двигатели имеют значительный импульс, это не значит, что они используются. Почему так происходит, вы узнаете, прочитав о ядерном и электрическом механизмах.

Химический ракетный двигатель

В их основе находится химическая реакция, в которую вступают горючее и окислитель. Во время реакции продукты сгорания нагреваются до значительных температур, при этом они расширяются и разгоняются в соплах, чтобы затем покинуть двигатель. Тепло, выделяемое таким двигателем, используется на расширение рабочего тела, имеющего газообразный вид. Существует два типа механизмов такого типа.

Твердотопливные двигатели имеют простую конструкцию, они дешевы в изготовлении и не требуют значительных затрат на хранение и подготовку к эксплуатации. Это обуславливает их надёжность и желанность в использовании. Но одновременно такой тип имеет существенный недостаток - очень высокий расход топлива. Также оно состоит здесь из смеси горючего и окислителя. Более эффективным, но одновременно и сложным является жидкостный ракетный двигатель. В нём горючее и окислитель находятся в разных резервуарах и дозированно подаются в сопло. Важным преимуществом является то, что можно регулировать уровень подачи и, соответственно, скорость космического корабля. Несмотря на то что такие ракетные двигатели обладают невысоким удельным импульсом, они развивают сильную тягу. Такое их свойство привело к тому, что сейчас на практике используются исключительно они.

Ядерный ракетный двигатель

Это один из вероятных аналогов для современных систем движения. В ядерном ракетном двигателе рабочее тело нагревается благодаря энергии, которая выделяется при радиоактивном распаде или термоядерном синтезе. Такие механизмы позволяют достигать значительного удельного импульса. А их общая тяга сравнима с этим показателем у химических двигателей. Но сколько типов механизмов на основе ядерной энергии различают? Всего 3:

1. Радиоизотопные.
2. Ядерные.
3. Термоядерные.

Использование ядерных ракетных двигателей в атмосфере Земли довольно проблематично из-за радиационного загрязнения. Возможным решением этой проблемы станет газофазный тип.

Электрический ракетный двигатель

Этот тип имеет самый большой потенциал развития и использования в будущем. Электрические ракетные двигатели подают большие надежды. Так, их удельный импульс может достигать значений 210 км/с. Различают 3 типа двигателей:

1. Электротермические.
2. Электростатические (ионный ракетный двигатель, например).
3. Электромагнитные.

Особенностью (про которую можно сказать, что она является и преимуществом, и недостатком) является то, что при увеличении удельного импульса необходимо меньше горючего, но больше энергии. С этой точки зрения неплохие шансы имеет ионный ракетный двигатель, который работает на газе. На данный момент он применяется на практике для корректировки траектории орбитальных станций и спутников. Ограниченность источников электроэнергии в космическом пространстве, а также проблемы с работоспособностью на высоте свыше 100 километров пока мешают их широкой эксплуатации. Большой потенциал использования имеют плазменные ракетные двигатели, в которых рабочее тело имеет состояние плазмы, но находящиеся пока только в стадии эксперимента.

К числу основных параметров и характеристик ЖРД относятся следующие.

1. Тяга ЖРД - равнодействующая реактивной силы ЖРД и сил давления окружающей среды, действующих на его внешние поверхности, за исключением сил внешнего аэродинамического сопротивления.

где - секундный массовый расход топлива (кг/с);

W а – скорость истечения на срезе сопла камеры (м/с);

F a – площадь среза сопла (м 2);

Р а – давление на срезе сопла;

Р n – давление окружающей среды.

Различают тягу на земле (на уровне моря) и в пустоте. Из определения тяги ЖРД следует, что тяга двигателя в пустоте имеет наибольшее значение, а при наличии давления окружающей атмосферы тяга соответственно снижается. Например, тяга ЖРД SSME космического корабля «Спейс-Шаттл» в пустоте равна 2,09 МН, а на земле - 1,67 МН; тяга самого мощного в мире ЖРД РД-170 каждого из четырех блоков первой ступени ракеты-носителя (РН) "Энергия" составляет 7,4 МН на земле и

8,06 МН в пустоте.

2. Удельный импульс тяги ЖРД - отношение тяги ЖРД к массовому секундному расходу топлива ЖРД.

Аналогично тяге удельный импульс тяги ЖРД максимален в пустоте и соответственно уменьшается при наличии давления окружающей среды. Удельный импульс тяги является важнейшим параметром двигателя, характеризует эффективностьжидкого ракетного топлива и совершенство конструкции двигателя. Например, для ЖРД SSME удельный импульс в пустоте (I п) равен 4464 м/с, а на земле (I з) - 3562 м/с.

3. Удельная масса ЖРД - отношение массы залитого ЖРД к его наибольшей тяге на основном режиме, причем масса залитого ЖРД определяется массой ЖРД (массой конструкции ЖРД) и компонентов топлива, заполняющих его трубопроводы и агрегаты при работе. При наличии нескольких основных режимов ЖРД его удельную массу определяют по наибольшей тяге. Удельная масса ЖРД F-1 и SSME равна 1,48 и 1,02 г/Н соответственно.

4. Тип жидкостного ракетного топлива (ЖРТ ). Обычно каждую ДУ конструируют для вполне определенного топлива, причем от него в значительной степени зависят удельные параметры ЖРД и эффективность их применения в составе ЛА. В настоящее время наибольшее применение в качестве топлива находят жидкий кислород и жидкий водород, жидкий кислород и углеводо­родное горючее (керосин и метан), а также четырехокись азота и несимметричный диметилгидразин (НДМГ).

5. Время работы ЖРД - время от первой команды на запуск ЖРД до первой команды на его выключение. Для ЖРД многократного включения время работы равно суммарному времени работы ЖРД, соответствующему всем циклам работы. Обычно для ЖРД одноразового включения время работы не превышает 1000 с. Для двигателей многократного включения кроме времени их работы (суммарного времени непрерывной работы при каждом цикле) задают число циклов работы, а также минимальное и максимальное время (паузу) между ними. Например, ЖРД J-2 третьей ступени РН "Сатурн-5" при первом цикле работал 180 с, а затем следовала пауза 4,5 ч, после чего двигатель повторно работал 300 с.

6. Ресурс работы ЖРД - суммарное время работы ЖРД, в течение которого гарантируется обеспечение всех его параметров. Обычно ресурс работы ЖРД в несколько (три и более) раз превышает время его работы в составе ЛА. Для ЖРД, используемых в составе многоразовых транспортных космических кораблей (МТКК), указанный ресурс превышает время работы в одном полете в десятки раз. Например, ЖРД SSME рассчитан на 55 полетов, и ресурс его работы (без капитального ремонта) согласно техническому заданию составляет 27·10 3 с (7,5 ч).

Ресурс работы ЖРД малой тяги (ЖРДМТ), являющихся ЖРД многократного включения, характеризуется как временем работы, так и числом циклов работы. Например, для ЖРД R-40А (основного ЖРД ДУ реактивной системы управления МТКК "Спейс-шаттл") ресурс работы составляет 2·10 4 с и 5·10 4 циклов работы.

7. Число основных режимов работы . Различают однорежимные ЖРД (двигатели с одним основным режимом работы) и многорежимные ЖРД (двигатели с несколькими основными режимами работы). ЖРД большой тяги являются однорежимными двигателями, но в последнее время за рубежом опубликовано большое число проектов двухрежимных ЖРД, в основном для одно- и двухступенчатых МТКК.

8. Диапазон изменения тяги. Для выполнения программы полета ЛА часто возникает необходимость в изменении тяги двигателя, что обеспечивается изменением массового расхода топлива в камеру ЖРД. Например, тяга ЖРД SSME в полете может изменяться в диапазоне 65...109 % P ном. Например, на 60...80-й секунде полета МТКК "Спейс-шаттл" тяга всех трех ЖРД SSME снижается примерно до 65 % Р ном для уменьшения нагрузок на корабль в зоне максимального скоростного напора. Перед выключением тяга указанных двигателей непрерывно снижается, чтобы перегрузки на космонавтов не превышали значения 3g. .

9. Давление в камере Р к - среднее статическое давление продуктов сгорания в начале камеры сгорания у смесительной головки. Р к определяет массу ЖРД. Чем выше Р к , тем меньше габариты, а, следовательно, и масса двигателя. Поэтому стремятся к повышению давления в камере. У современных двигателей Р к = 25…30 МПа.

10. Импульс тяги ЖРД - интеграл от тяги ЖРД по времени. Значение импульса тяги ЖРД равно площади под кривой зависимости тяги от времени работы.

Химические ракетные двигатели

В качестве пары горючее + окислитель могут использоваться различные компоненты. В современных криогенных двигателях используется пара жидкий кислород + жидкий водород (наиболее эффективные компоненты для ЖРД). Другой группой компонентов являются самовоспламеняющиеся при контакте друг с другом, пример такой схемы - азотный тетраоксид + несимметричный диметилгидразин. Довольно часто применяется пара жидкий кислород + керосин. Существенно соотношение компонентов: на 1 часть горючего может подаваться от 1 части окислителя (топливная пара кислород + монометилгидразин) до 5 и даже 19 частей окислителя (топливные пары азотная кислота + керосин и фтор + водород соответственно).

Обладая сравнительно невысоким удельным импульсом (в сравнении с электрическими ракетными двигателями), химические ракетные двигатели позволяют развивать большую тягу, что особенно важно при создании средств выведения полезной нагрузки на орбиту или для осуществления межпланетных полётов в относительно короткие сроки.

На конец 1-го десятиления XXI в. все, без исключения, ракетные двигатели, применяемые в ракетах военного назначения, и все, без исключения, двигатели ракет-носителей космических аппаратов - химические.

Следует так же отметить, что в настоящее время для химических ракетных двигателей практически достигнут предел энергетических возможностей топлива, и поэтому теоретически не предвидится возможность существенного увеличения их удельного импульса , а это ограничивает возможности ракетной техники, базирующейся на использовании химических двигателей, уже освоенными двумя направлениями:

• 1. Космические полёты в околоземном пространстве (как пилотируемые, так и беспилотные).
• 2. Исследование космоса в пределах Солнечной системы с помощью автоматических аппаратов (Вояджер ,Галилео , Кассини-Гюйгенс ,Улисс).

Если кратковременная пилотируемая экспедиция к Марсу или Венере с использованием химических двигателей ещё представляется возможной (хотя существуют сомнения в целесообразности такого рода полётов), то для путешествия к более далёким объектам Солнечной системы размеры необходимой для этого ракеты и длительность полёта выглядят нереалистично.

Для ряда случаев выгодно применять гибридные ракетные двигатели , в котором один компонент ракетного топлива хранится в твёрдом состоянии, а другой (как правило - окислитель) - в жидком. Такие двигатели обладают меньшей стоимостью, чем жидкостные, более надёжны. В отличие от твёрдотопливных, допускают многократное включение. При длительном хранении заряда его характеристики ухудшаются незначительно.

Ядерные ракетные двигатели

Ядерный ракетный двигатель - реактивный двигатель, рабочее тело в котором (например, водород, аммиак и др.) нагревается за счет энергии, выделяющейся при ядерных реакциях (распада или термоядерного синтеза). Различают радиоизотопные, ядерные и термоядерные ракетные двигатели .

Ядерные ракетные двигатели позволяют достичь значительно более высокого (по сравнению с химическими ракетными двигателями) значения удельного импульса благодаря большой скорости истечения рабочего тела (от 8 000 м/с до 50 км/с и более). Вместе с тем, общая тяга ЯРД может быть сравнима с тягой химических ракетных двигателей, что создает предпосылки для замены в будущем химических ракетных двигателей ядерными.Основной проблемой при использовании ЯРД является радиоактивное загрязнение окружающей среды факелом выхлопа двигателя, что затрудняет использование ЯРД (кроме, возможно, газофазных - см. ниже), на ступенях ракет-носителей, работающих в пределах земной атмосферы.Впрочем, конструктивно совершеный ГФЯРД -исходя из его расчётных тяговых характеристик- может легко решить проблему создания полностью многоразовой одноступенчатой ракеты-носителя.

ЯРД по агрегатному состоянию ядерного топлива в них подразделяются на твёрдо, жидко- и газофазные. В твёрдофазных ЯРД делящееся вещество, как и в обычных ядерных реакторах , размещено в сборках-стержнях (ТВЭЛах) сложной формы с развитой поверхностью, что позволяет эффективно нагревать (лучистой энергией в данном случае можно пренебречь) газообразное рабочее тело (обычно - водород , реже - аммиак), одновременно являющееся теплоносителем, охлаждающим элементы конструкции и сами сборки. Температура РТ ограничена максимальной допустимой температурой элементов конструкции (не более 3 000 °К), что ограничивает скорость истечения. Удельный импульс твердофазного ЯРД,по современным оценкам, составит 800-900 м/с, что вдвое превышает показатели наиболее совершенных химических ракетных двигателей. Такие ядерные ракетные двигатели были созданы и успешно испытаны на стендах (программа NERVA в США, ядерный ракетный двигатель РД-0410 в СССР).Жидкофазные ЯРД являются более эффективными: ядерное топливо в их активной зоне находится в виде расплава, и, соответственно, тяговые параметры таких двигателей выше (удельный импульс может достигать величин порядка 1500 с.)

В газофазных ЯРД (ГФЯРД) делящееся вещество, (например-уран), также как и рабочее тело, находится в газообразном состоянии и удерживается в рабочей зоне электромагнитным полем (один из многих предложенных вариантов конструкции). Существует также конструкция ГФЯРД, в которой ядерное топливо (раскаленный урановый газ или плазма) заключено в термоустойчивую оптически прозрачную капсулу, т. н. ядерную лампу (light bulb) и таким образом полностью изолировано от омывающего «лампу» потока рабочего тела- нагрев последнего происходит за счет излучения «лампы». В некоторых разработках для материала ядерной лампы предлагалось использовать искусственный сапфир или подобные материалы. В случае же удержания ядерной плазмы электромагнитным полем существует небольшая утечка делящегося вещества во внешнюю среду и в конструкции предусмотрена подача ядерного топлива в активную зону для восполнения его количества.

Строго говоря, в случае газофазного ЯРД лишь часть активной зоны должна находиться в газообразном состоянии, так как периферийные части активной зоны могут, за счёт предварительного контактного подогрева водорода, выделять до 25 % нейтронной мощности и обеспечивать критическую конфигурацию активной зоны при относительно небольшом размере собственно газообразного ТВЭЛа. Использование, например, бериллиевого, также охлаждаемого, вытеснителя нейтронов, позволяет повысить концентрацию нейтронов в нейтронодефицитном газофазном ТВЭЛе, в 2-2,5 раза по сравнению с показателем для твердофазной части зоны. Без такого «трюка» размеры газофазного ЯРД стали бы неприемлемо большими, так как для достижения критичности газофазный ТВЭЛ должен иметь очень большой размер, из-за низкой плотности высокотемпературного газа.

Рабочее тело (водород) содержит частицы углерода для эффективного нагрева за счёт поглощения лучистой энергии. Термостойкость элементов конструкции в ЯРД этого типа не является сдерживающим фактором, поэтому скорость истечения рабочего тела может превышать 30 000 м/с (удельный импульс порядка 3000 м/с.) при температуре рабочего тела на выходе из сопла до 12000 К. В качестве ядерного топлива для ГФЯРД предлагается, в частности, уран-233.Существуют варианты ГФЯРД закрытой (в том числе с «ядерной лампой») и открытой схемы (с частичным смешением ядерного топлива и рабочего тела).Считается, что газофазные ЯРД могут быть использованы в качестве двигателей первой ступени, несмотря на утечку делящегося вещества. В случае же использования закрытой схемы ГФЯРД с «ядерной лампой» факел тяги двигателя может иметь относительно невысокую радиоактивность.

Первые исследования в области ЯРД были начаты еще в 1950-х гг. На настоящий момент ядерные ракетные двигатели с делящимся веществом в твердой фазе находятся на стадии экспериментальной отработки. В Советском Союзе и в США твердофазные ЯРД активно испытывались в 70-х годах XX века . Реактор «Nerva » был готов к использованию в качестве двигателя третьей ступени ракеты-носителя «Сатурн V », (см. Сатурн C-5N) однако лунную программу к этому времени закрыли, а других задач для этих РН не было. В СССР к концу 1970-х гг был создан и активно проходил испытания на стендовой базе в районе Семипалатинска ядерный ракетный двигатель РД- 0410 . Основу этого двигателя с тягой 3,6 т составлял ядерный реактор ИР-100 с топливными элементами из твердого раствора карбида урана и карбида циркония. Температура водорода достигала 3000 оК при мощности реактора ~ 170 МВт.

Газофазные ЯРД в настоящий момент находятся на стадии теоретической отработки, однако и в СССР, и в США проводились также и экспериментальные исследования. В СССР, в частности, был разработан действующий тепловыделяющий элемент для ГФЯРД. Ожидается, что новый толчок к работам над газофазными двигателями дадут результаты эксперимента «Плазменный кристалл», проводившегося на орбитальных космических станциях «МИР » и МКС .

На конец 1-го десятиления XXI в. нет ни одного случая практического применения ядерных ракетных двигателей, несмотря на то, что основные технические проблемы создания такого двигателя были решены ещё полвека тому назад. Основным препятствием на пути практического применения ЯРД являются оправданные опасения того, что авария летательного аппарата с ЯРД может создать значительное радиационное загрязнение атмосферы и некоторого участка поверхности Земли, нанеся как прямой вред, так и осложнив геополитическую ситуацию. Вместе с тем очевидно, что дальнейшее развитие космонавтики, приняв масштабный характер, не сможет обойтись без применения схем с ЯРД, так как химические ракетные двигатели уже достигли практического предела своей эффективности и их потенциал развития весьма ограничен- а для создания скоростного, долговременно работающего и экономически оправданного межпланетного транспорта химические двигатели по ряду причин непригодны.

Электрические ракетные двигатели

Плазменные ракетные двигатели

Плазменный двигатель (далее ПД) - ракетный двигатель, в котором рабочее тело ускоряется, находясь в состоянии плазмы. Скорости истечения рабочего тела, достижимые в ПД, существенно выше скоростей, предельных для обычных газодинамических (химических или тепловых) двигателей. Увеличение скорости истечения позволяет получать данную тягу при меньшем расходе рабочего тела, что облегчает массу ракетной системы.Существует множество типов плазменных двигателей. В настоящее время наиболее широкое распространение - в качестве двигателей для поддержания точек стояния геостационарных спутников связи - получили СПД (стационарные плазменные двигатели), идея которых была предложена А.И.Морозовым в 1960-х гг. Первые лётные испытания состоялись в 1968 г.Плазменные двигатели не следует путать с ионными.ПД не предназначен для вывода грузов на орбиту, он может эффективно работать только в вакууме. Принцип работы заключается в том, что нейтральный газ, обычно водород (азот), подается в передний отсек и ионизируется. Образующаяся плазма разогревается электромагнитным полем в центральной камере посредством ионного циклотронного резонансного нагрева. В ходе этого процесса радиоволны передают свою энергию плазме, нагревая ее, подобно тому, как это происходит в микроволновой печи.После нагревания плазма направляется магнитным полем в последний отсек для создания модулированной тяги. Последний отсек - это магнитное сопло, преобразующее энергию плазмы в скорость истечения струи, обеспечивающее при этом защиту конструкции и эффективный выход плазмы из магнитного поля. Выше описан принцип работы двигателя VASIMR

Оценка эффективности ракетного двигателя

Очевидно, что эффективность РД можно оценивать только с позиций ЛА, т.е. критерии качества РД должны вытекать из целей ЛА как объекта высшего уровня иерархии. Из курса ОУЛА известно, что критерием эффективности УБР является конечная скорость ступени или Л А в момент окончания активного участка: чем больше значение , тем больше будет дальность полета при фиксированной полезной нагрузке. Идеальное значение конечной скорости в конце активного участка полета (действует только сила тяги ДУ, нет атмосферы и поля тяготения Земли) определяет формула К.Э.Циолковского:

, (3.1)
где - массовое число;

- конечная масса в момент окончания АУТ;

- соответственно массы топлива, конструкции ракеты и полезной нагрузки;

- эффективная скорость истечения рабочего тела.

Отсюда ясно, что необходимо увеличивать значение удельного импульса

(), увеличивать мaccу топлива на борту и снижать массу конструкции двигательной установки. Создавать двигатели сложно, но сущест-вует экзогенность целей, т.е. их наперед ясность разработчикам.

Из (3.1)следует, что конечная скорость линейно зависит от удельного импульса при постоянном массовом числе . Неизбежные потери скорости на преодоление силы тяжести, сопротивление атмосферы и противодавление атмосферы (уменьшение удельного импульса) при вариации удельного импульса в связи с рассмотрением различных топлив меняются по разному в зависимости от ограничений по нагрузке на тягу, массу топлива, и собственно тягу. Влияние удельного импульса возрастает с увеличением дальности полета. Для УБР с дальностью 12 000 км и удельным импульсом в пустоте 2500 м/с увеличение на 1% приводит к росту дальности на 600 км. Для УБР средней дальности (L=2500 км) с тем же значением удельного импульса увеличение на 1% приводит к росту дальности всего на 70 км.

Степень влияния массы конструкции двигательной установки на конечную скорость ЛА зависит от того, на какой ступени он установлен. Для первой ступени масса ракеты существенно больше массы конструкции ДУ и поэтому влияние изменения массы конструкции ДУ на конечную скорость последней ступени незначительно. А масса конструкции двигателя последней ступени вносит свой вклад в значения и оказывает существенное влияние на конечную скорость ЛА.