Мощную космическую ракету движет та же сила, что и праздничный увеселительный фейерверк в парке культуры и отдыха, - сила реакции газов, вытекающих из сопла. Вырываясь огненным столбом из ракетного двигателя, они толкают сам двигатель и все, что с ним конструктивно связано, в противоположном направлении.

Главное принципиальное отличие любого реактивного двигателя (ракетные двигатели-могучая ветвь обширного семейства реактивных двигателей, двигателей прямой реакции) состоит в том, что он непосредственно вырабатывает движение, сам приводит в движение связанный с ним транспортный аппарат без участия промежуточных агрегатов, называемых движителями. У самолета с поршневыми или турбовинтовыми двигателями мотор заставляет вращаться воздушный винт, который, врезаясь в воздух, отбрасывает массу воздуха назад и заставляет самолет лететь вперед. В этом случае движителем служит воздушный винт. Аналогично работает гребной винт корабля: он отбрасывает массу воды. У автомобиля или поезда движителем служит колесо. И только реактивный двигатель не нуждается в опоре в окружающей среде, в массе, от которой бы отталкивался аппарат. Масса, которую реактивный двигатель отбрасывает назад и получает благодаря этому движение вперед, находится в нем самом. Она называется рабочим телом, или рабочим веществом двигателя.

Обычно раскаленные газы, работающие в двигателе, образуются при сгорании топлива, т. е. при химической реакции бурного окисления горючего вещества. Химическая энергия сгорающих веществ преобразуется при этом в тепловую энергию продуктов сгорания. А тепловая энергия горячих газов, полученных в камере сгорания, превращается при их расширении в сопле в механическую энергию поступательного движения ракеты или реактивного самолета.

Энергия, используемая в этих двигателях, является результатом химической реакции. Поэтому такие двигатели и называются химическими ракетными двигателями.

Это не единственно возможный случай. В ядерных ракетных двигателях рабочее вещество должно получать энергию за счет тепла, выделяемого при реакции ядерного распада или синтеза. В некоторых типах электроракетных Двигателей рабочее вещество разгоняется и вовсе без участия тепла благодаря взаимодействию электрических и магнитных сил. В наши дни, однако, основа ракетной техники - химические, или, как их еще называют, термохимические ракетные двигатели.

Не все реактивные двигатели пригодны для космических полетов. Большой класс этих машин, так называемые воздушно-реактивные двигатели, используют для окисления горючего воздух окружающей среды. Естественно, они могут Работать только в пределах земной атмосферы.

Для работы в космосе используют два типа ракетных термохимических двигателей: ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) и жидкостные ракетные двигатели (ЖРД). В этих двигателях топливо содержит в себе все, что нужно для горения, т. е. и горючее, и окислитель. Только агрегатное состояние этого топлива различное. В РДТТ-это твердая смесь необходимых веществ. В ЖРД горючее и окислитель хранятся в жидком виде, обычно в отдельных баках, а воспламенение происходит в камере сгорания, где горючее смешивается с окислителем.

Движение ракеты возникает при отбрасывании рабочего вещества. Далеко не безразлично, с какой скоростью истекает из сопла реактивного двигателя рабочее тело. Физический закон сохранения количества движения говорит о том, что количество движения ракеты (произведение ее массы на скорость, с которой она летит) будет равно количеству движения рабочего тела. Значит, чем больше масса выбрасываемых из сопла газов и скорость их истечения, тем больше тяга двигателя, тем большую скорость можно придать ракете, тем больше может быть ее масса и полезная нагрузка.

В большом ракетном двигателе за несколько минут работы перерабатывается и с большой скоростью выбрасывается из сопла огромное количество топлива - рабочего тела. Чтобы увеличить скорость и массу ракеты, кроме разделения ее на ступени есть только один способ-увеличение тяги двигателей. А повысить тягу, не увеличивая расхода топлива, можно только наращивая скорость истечения газов из сопла.

Существует в ракетной технике понятие удельной тяги ракетного двигателя. Удельная тяга - это тяга, получаемая в двигателе при расходе одного килограмма топлива за одну секунду.

Удельной тяге идентичен удельный импульс - импульс, развиваемый ракетным двигателем на каждый килограмм расходуемого топлива (рабочего тела). Удельный импульс определяется отношением тяги двигателя к массе топлива, расходуемого за одну секунду. Удельный импульс - наиболее важная характеристика ракетного двигателя.

Удельный импульс двигателя пропорционален скорости истечения газов из сопла. Увеличение скорости истечения позволяет снизить расход топлива на один килограмм тяги, развиваемой двигателем. Чем больше удельная тяга, чем больше скорость истечения рабочего тела, тем экономичнее двигатель, тем меньше топлива нужно ракете для совершения одного и того же полета.

А скорость истечения непосредственно зависит от кинетической энергии движения молекул газа, от его температуры и, следовательно, от калорийности (теплотворной способности) топлива. Естественно, чем выше калорийность, энергопроизводительность топлива, тем меньше его нужно для совершения одной и той же работы.

Но скорость истечения зависит не только от температуры, она возрастает с уменьшением молекулярного веса рабочего вещества. Кинетическая энергия молекул при одной и той же температуре обратно пропорциональна их молекулярному весу. Чем меньше молекулярный вес топлива, тем больше объем газов, образующихся при его сгорании. Чем больше объем газов, образующихся при сгорании топлива, тем больше скорость их истечения. Поэтому водород в качестве компонента ракетного топлива выгоден вдвойне-из-за высокой теплотворной способности и малого молекулярного веса.

Весьма важной характеристикой ракетного двигателя является его удельная масса, т. е. масса двигателя, приходящаяся на единицу его тяги. Ракетный двигатель должен развивать большую тягу и в то же время быть очень легким. Ведь подъем каждого килограмма нагрузки в космос дается дорогой ценой, и если двигатель будет тяжелым, то он будет поднимать главным образом только себя. Большинство реактивных двигателей вообще имеет относительно небольшую удельную массу, но особенно хорош этот показатель у ЖРД и РДТТ. Это связано с простотой их устройства.

РДТТ и ЖРД

Ракетные двигатели твердого топлива предельно просты по устройству. У них, по существу, две основные части: камера сгорания и реактивное сопло. Топливным баком служит сама камера сгорания. Правда, в этом не только достоинство, но и весьма существенный недостаток. Двигатель трудно выключить, пока не выгорит все топливо. Его работу чрезвычайно сложно регулировать. Топливо должно гореть медленно, с более или менее постоянной скоростью, независимо от изменения давления и температуры. Регулировать величину тяги РДТТ можно лишь в определенных, заранее заданных пределах, подбирая твердотопливные заряды соответствующей геометрии и структуры. В РДТТ трудно регулировать не только силу тяги, но и ее направление. Для этого надо изменять положение тяговой камеры, а она очень велика, ведь в ней находится весь запас топлива. Появились твердотопливные ракеты с поворотными соплами, конструктивно они довольно сложны, но это позволяет решить проблему управления направлением тяги.

Однако ракетные двигатели твердого топлива имеют и ряд серьезных достоинств: постоянная готовность к действию, надежность и простота эксплуатации. РДТТ нашли широкое применение в военном деле.

Важнейшим элементом в РДТТ является заряд твердого топлива. Характеристики двигателя зависят и от элементов топлива, и от структуры и устройства заряда. Различают два основных типа твердых ракетных топлив: двухосновные, или коллоидные, и смесевые. Коллоидные топлива представляют собой твердый однородный раствор органических веществ, молекулы которых содержат окислительные и горючие элементы. Наиболее широко используется твердый раствор нитроцеллюлозы и нитроглицерина.

Смесевые топлива представляют собой механические смеси горючего и окислителя. В качестве окислителя в этих топливах обычно применяют неорганические кристаллические вещества-перхлорат аммония, перхлорат калия и др. Обычно такое топливо состоит из трех компонентов: кроме окислителя в него входят полимерное горючее, служащее связующим элементом, и второе горючее в виде порошкообразных металлических добавок, которые существенно улучшают энергетические характеристики топлива. Горючим-связующим могут быть полиэфирные и эпоксидные смолы, полиуретановый и полибутадиеновый каучук и др. Вторым горючим чаще всего служит порошкообразный алюминий, иногда бериллий или магний. Смесевые топлива обычно имеют больший удельный импульс, чем коллоидные, большую плотность, большую стабильность, лучше хранятся, более технологичны.

Заряды твердого топлива бывают скрепленные с корпусом камеры двигателя (их изготавливают заливкой топлива непосредственно в корпус) и вкладные, которые изготавливают отдельно и вставляют в корпус в виде одной или нескольких шашек.

Очень важна геометрическая форма заряда. Изменяя ее и используя бронирующие покрытия поверхностей заряда, которые не должны гореть, добиваются нужного изменения площади горения и соответственно давления газов в камере и тяги двигателя.

Есть заряды, обеспечивающие нейтральное горение. У них площадь горения остается неизменной. Так получается, если, например, шашка твердого топлива горит с торца или же одновременно с наружной и внутренней поверхности (для этого внутри заряда делается полость). При регрессивном горении поверхность горения уменьшается. Тек получается, если цилиндрическая шашка горит с наружной поверхности. И, наконец, для прогрессивного горения, которое обеспечивает увеличение давления в камере сгорания, нужно нарастание площади горения. Наиболее простым примером такого заряда служит шашка, горящая по внутренней цилиндрической поверхности.

Наиболее существенными преимуществами обладают скрепленные заряды с внутренним горением. В них горячие продукты сгорания не соприкасаются со стенками корпуса, что позволяет обходиться без специального наружного охлаждения. В космонавтике в настоящее время ракетные двигатели твердого топлива применяются ограниченно. Мощные РДТТ используются на некоторых американских ракетах-носителях, например, на ракете «Титан».

Большие современные РДТТ развивают тягу в сотни тонн, разрабатываются еще более мощные двигатели тягой в тысячи тонн, совершенствуются твердые топлива, конструируются системы управления тягой. И все же в космонавтике безусловно доминируют ЖРД. Главная причина этого - более низкая эффективность твердого ракетного топлива. Лучшие РДТТ имеют скорость истечения газов из сопла 2500 метров в секунду. У ЖРД удельная тяга выше и скорость истечения составляет (у лучших современных двигателей) 3500 метров в секунду, а используя топливо с очень высокой теплотворной способностью (например, жидкий водород в качестве горючего и жидкий кислород в качестве окислителя), можно получить скорость истечения четыре с половиной километра в секунду.

Для устройства и работы ЖРД огромное значение имеет топливо, на котором работает двигатель.

Известны топлива, которые выделяют энергию при реакции разложения, например, перекись водорода, гидразин. Они, естественно, состоят из одного компонента, одной жидкости. Однако наиболее широко применяются в ракетной технике химические топлива, выделяющие энергию при реакции горения. Они состоят из окислителя и горючего. Такие топлива могут быть тоже однокомпонентными, т. е. представлять собой одну жидкость. Это может быть вещество, в молекулу которого входят как окислительные, так и горючие элементы, например, нитрометан, или смесь окислителя и горючего, или раствор горючего в окислителе. Однако такие топлива обычно склонны к взрыву и малоупотребительны. Подавляющее большинство жидкостных ракетных двигателей работает на двухкомпонентном топливе. Окислитель и горючее хранятся в отдельных баках, и их смешение происходит в камере двигателя. Окислитель обычно составляет большую часть массы топлива - его расходуется в два - четыре раза больше, чем горючего. В качестве окислителя чаще всего применяются жидкий кислород, четырехокись азота, азотная кислота, перекись водорода. Как горючее используются керосин, спирт, гидразин, аммиак, жидкий водород и др.

На топливе, состоящем из жидкого кислорода и керосина, работала советская ракета-носитель «Восток», обеспечивавшая запуск многих наших космических кораблей с космонавтами на борту. На этом же топливе работали двигатели американских ракет «Атлас», «Титан», первой ступени ракеты «Сатурн-5», с помощью которой запускались на Луну космические корабли «Аполлон». Топливо, состоящее из жидкого кислорода и керосина, хорошо освоено в производстве и эксплуатации, надежно и дешево. Оно широко применяется в ЖРД.

В качестве горючего нашел применение несимметричный диметилгидразин. Это горючее в паре с окислителем - жидким кислородом - используется в двигателе РД-119, широко применяемом при запуске спутников «Космос». В этом двигателе достигнут наибольший удельный импульс для ЖРД, работающих на кислороде и высококипящих горючих.

Наиболее эффективное из широко применяемых в настоящее время ракетных топлив - жидкий кислород плюс жидкий водород. Оно применяется, например, в двигателях второй и третьей ступени ракеты «Сатурн-5».

Поиски новых, все более эффективных ракетных топлив продолжаются постоянно. Много работают ученые и конструкторы, чтобы использовать в ЖРД фтор, который обладает более сильным окислительным действием, чем кислород. Образуемые с применением фтора топлива позволяют получить наибольший удельный импульс для ЖРД и имеют высокую плотность. Однако использование его в ЖРД затруднено высокой химической агрессивностью и токсичностью жидкого фтора, высокой температурой сгорания (более 4500° С) и дороговизной.

Тем не менее в ряде стран ведутся разработки и стендовые испытания ЖРД на фторе. Впервые предложил использовать жидкий фтор для ЖРД еще Ф. А. Цандер в 1932 году, а в 1933 году В. П. Глушжо предложил в качестве окислителя смесь жидкого фтора и жидкого кислорода.

Многие топлива на основе фтора самовоспламеняются при смешении окислителя и горючего. Самовоспламеняются и некоторые топливные пары, не содержащие фтора. Самовоспламенение - большое достоинство топлива. Оно позволяет упростить конструкцию ЖРД и повысить его надежность. Некоторые топлива становятся самовоспламеняющимися при добавлении катализатора. Так, если к окислителю-жидкому кислороду- добавить сотую долю процента фтористого озона, то сочетание этого окислителя с керосином становится самовоспламеняющимся.

Самовоспламенение топлива (если оно не самовоспламеняющееся, то применяется пиротехническое или электрическое зажигание, или впрыскивание порции пускового самовоспламеняющегося топлива) происходит в камере двигателя. Камера - основной агрегат ЖРД, Именно в камере смешиваются компоненты топлива, происходит его сгорание, и в результате образуется газ с очень высокой температурой (2000-4500° С) и под высоким давлением (десятки и сотни атмосфер). Вытекая из камеры, этот газ и создает реактивную силу, тягу двигателя. Камера ЖРД состоит из камеры сгорания со смесительной головкой и сопла. Смешение компонентов топлива происходит в смесительной головке, горение - в камере сгорания, а вытекают газы через сопло. Обычно все агрегаты камеры выполняются как одно целое, Чаще всего камеры сгорания имеют цилиндрическую форму, но бывают они и коническими или шарообразными (грушевидными).

Смесительная головка - очень важная часть камеры сгорания и всего ЖРД. В ней происходит так называемое смесеобразование-впрыск, распыливание и смешение компонентов топлива. Компоненты топлива - окислитель и горючее - поступают в смесительную головку камеры раздельно. Через форсунки головки они вводятся в камеру благодаря разности давлений в системе подачи топлива и головке камеры. Чтобы реакция в камере сгорания протекала как можно быстрее и была как можно более полной - а это очень важное условие эффективности и экономичности двигателя, - необходимо обеспечить наиболее быстрое и полное образование топливной смеси, сгорающей в камере, добиться, чтобы каждая частица окислителя встретилась с частицей горючего.

Образование подготовленной к сгоранию топливной смеси состоит из трех процессов, переходящих один в другой - распыливания жидких компонентов, их испарения и смешения. При распыливании - дроблении жидкости на капли - значительно увеличивается ее поверхность и ускоряется процесс испарения. Очень важна -тонкость и однородность распыливания. Тонкость этого процесса характеризуется диаметром получаемых капель: чем меньше каждая капелька, тем лучше. Следующий после распыления этап подготовки топлива к сгоранию- его испарение. Необходимо обеспечить наиболее полное испарение окислителя и горючего за кратчайшее время. Процесс испарения образовавшихся при распыливании капель в камере ЖРД занимает всего от двух до восьми тысячных секунды.

В результате распыливания и испарения компонентов топлива образуются пары окислителя и горючего, из которых и получается горящая в камере двигателя смесь. Смешение компонентов начинается, по-существу, сразу же после поступления компонентов в камеру и заканчивается только по мере сгорания топлива. При самовоспламеняющихся топливах процесс горения начинается еще в жидкой фазе, во время распыливания топлива. При несамовоспламеняющихся топливах горение начинается в газовой фазе при подводе тепла от внешнего источника.

Жидкие компоненты топлива в камеру подают через расположенные в головке форсунки. Чаще всего применяются форсунки двух типов: струйные или центробежные. Но вот топливо распылено, перемешано, воспламенилось. При горении его в камере сгорания выделяется большое количество тепловой энергии. Дальнейшее преобразование энергии происходит в сопле. Удачная конструкция смесительной головки в первую очередь определяет совершенство двигателя - обеспечивает полноту сгорания топлива, устойчивость горения и т. д.

Сопло - часть камеры сгорания, в которой тепловая энергия сжатого рабочего тела (смеси газов) преобразуется в кинетическую энергию газового потока, т. е. происходит его разгон до скорости истечения из двигателя. Сопло обычно состоит из сужающейся и расширяющейся частей, которые соединены в критическом (минимальном) сечении.

Весьма сложная задача - обеспечить охлаждение камеры ЖРД. Обычно камера состоит из двух оболочек-внутренней огневой стенки и наружной рубашки. По пространству между оболочками протекает жидкость, охлаждающая внутреннюю стенку камеры ЖРД. Обычно для этого используется один из компонентов топлива. Нагретое горючее или окислитель отводится и поступает в головку камеры для использования, так сказать, по прямому назначению. В этом случае тепловая энергия, отобранная от стенок камеры, не теряется, а возвращается в камеру. Такое охлаждение (регенеративное) впервые было предложено еще К. Э. Циолковским и широко применяется в ракетной технике.

В большинстве современных ЖРД для подачи топлива используются специальные турбонасосные агрегаты. Чтобы привести в действие такой мощный насос, в особом газогенераторе сжигают топливо - обычно то же горючее и тот же окислитель, что и в камере сгорания двигателя. Иногда турбина насоса приводится во вращение паром, который образуется при охлаждении камеры сгорания двигателя. Есть и другие системы привода насоса.

Создание современных жидкостных ракетных двигателей требует высокого уровня развития науки и техники, совершенства конструкторской мысли, передовой технологии. Дело в том, что в ЖРД достигаются очень высокие температуры, развивается огромное давление, продукты сгорания, а порой и само топливо весьма агрессивны, расход топлива необычайно высок (до нескольких тонн в секунду!). При всем этом ЖРД должен иметь, особенно при запусках космических аппаратов с космонавтами на борту, очень высокую степень надежности. Именно высокая надежность и многие другие достоинства отличают жидкостные ракетные двигатели прославленной советской космической ракеты «Восток»-РД-107 (двигатель первой ступени) и РД-108 (двигатель второй ступени), разработанные в 1954- 1957 годах под руководством главного конструктора ракетных двигателей В. П. Глушко. Это первые в мире серийные двигатели, работающие на высококалорийном топливе; жидком кислороде и керосине. Они обладают высокой удельной тягой, что позволило получить огромные мощности при относительно умеренном расходе топлива. В пустоте тяга одного двигателя РД-107 составляет 102 тонны. (На первой ступени ракеты-носителя «Восток» установлено четыре таких двигателя.) Давление в камере сгорания - 60 атмосфер.

Двигатель РД-107 имеет турбонасосный агрегат с двумя основными центробежными насосами; один подает горючее, другой-окислитель. И горючее, и окислитель через большое количество форсунок подаются в четыре основные и две рулевые камеры сгорания. До попадания в камеры сгорания горючее обтекает их снаружи, т. е. используется для охлаждения. Надежное охлаждение позволяет поддерживать внутри камер сгорания высокую температуру. Качающиеся рулевые камеры сгорания, сходные по конструкции с основными, впервые применены в этом двигателе для управления направлением тяги.

Двигатель второй ступени ракеты «Восток» РД-108 имеет схожую конструкцию. Правда, у него четыре рулевые камеры и некоторые другие отличия. Его тяга в пустоте составляет 96 тонн. Интересно, что он запускается на Земле одновременно с двигателями первой ступени. Двигатели РД-107 и РД-108 различных модификаций уже много лет используются для запусков космических кораблей, искусственных спутников Земли, космических аппаратов к Луне, Венере и Марсу.

На второй ступени двухступенчатой ракеты-носителя «Космос» устанавливается разработанный в 1958-1962 годах (также в ГДЛ-ОКБ) жидкостной ракетный двигатель РД-119, имеющий тягу 11 тонн; Горючее этого двигателя-несимметричный диметилгидразин, окислитель - жидкий кислород. В его конструкции широко использован титан и другие современные конструкционные материалы. Наряду с высокой надежностью отличительная особенность этого двигателя - очень высокая экономичность, В 1965 году в нашей стране были созданы мощные малогабаритные двигатели с очень высокими энергетическими характеристиками для ракетно-космической системы «Протон». Суммарная полезная мощность двигательных установок ракеты «Протон» в три раза больше мощности двигателей ракеты «Восток» и составляет 60 миллионов лошадиных сил. В этих двигателях обеспечена высокая полнота сгорания, значительное давление в системе, равномерное и равновесное истечение продуктов сгорания из сопел.

В настоящее время ЖРД достигли высокой степени совершенства и их развитие продолжается, Созданы ЖРД самых различных классов - от микроракетных двигателей для систем ориентации и стабилизации летательных аппаратов с совсем небольшой тягой (в несколько килограммов и меньше) до огромных мощных ракетных двигателей, имеющих тягу сотни тонн (например, американский ЖРД Г-1 для первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-5» имеет тягу 690 тонн. На ракете установлено пять таких двигателей).

Разрабатываются ЖРД на высокоэффективных топливах - смеси жидкого водорода (горючее) и жидкого кислорода или жидкого фтора в качестве окислителей. Созданы двигатели на долгохранимом топливе, которые могут работать при длительных космических полетах.

Существуют проекты комбинированных ракетных двигателей - турборакетных и ракетно-прямоточных, которые должны быть органическим сочетанием жидкостных ракетных двигателей с воздушно-реактивными. Создание таких двигателей позволяет использовать на начальном и завершающем этапах космического полета кислород воздуха в качестве окислителя и тем самым снизить запас топлива на борту ракеты. Ведутся также работы над созданием первых ступеней многократного использования. Такие ступени, оснащенные воздушно-реактивными двигателями и способные взлетать, а после отделения последующих ступеней совершать посадку подобно самолетам, позволят снизить стоимость запуска космических аппаратов.

ЯДЕРНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Учеными и конструкторами созданы термохимические двигатели высокой степени совершенства и, нет сомнения, будут созданы еще более совершенные образцы. Однако возможности термохимических ракет ограничены самой природой горючего, окислителя, продуктов реакции. При ограниченной энергопроизводительности ракетных топлив, не позволяющей получить очень большую скорость истечения рабочего тела из сопла, требуется огромный запас топлива, чтобы разогнать ракету до необходимой скорости. Химические ракеты необычайно прожорливы. Это вопрос не только экономии, но порой и самой возможное! и космического полета.

Даже для решения сравнительно более простой задачи из области космических полетов - запуска искусственных спутников Земли стартовая масса химической ракеты из-за огромного количества топлива должна во много десятков раз превышать массу груза, выведенного на орбиту. Для достижения второй космической скорости это соотношение еще больше. А ведь человечество начинает обживать космос, люди собираются строить научные станции на Луне, стремятся на Марс и Венеру, подумывают о полетах к далеким окраинам Солнечной системы. Ракетам завтрашнего дня предстоит перевозить в космосе многие тонны научного снаряжения и грузов.

Для межпланетных полетов нужно еще топливо, чтобы корректировать орбиту полета, тормозить космический корабль перед посадкой на планету-цель, взлетать для возвращения на Землю и т. д. Стартовая масса термохимических ракет для таких перелетов становится невероятно большой-несколько миллионов тонн!

Ученые и инженеры уже давно задумываются над тем, какими же должны быть ракетные двигатели будущего? Взоры ученых, естественно, обратились к ядерной энергии. В крохотном количестве ядерного горючего содержится очень большой запас энергии. При реакции деления ядер на единицу массы выделяется в миллионы раз больше энергии, чем при сжигании лучших химических топлив. Так, например, 1 килограмм урана при реакции деления может выделить столько же энергии, сколько 1700 тонн бензина при сжигании. Реакция ядерного синтеза дает энергии еще в несколько раз больше.

Использование ядерной энергии позволяет резко снизить запас топлива на борту ракеты, но остается потребность в рабочем веществе, которое будет нагреваться в реакторе и выбрасываться из сопла двигателя. При ближайшем рассмотрении оказывается, что разделение топлива и рабочего вещества в ядерной ракете таит в себе определенные преимущества.

Выбор рабочего вещества для химической ракеты весьма ограничен. Ведь оно служит и топливом. Вот тут-то и сказывается преимущество разделения топлива и рабочего вещества. Появляется возможность применить рабочее вещество с наименьшим молекулярным весом-водород.

В химической ракете тоже используется сочетание относительно высокой энергопроизводительности водорода с малым молекулярным весом. Но там рабочим веществом является продукт сгорания водорода с молекулярным весом 18. А молекулярный вес чистого водорода, который может служить рабочим телом ядерного ракетного двигателя, - 2. Уменьшение же молекулярного веса рабочего вещества в 9 раз при неизменной температуре позволяет увеличить скорость истечения в 3 раза. Вот оно, ощутимое преимущество, атомного ракетного двигателя!

Речь идет об атомных ракетных двигателях, использующих энергию деления ядер тяжелых элементов. Реакция ядерного синтеза искусственно пока осуществлена только в водородной бомбе, а управляемая термоядерная реакция синтеза все еще остается мечтой, несмотря на интенсивную работу многих ученых мира.

Итак, в атомном ракетном двигателе можно получить значительное увеличение скорости истечения газов благодаря применению рабочего вещества с минимальным молекулярным весом. Теоретически можно получить и очень большую температуру рабочего вещества. Но на практике она ограничивается температурой плавления тепловыделяющих элементов реактора.

В большинстве предложенных схем атомных ракетных двигателей рабочее тело нагревается, омывая тепловыделяющие элементы реактора, затем расширяется в сопле и выбрасывается из двигателя. Температура примерно та же, что и в химических ЖРД. Правда, сам двигатель получается гораздо более сложным и тяжелым. Особенно если учесть необходимость экрана для защиты космонавтов от радиации на пилотируемых космических кораблях. И все же атомная ракета сулит немалый выигрыш.

В США по так называемой программе «Ровер» ведутся усиленные работы по созданию атомного ракетного двигателя. Возникли и проекты ядерных ракетных двигателей, в которых активная зона находится в пылеобразной, жидкой или даже газообразной фазе. Это делает возможным получение более высокой температуры рабочего вещества. Использование таких реакторов (их называют полостными), вероятно, позволило бы намного увеличить скорость истечения рабочего тела. Но создание таких реакторов - дело чрезвычайно сложное: ядерное горючее здесь перемешано с рабочим веществом, и надо как-то отделить его перед выбросом рабочего тела из сопла двигателя. Иначе возникнут непрерывные потери ядерного топлива, за ракетой протянется смертельный шлейф высокой радиации. Да и критическая масса ядерного горючего, необходимая для поддержания реакций, при газообразном состоянии будет занимать очень большой объем, не приемлемый для ракеты.
(Л. А. Гильберг: Покорение неба)

«Буран», как и его заокеанский собрат - ракетная система многоразового пользования «Шаттл», по своим характеристикам оставляет желать лучшего.

Они оказались не настолько уж многоразовыми Стартовые ускорители выдерживают всею 3 4 полета, а сам крылатый аппарат обгорает и требует весьма дорогостоящего ремонта. Но главное - КПД их не велик.

А тут такой соблазн - создать пилотируемый крылатый аппарат, способный самостоятельно стартовать с Земли, выходить в космическое пространство и возвращаться обратно. Правда, нерешенной пока остается главная проблема - двигатель. Воздушно-реактивные двигатели (ВРД) известных типов способны работать только до скорости 4-5 М (М – скорость звука), а первая космическая скорость, как известно, 24 М. Но и тут, кажется, уже наметились первые шаги к успеху.

На выставке «Авиадвигателе-строение-92», проходившей в Москве, среди всевозможных экспонатов - от древних паровых машин для дирижаблей до гигантских турбин суперсовременных транспортных самолетов - на стенде скромно стоял небольшой бочонок - первая и единственная в мире модель гиперзвукового (Гиперзвук – от 6М и выше) воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД). Создали его в Центральном институте авиационного моторостроения (ЦИАМ). Разумеется, это результат работы большого коллектива. Прежде всего главного конструктора Д. А. Огородникова, его соратников А. С. Рудакова, В. А. Виноградова... Право, не следует забывать и тех, кого уже нет в живых - это доктор технических наук Р. И. Курзинер и профессор Е. С. Щетинков. Последний еще несколько десятилетий назад предложил основной принцип, лежащий в основе всех современных ГПВРД Разработанный им двигатель уже в то время был способен работать на гиперзвуковых (выше 5-6 М) скоростях. Эти люди и создали чудо техники, которое, быть может, в ближайшем будущем совершит революцию в космическом двигателестроении.

Но давайте не спешить «прилаживать» новый двигатель к космическому самолету, будь то «Буран» или «Спираль», обратимся к теории. Дело в том, что каждый двигатель может работать лишь в определенном, слишком узком для космических задач диапазоне скорое гей, и заставить его освоить гиперзвук далеко не просто. Разберемся почему.

В любом ВРД для успешной работы должны быть соблюдены три важнейших условия. Прежде всего необходимо сжать воздух как можно сильнее. Затем в камере сгорания сжечь без потерь топливо. И, наконец, с помощью сопла продукты сгорания должны расшириться до атмосферного давления. Только тогда КПД будет достаточно высок.

Посмотрите на рисунок. Перед вами схема первого в мире гиперзвукового прямоточного реактивного двигателя (ГПВРД). Свою первую задачу - сжатие воздуха - он решает весьма оригинально - по принципу... колуна. Представьте себе: колун врезается в мягкое плотное полено, слои дерева впереди него остаются без изменений, а по бокам уплотняются. Границу между нормальными и более плотными слоями ученые называют «скачком уплотнения». Так происходит и в двигателе. Вдоль его оси расположено заостренно центральное тело. Врезаясь в воздух, оно и создает такой «скачок» - зону повышенного давления. Происходит «отражение» воздуха от центрального тела к стенкам корпуса. При этом он многократно дополнительно сжимается. Скорость воздуха снижается, а температура растет, кинетическая энергия превращается во внутреннюю, тепловую.

Теперь, чтобы впрыснутое в поток топливо полностью сгорело, желательно получить скорость как можно меньше. Но тогда температура воздуха может достичь 3-5 тыс. градусов. Казалось бы, хорошо - топливо вспыхнет как порох. Но окажись тут даже настоящий порох, вспышки не получится. Все дело в том, что при столь высоких температурах наряду с процессом окисления происходит и распад молекул на отдельные атомы. Если в первом энергия выделяется, то во втором - поглощается. И парадокс - с ростом температуры может наступить такой момент, когда поглощаться станет больше, чем выделяться. Иными словами - топка превратится в... холодильник.

Оригинальный выход из положения еще в 1956 году подсказал профессор Щетинков. Он предложил сжимать воздух лишь до тех пор, пока его сверхзвуковая скорость не станет примерно такой, как у... пули. Как теперь признано во всем мире, только при этих условиях возможна работа ГПВРД.

Но и тут свои трудности: даже смесь водорода с воздухом, известная нам по курсу химии под названием «гремучий газ», в таких условиях едва успеет загореться. И хоть топливом для двигателя выбрали жидкий водород, пришлось прибегнуть к хитростям. Вначале водород охлаждает стенки. Сам нагреваясь от -256° С до +700° С, он спасает металл от расплавления. Часть топлива впрыскивается через форсунки прямо в поток воздуха. А другая часть попадает на форсунки, расположенные в специальных прямоугольных нишах. Здесь горят мощные водородные факелы, способные мгновенно прожечь лист стали. Они-то и поджигают водородо-воздушную смесь. Ту самую, которая в обычных условиях взрывается от искры, оброненной с нейлоновой рубашки.

А вот, пожалуй, главная задача, на которую мы и американцы потратили около 30 лет. Как получить полное сгорание, имея камеру приемлемой длины - в 3-5 м? Известно, что теория без проверочного эксперимента стоит немного. А чтобы проверить работу такого двигателя, его надо поместить в гиперзвуковой поток. Самолетов таких нет, правда, имеются аэродинамические трубы, но стоят они очень и очень дорого. Для окончательной проверки ГПВРД конструкторы установили свое устройство в носовой части ракеты и разогнали до нужной скорости.

Уточним, что речь здесь шла не о создании ракеты нового типа, а лишь о проверке качества сгорания водорода в двигателе. Она увенчалась полным успехом. Теперь, как признают американцы, наши ученые владеют секретом создания надежных камер сгорания.

Ну а теперь давайте подумаем, что получится, если мы захотим эту маленькую выставочную модель увеличить, сделав пригодной для подъема в воздух самолета. По всей видимости, она обретет черты тяжеленной тридцатиметровой трубы с громадным диффузором и соплом и весьма скромной камерой сгорания. А кому такой двигатель нужен? Тупик? Нет, выход есть и давно известен. Многие функции в его работе можно возложить на... фюзеляж и крыло самолета!

Прототип такого воздушно-космического самолета (ВКС) показан на рисунке. «Вклиниваясь» своею носовой частью в воздух, он создает серию скачков уплотнения, и все они прямехонько попадают на вход камеры сгорания. Выходящие из нее раскаленные газы, расширяясь до атмосферного давления, скользят по поверхности кормовой части самолета, создавая тягу, как в хорошем сопле. На гиперзвуковых скоростях и такое возможно! Удивительно, но теоретически можно обойтись даже без камеры, а «просто» впрыскивать топливо вблизи выступа на брюхе ВКС! Получится двигатель, которого вроде бы и нет. Он называется ГПВРД «внешнего горения». Правда, его «простота» в исследовательской работе стоит настолько дорого, что пока никто им серьезно не занимался.

А потому вернемся к воздушно-космическому самолету с ГПВРД классического типа. Его старт и разгон до б М должен происходить при помощи обычных турбореактивных двигателей. На рисунке вы видите агрегат, состоящий из традиционного турбореактивного двигателя и расположенного рядом ГПВРД. На «малых» скоростях ГПВРД отделяется обтекаемой перегородкой и не мешает полету.

А на больших - перегородка перекрывает поток воздуха, идущий в ТРД, и включается ГПВРД.

Вначале все пойдет хорошо, но затем, по мере роста скорости, тяга двигателя начнет падать, а аппетиты - расход топлива - расти. В этот момент его ненасытное чрево надо подкармливать жидким кислородом. Хочешь, не хочешь, а брать его с собой все же придется. Правда, в количествах много меньших, чем на обычной ракете. Где-то километрах в 60 от Земли ГПВРД заглохнет от недостатка воздуха. И тут вступит в действие небольшой жидкостный ракетный двигатель. Скорость уже высок, и топлива с окислителем о «съест» до выхода на орбит совсем немного. При равном ракетой стартовом весе воздушно-космический самолет выведен на орбиту в 5-10 раз больший полезный груз. А стоимость вывода каждого килограмма окажется в десятки раз ниже, чем ракет. Это как раз то, чего добиваются ученые и конструкторы сегодня.

Была создана МБР Р-7 , оснащённая ЖРД РД-107 и РД-108 , на тот момент самими мощными и совершенными в мире, разработанными под руководством В. П. Глушко . Эта ракета была использована, как носитель первых в мире Искусственных спутников земли , первых пилотируемых космических аппаратов и межпланетных зондов.

В 1969 г. в США был запущен первый космический корабль серии Аполлон , выведенный на траекторию полёта к Луне ракетой-носителем Сатурн-5 , первая ступень которой была оснащена 5-ю двигателями F-1 . F-1 по настоящее время является самым мощным среди однокамерных ЖРД, уступая по тяге четырёхкамерному двигателю РД-170 , разработанному КБ «Энергомаш » в Советском Союзе в 1976 г.

В настоящее время космические программы всех стран базируются на использовании ЖРД.

Сфера использования, преимущества и недостатки

Каторгин, Борис Иванович, академик РАН, бывший руководитель НПО "Энергомаш"

Устройство и принцип действия двукомпонентного ЖРД

Рис. 1 Схема двукомпонентного ЖРД
1 - магистраль окислителя
2 - магистраль горючего
3 - насос окислителя
4 - насос горючего
5 - турбина
6 - газогенератор
7 - клапан газогенератора (окислитель)
8 - клапан газогенератора (горючее)
9 - главный клапан окислителя
10 - главный клапан горючего
11 - выхлоп турбины
12 - смесительная головка
13 - камера сгорания
14 - сопло

Существует довольно большое разнообразие схем устройства ЖРД, при единстве главного принципа их действия. Рассмотрим устройство и принцип действия ЖРД на примере двукомпонентного двигателя с насосной подачей топлива, как наиболее распространённого, схема которого стала классической. Другие типы ЖРД (за исключением трёхкомпонентного) являются упрощенными вариантами рассматриваемого, и при их описании достаточно будет указать упрощения.

На рис. 1 схематически представлено устройство ЖРД.

Топливная система

Топливная система ЖРД включает в себя все элементы, служащие для подачи топлива в камеру сгорания - топливные баки, трубопроводы, турбонасосный агрегат (ТНА) - узел, состоящий из насосов и турбины, смонтированных на едином валу, форсуночная головка, и клапаны, регулирующие подачу топлива.

Насосная подача топлива позволяет создать в камере двигателя высокое давление, от десятков атмосфер до 250 ат (ЖРД 11Д520 РН «Зенит»). Высокое давление обеспечивает большую степень расширения рабочего тела, что является предпосылкой для достижения высокого значения удельного импульса . Кроме того, при большом давлении в камере сгорания достигается лучшее значение тяговооружённости двигателя - отношения величины тяги к весу двигателя. Чем больше значение этого показателя, тем меньше размеры и масса двигателя (при той же величине тяги), и тем выше степень его совершенства. Преимущества насосной системы особенно сказываются в ЖРД с большой тягой - например, в двигательных установках ракет-носителей.

На рис.1 отработанные газы из турбины ТНА поступают через форсуночную головку в камеру сгорания вместе с компонентами топлива (11). Такой двигатель называется двигателем с замкнутым циклом (иначе - с закрытым циклом), при котором весь расход топлива, включая используемое в приводе ТНА, проходит через камеру сгорания ЖРД. Давление на выходе турбины в таком двигателе, очевидно, должно быть выше, чем в камере сгорания ЖРД, а на входе в газогенератор (6), питающий турбину, - ещё выше. Чтобы удовлетворить этим требованиям, для привода турбины используются те же компоненты топлива (под высоким давлением), на которых работает сам ЖРД (с иным соотношением компонентов, как правило, - с избытком горючего , чтобы снизить тепловую нагрузку на турбину).

Альтернативой замкнутому циклу является открытый цикл , при котором выхлоп турбины производится прямо в окружающую среду через отводной патрубок. Реализация открытого цикла технически проще, поскольку работа турбины не связана с работой камеры ЖРД, и в этом случае ТНА вообще может иметь свою независимую топливную систему, что упрощает процедуру запуска всей двигательной установки. Но системы с замкнутым циклом имеют несколько лучшие значения удельного импульса , и это заставляет конструкторов преодолевать технические трудности их реализации, особенно для больших двигателей ракет-носителей, к которым предъявляются особо высокие требования по этому показателю.

В схеме на рис. 1 один ТНА нагнетает оба компонента, что допустимо в случаях, когда компоненты имеют соизмеримые плотности. Для большинства жидкостей, используемых в качестве компонентов ракетного топлива, плотность колеблется в диапазоне 1 ± 0,5 г/см³, что позволяет использовать один турбопривод для обоих насосов. Исключение составляет жидкий водород, который при температуре 20°К имеет плотность 0,071 г/см³. Для такой лёгкой жидкости требуется насос с совершенно другими характеристиками, в том числе, с гораздо большей скоростью вращения. Поэтому, в случае использования водорода в качестве горючего , для каждого компонента предусматривается независимый ТНА.

При небольшой тяге двигателя (и, следовательно, небольшом расходе топлива) турбонасосный агрегат становится слишком «тяжеловесным» элементом, ухудшающим весовые характеристики двигательной установки. Альтернативой насосной топливной системе служит вытеснительная , при которой поступление топлива в камеру сгорания обеспечивается давленнием наддува в топливных баках, создаваемое сжатым газом, чаще всего азотом, который негорюч, неядовит, не является окислителем и сравнительно дёшев в производстве. Для наддува баков с жидким водородом употребляется гелий, так как другие газы при температуре жидкого водорода конденсируются и превращаются в жидкости.

При рассмотрении функционирования двигателя с вытеснительной системой подачи топлива из схемы на рис. 1 исключается ТНА, а компоненты топлива поступают из баков прямо на главные клапаны ЖРД (9) и (10). Давление в топливных баках при вытеснительной подаче должно быть выше, чем в камере сгорания, баки - прочнее (и тяжелее), чем в случае насосной топливной системы. На практике давление в камере сгорания двигателя с вытеснительной подачей топлива ограничивается величинами 10 - 15 ат. Обычно такие двигатели имеют сравнительно небольшую тягу (в пределах 10 т). Преимуществами вытеснительной системы является простота конструкции и скорость реакции двигателя на команду пуска, особенно, в случае использования самовоспламеняющихся компонентов топлива. Такие двигатели служат для выполнения маневров космических аппаратов в космическом пространстве. Вытеснительная система была применена во всех трёх двигательных установках лунного корабля Аполлон - служебной (тяга 9 760 кГс), посадочной (тяга 4 760 кГс), и взлётной (тяга 1 950 кГс).

Форсуночная головка - узел, в котором смонтированы форсунки , предназначенные для впрыска компонентов топлива в камеру сгорания. Главное требование, предъявляемое к форсункам - максимально быстрое и тщательное перемешивание компонентов при поступлении в камеру, потому что от этого зависит скорость их воспламенения и сгорания.
Через Форсуночную головку двигателя F-1 (англ.) , например, в камеру сгорания ежесекундно поступает 1,8 т жидкого кислорода и 0,9 т керосина. И время нахождения каждой порции этого топлива и продуктов его сгорания в камере исчисляется миллисекундами . За это время топливо должно сгореть насколько возможно полнее, так как несгоревшее топливо - это потеря тяги и удельного импульса . Решение этой проблемы достигается рядом мер:

• Максимальное увеличение числа форсунок в головке, с пропорциональной минимизацией расхода через одну форсунку. (В форсуночной головке двигателя устанавливается 2600 форсунок для кислорода и 3700 форсунок для керосина).
• Специальная геометрия расположения форсунок в головке и порядок чередования форсунок горючего и окислителя .
• Специальная форма канала форсунки, благодаря которой при движении по каналу жидкости сообщается вращение, и при поступлении в камеру она разбрасывается в стороны центробежной силой .

Система охлаждения

Ввиду стремительности процессов, происходящих в камере сгорания ЖРД, лишь ничтожная часть (доли процента) всей теплоты, вырабатываемой в камере, передаётся конструкции двигателя, однако, ввиду высокой температуры горения (иногда - свыше 3000°К), и значительного количества выделяемого тепла, даже малой его части достаточно для термического разрушения двигателя, поэтому проблема охлаждения ЖРД весьма актуальна.

Для ЖРД с насосной подачей топлива в основном применяются два метода охлаждения стенок камеры ЖРД: регенеративное охлаждение и пристенный слой , которые часто используются совместно. Для небольших двигателей с вытеснительной топливной системой часто применяется абляционный метод охлаждения.

Регенеративное охлаждение состоит в том, что в стенке камеры сгорания и верхней, наиболее нагреваемой, части сопла тем или иным способом создается полость (иногда называемая «рубашкой охлаждения»), через которую перед поступлением в смесительную головку проходит один из компонентов топлива (обычно - горючее), охлаждая, таким образом, стенку камеры. Тепло, поглощённое охлаждающим компонентом, возвращается в камеру вместе с самим теплоносителем, что и оправдывает название системы - «регенеративная».

Разработаны разные технологические приёмы для создания рубашки охлаждения. Камера ЖРД ракеты Фау-2 , например, состояла из двух стальных оболочек, внутренней и внешней, повторявших форму друг друга. По зазору между этими оболочками проходил охлаждающий компонент (этанол). Из-за технологических отклонений толщины зазора возникали неравномерности течения жидкости, в результате создавались локальные зоны перегрева внутренней оболочки, которая часто «прогорала» в этих зонах, с катастрофическими последствиями.

В современных двигателях внутренняя часть стенки камеры изготовляется из высокотеплопроводных бронзовых сплавов. В ней создаются узкие тонкостенные каналы методом фрезерования (15Д520 РН 11К77 Зенит , РН 11К25 Энергия), или травления кислотой (SSME Space Shuttle). Снаружи эта конструкция плотно обхватывается несущей листовой оболочкой из стали или титана , которая воспринимает силовую нагрузку внутреннего давления камеры. По каналам циркулирует охлаждающий компонент. Иногда рубашка охлаждения собирается из тонких теплопроводных трубок, для герметичности пропаянных бронзовым сплавом, но такие камеры рассчитаны на более низкое давление.

Пристенный слой (пограничный слой, американцы используют также термин «curtain» - занавеска) - это газовый слой в камере сгорания, находящийся в непосредственной близости от стенки камеры, и состоящий, преимущественно, из паров горючего . Для организации такого слоя по периферии смесительной головки устанавливаются только форсунки горючего . Ввиду избытка горючего и недостатка окислителя химическая реакция горения в пристенном слое происходит гораздо менее интенсивно, чем в центральной зоне камеры. В результате температура пристенного слоя оказывается значительно ниже, чем температура в центральной зоне камеры, и он изолирует стенку камеры от непосредственного контакта с наиболее горячими продуктами горения. Иногда, в дополнение к этому, на боковых стенках камеры устанавливаются форсунки, выводящие часть горючего в камеру прямо из рубашки охлаждения, также с целью создания пристенного слоя.

Запуск ЖРД

Запуск ЖРД - ответственная операция, чреватая тяжёлыми последствиями в случае возникновения нештатных ситуаций в ходе её выполнения.

Если компоненты топлива являются самовоспламеняющимися , то есть вступающими в химическую реакцию горения при физическом контакте друг с другом (например, гептил /азотная кислота), инициация процесса горения не вызывает проблем. Но в случае, когда компоненты не являются таковыми, необходим внешний инициатор воспламенения, действие которого должно быть точно согласовано с подачей компонентов топлива в камеру сгорания. Несгоревшая топливная смесь - это взрывчатка большой разрушительной силы, и накопление её в камере грозит тяжёлой аварией.

После воспламенения топлива поддержание непрерывного процесса его горения происходит само собой: топливо, вновь поступающее в камеру сгорания воспламеняется за счёт высокой температуры, созданной при сгорании ранее введённых порций.

Для первоначального воспламенения топлива в камере сгорания при запуске ЖРД используются разные методы:

• Использование самовоспламеняющихся компонентов (как правило, на основе фосфоросодержащих пусковых горючих, самовоспламеняющихся при взаимодействии с кислородом), которые в самом начале процесса запуска двигателя вводятся в камеру через специальные, дополнительные форсунки из вспомогательной топливной системы, а после начала горения подаются основные компоненты. Наличие дополнительной топливной системы усложняет устройство двигателя, зато позволяет его неоднократный повторный запуск.
• Электрический воспламенитель, размещаемый в камере сгорания вблизи смесительной головки, который при включении создаёт электрическую дугу или серию искровых разрядов высокого напряжения. Такой воспламенитель - одноразовый. После воспламенения топлива он сгорает.
• Пиротехнический воспламенитель. Вблизи смесительной головки в камере размещается небольшая пиротехническая шашка зажигательного действия, которая поджигается электрическим запалом .

Автоматика запуска двигателя согласовывает по времени действие воспламенителя и подачу топлива.

Запуск больших ЖРД с насосной топливной системой состоит из нескольких стадий: сначала запускается и набирает обороты ТНА (этот процесс также может состоять из нескольких фаз), затем включаются главные клапаны ЖРД, как правило, в две или больше ступеней с постепенным набором тяги от ступени к ступени до нормальной.

Для относительно небольших двигателей практикуется запуск с выходом ЖРД сразу на 100 % тяги, называемый «пушечным».

Система автоматического управления ЖРД

Современный ЖРД снабжается довольно сложной автоматикой, которая должна выполнять следующие задачи:

• Безопасный пуск двигателя и вывод его на основной режим.
• Поддержание стабильного режима работы.
• Изменение тяги в соответствии с программой полёта или по команде внешних систем управления.
• Отключение двигателя по достижении ракетой заданной орбиты (траектории).
• Регулирование соотношения расхода компонентов.

Из-за технологического разброса гидравлических сопротивлений трактов горючего и окислителя соотношение расходов компонентов у реального двигателя отличается от расчётного, что влечёт за собой снижение тяги и удельного импульса по отношению к расчётным значениям. В результате ракета может так и не выполнить свою задачу, израсходовав полностью один из компонентов топлива. На заре ракетостроения с этим боролись, создавая гарантийный запас топлива (ракету заправляют большим, чем расчётное, количеством топлива, чтобы его хватило при любых отклонениях реальных условий полёта от расчётных). Гарантийный запас топлива создаётся за счёт полезного груза. В настоящее время большие ракеты оборудуются системой автоматического регулирования соотношения расхода компонентов, которая позволяет поддерживать это соотношение близким к расчётному, сократить, таким образом, гарантийный запас топлива, и соответственно увеличить массу полезной нагрузки.

Система автоматического управления двигательной установкой включает в себя датчики давления и расхода в разных точках топливной системы, а исполнительными органами её являются главные клапаны ЖРД и клапаны управления турбиной (на рис.1 - позиции 7, 8, 9 и 10).

Компоненты топлива

Выбор компонентов топлива является одним из важнейших решений при проектировании ЖРД, предопределяющий многие детали конструкции двигателя и последующие технические решения. Поэтому выбор топлива для ЖРД выполняется при всестороннем рассмотрении назначения двигателя и ракеты, на которой он устанавливается, условий их функционирования, технологии производства, хранения, транспортировки к месту старта и т. п.

Одним из важнейших показателей, характеризующих сочетание компонентов является удельный импульс , который имеет особенно важное значение при проектировании ракет-носителей космических аппаратов, так как от него в сильнейшей степени зависит соотношение массы топлива и полезного груза, а следовательно, размеры и масса всей ракеты (см. Формула Циолковского), которые при недостаточно высоком значении удельного импульса могут оказаться нереальными. В таблице 1 приведены основные характеристики некоторых сочетаний компонентов жидкого топлива.

Таблица 1.

Окислитель	Горючее	Усреднённая плотность топлива , г /см³	Температура в камере сгорания, °К	Пустотный удельный импульс, с
Кислород	Водород	0,3155	3250	428
	Керосин	1,036	3755	335
		0,9915	3670	344
	Гидразин	1,0715	3446	346
	Аммиак	0,8393	3070	323
Тетраоксид диазота	Керосин	1,269	3516	309
	Несимметричный диметилгидразин	1,185	3469	318
	Гидразин	1,228	3287	322
Фтор	Водород	0,621	4707	449
	Гидразин	1,314	4775	402
	Пентаборан	1,199	4807	361

Однокомпонентнымми являются и реактивные двигатели, работающие на сжатом холодном газе (например, воздухе или азоте). Такие двигатели называются газореактивными и состоят из клапана и сопла. Газореактивные двигатели применяются там, где недопустимо тепловое и химическое воздействие выхлопной струи, и где основным требованием является простота конструкции. Этим требованиям должны удовлетворять, например, индивидуальные устройства перемещения и маневрирования космонавтов (УПМК), расположенные в ранце за спиной и предназначенные для перемещения при работах вне космического корабля. УПМК работают от двух баллонов со сжатым азотом, который подается через соленоидные клапаны в двигательную установку, состоящую из 16 двигателей.

Трёхкомпонентные ЖРД

С начала 1970-х годов в СССР и США изучалась концепция трехкомпонентных двигателей, которые сочетали бы в себе высокое значение удельного импульса при использовании в качестве горючего водорода, и более высокую усреднённую плотность топлива (а, следовательно, меньший объём и вес топливных баков), характерную для углеводородного горючего. При запуске такой двигатель работал бы на кислороде и керосине, а на больших высотах переключался на использование жидких кислорода и водорода. Такой подход, возможно, позволит создать одноступенчатый космический носитель. Российским примером трехкомпонентного двигателя является ЖРД РД-701 , который был разработан для многоразовой транспортно-космической системы МАКС .

Возможно также использование двух топлив одновременно - например водород-бериллий-кислород и водород-литий-фтор (бериллий и литий горят, а водород по большей части используется как рабочее тело), что позволяет достичь значений удельного импульса в районе 550-560 секунд, однако технически очень сложно и никогда не использовалось на практике.

Управление ракетой

В жидкостных ракетах двигатели часто помимо основной функции - создания тяги, выполняют также роль органов управления полётом. Уже первая управляемая баллистическая ракета Фау-2 управлялась с помощью 4 графитных газодинамических рулей, помещённых в реактивную струю двигателя по периферии сопла. Отклоняясь, эти рули отклоняли часть реактивной струи, что изменяло направление вектора тяги двигателя, и создавало момент силы относительно центра масс ракеты, что и являлось управляющим воздействием. Этот способ заметно снижает тягу двигателя, к тому же графитные рули в реактивной струе подвержены сильной эрозии и имеют очень малый временной ресурс.
В современных системах управления ракетами используются поворотные камеры ЖРД, которые крепятся к несущим элементам корпуса ракеты с помощью шарниров, позволяющих поворачивать камеру в одной или в двух плоскостях. Компоненты топлива подводятся к камере с помощью гибких трубопроводов - сильфонов . При отклонении камеры от оси, параллельной оси ракеты, тяга камеры создаёт требуемый управляющий момент силы. Поворачиваются камеры гидравлическими или пневматическими рулевыми машинками, которые исполняют команды, вырабатываемые системой управления ракетой.
В отечественном космическом носителе Союз (см.фото в заголовке статьи) помимо 20 основных, неподвижных камер двигательной установки имеются 12 поворотных (каждая - в своей плоскости), управляющих камер меньшего размера. Рулевые камеры имеют общую топливную систему с основными двигателями.
Из 11 маршевых двигателей (всех ступеней) ракеты-носителя Сатурн-5 девять (кроме центральных 1-й и 2-й ступеней) являются поворотными, каждый - в двух плоскостях. При использовании основных двигателей в качестве управляющих рабочий диапазон поворота камеры составляет не более ±5°: ввиду большой тяги основной камеры и расположения её в кормовом отсеке, то есть на значительном расстоянии от центра масс ракеты, даже небольшое отклонение камеры создаёт значительный управляющий

На сегодняшний день ракеты различных классов стали одним из основных вооружений самых различных классов, включая собственный род войск – ракетные войска стратегического назначения, и единственным способом вывода полезной нагрузки и человечества в космическое пространство.

Одним из наиболее сложных элементов ракет был и остается ракетный двигатель. Появившись более двух тысяч лет назад, ракеты и двигатели, к сегодняшнему дню, эволюционировали, достигнув совершенства, а касательно двигателей, можно сказать, что и теоретического предела.

Жидкостный ракетный двигатель РД-0124

Исторически, первые ракеты использовали простейший пороховой двигатель. В современной терминологии – ракетный двигатель на твёрдом топливе (РДТТ). В течение своего развития такие двигатели получили новые топлива, корпуса из новых материалов, управляемые сопла различных конфигураций, сохранив при этом простоту конструкции и высокую надежность, что предопределило широкое применение этого типа двигателей в технике военного назначения. Основное же достоинство таких двигателей – это постоянная готовность к применению и минимизация операций и времени предстартовой подготовки. При этом, приходится мириться с такими недостатками РДТТ, как сложность организации выключения двигателя, многократность включения и управление тягой.

Основные параметры РДТТ определяются применяемым в нем топливом, возможностью управления вектором тяги, а также конструкцией корпуса. Также, стоит заметить, что рассмотрение твердотопливных двигателей в отрыве от ракет бессмысленно, потому как камера сгорания двигателя, является одновременно и топливным баком и включена в конструкцию ракеты.

Если говорить о сравнении РДТТ отечественных и западных, то тут стоит отметить, что на западе применяются твердые смесевые топлива с более высокой энергетикой, что позволяет создавать двигатели с большим удельным импульсом. В частности, повышается отношение максимальной развиваемой двигателем к массе топлива. Это позволяет снизить стартовые массы ракет. Особенно это заметно при рассмотрении характеристик баллистических ракет.

Первые боевые МБР с РДТТ появились в США в 60-х годах («Поларис» и «Минитмэн»), в СССР же только в 80-х («Тополь» и Р-39).

Поскольку, в таких ракетах основную стартовую массу составляет запас топлива, то сравнивая их и дальности пуска можно судить о эффективности примененных РДТТ.

Для современной американской МБР «Минитмэн-3» стартовая масса и дальность пуска составляют 35400 кг и 11000-13000 км. Для Российской ракеты РС-24 «Ярс» – 46500 – 47200 кг и 11000 км. При забрасываемой массе для обеих ракет в районе 1200 кг, явное преимущество по силовой установке имеет американская ракета. Также, в более лёгких классах РДТТ, включая авиационные ракеты, американцы чаще применяют управление вектором тяги используя отклоняемое сопло. У нас же – это интерцепторы в газовой струе. Последние, снижают КПД двигателя на 5%, отклоняемое сопло – на 2-3%.

С другой стороны, российскими химиками разработана сухая смесь для РДТТ, остатки которой могут быть подорваны. Двигатель с таким топливом применен в ПЗРК «Игла-С», где этот эффект используется для усиления воздействия БЧ. При этом, её американский аналог “Stinger” за счет быстрейшего выгорания топлива развивает большую скорость на активном участке полёта, длительность которого значительно меньше.

Еще одно военное применение РДТТ – в качестве двигателей мягкой посадки на десантируемых платформах. В настоящее время только в России продолжают развиваться десантируемые платформы, обеспечивающие выброску бронетехники с экипажами. Одной из особенностей таких систем является применение тормозных РДТТ. Технология эта позаимствована из космической отрасли, где подобные двигатели применяются для мягкой посадки спускаемых аппаратов.

В мирном космосе РДТТ получили распространение в качестве силовых установок верхних ступеней ракетоносителей и стартовых ускорителей, разгонных блоков космических аппаратов, а также двигателях мягкой посадки. На сегодняшний день одни из мощнейших РДТТ стартовых ускорителей созданы для европейского РН «Ариан».

Также, на западе РДТТ получили распространение в качестве силовых установок РН лёгкого класса, таких как европейская «Вега».

У России сохраняется приоритет в строительстве спускаемых космических аппаратов, оснащенных РДТТ мягкой посадки. На сегодняшний день, спускаемый аппарат корабля «Союз».

РДТТ применяются и для спасения экипажей космических кораблей до старта. Катапультные кресла в авиации, также. Снабжаются РДТТ, и лучшим на сегодняшний день во всем мире признан российский комплекс спасения с креслом К-36.

А вот на разгонных блоках космических аппаратов РДТТ применяются только в США и Европе. Применение же РДТТ в верхних ступенях ракетоносителей гражданского назначения в России характерно для конверсионных РН, созданных на базе МБР.

Стоит, также указать, что NASA отработала технологию многоразовых ТРДД, которые после выгорания топлива можно было заправить и использовать повторно. Речь идёт о стартовых ускорителях космического челнока, и, хотя, эта возможность никогда не использовалась, само её существование говорит о богатом накопленном опыте конструирования и эксплуатации мощных ТРДД. Отставание России в области создания РДТТ большой тяги для космических аппаратов, причиной чего, в основном, является отсутствие наработок в области высокоэнергетического твердого топлива, вызвано историческим упором на ЖРД, как более мощные и обеспечивающие большую топливную эффективность. Так, до сих пор для отечественных твердых и смесевых топлив срок гарантийного хранения составляет 10-15 лет, в то время как в США достигнуты сроки хранения ракет с РДТТ в 15-25 лет. В области же микро- и мини- РДТТ для применения в системах различного военного и гражданского назначения Россия вполне может конкурировать с мировыми образцами, а в некоторых сферах применения обладает уникальными технологиями.

В части же технологий изготовления корпусов, на сегодняшний момент, нельзя выделить чьего-либо однозначного приоритета. Различные методы применяются в зависимости от того, с какой ракетой предстоит увязывать создаваемый РДТТ. Стоит, только указать на то, что в связи с большей энергетикой американских смесевых топлив, корпуса двигателей рассчитаны на более высокую температуру горения.

Появившиеся гораздо позже, жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) за более короткий срок своего существования достигли максимально возможного технического совершенства. Возможность многократного включения и плавного регулирования тяги определили применение таких двигателей в космических ракетоносителях и аппаратах. Значительные наработки в области создания двигателей для боевых комплексов были достигнуты в СССР. В частности, ракеты с ЖРД до сих пор стоят на дежурстве в составе РВСН, не смотря на присущие данному типу недостатки. К недостаткам относится, прежде всего, сложность хранения и эксплуатации заправленной ракеты, сложность самой заправки. Тем не менее, советским инженерам удалось создать технологии ампулирования топливных баков, обеспечивающие сохранение высококипящих компонентов топлива в них сроком до 25 лет, в результате чего были созданы самые мощные МБР в мире. Сегодня же, по мере вывода их с боевого дежурства эти МБР применяются для запуска в космическое пространство полезной нагрузки, в том числе, и мирного назначения. По этому рассмотрим их вместе с другими гражданскими РН.

Современные ЖРД можно разделить на несколько классов по различным критериям. Среди них – способ подачи топлива в камеру сгорания (турбонасосный закрытого и открытого типа, вытеснительный), количество камер сгорания двигателя (одно- и многокамерные), и самое главное, компоненты топлива.

Следует сказать, что выбор топлива для двигателя есть вводная для создания двигателя, так как в большей степени тип топлива и окислителя определяется конструкцией и параметрами ракеты.

Так как большинство современных ракет с ЖРД применяются исключительно для выведения космических аппаратов, есть возможность проведения длительных предстартовых подготовок. Это дает возможность использовать в них низкокипящие компоненты топлива – то есть такие, температура кипения которых значительно ниже нуля. К таковым относится, в первую очередь, используемый в качестве окислителя жидкий кислород и, в качестве топлива, жидкий водород. Самым мощным кислород-водородным двигателем остается американский двигатель RS-25, созданный по программе многоразового транспортного космического корабля. То есть, кроме того, что это самый мощный двигатель на указанных компонентах топлива, его ресурс составляет 55 полётных циклов (с обязательной переборкой после каждого полёта). Двигатель построен по схеме с дожиганием генераторного газа (закрытого цикла). Тяга данного ЖРД составляла 222 тонн-силы в вакууме и 184 на уровне моря.

Его аналогом в СССР был двигатель для второй ступени РН «Энергия» – РД-0120, но с несколько худшими параметрами, не смотря на большее давление газа в камере сгорания (216 атмосфер против 192), при этом масса его была выше, а тяга меньше.

Современные же кислород-водородные двигатели, такие как «Вулкан» европейского РН «Ариан» созданы с использованием открытого цикла газогенератора (сброс газогенераторного газа), и в результате этого, обладает худшими параметрами.

Другая топливная пара – низкокипящий кислород в качестве окислителя и высококипящий керосин, применяются в самом мощном ЖРД РД-170. Построенный по четырехкамерной схеме (один турбонасосный агрегат обеспечивает подачу топлива в 4 камеры сгорания), с закрытым циклом, двигатель обеспечивает тягу в 806 тонн-сил в вакууме, при этом рассчитан на 10 полётных циклов. Двигатель создавался для первой ступени РН «Энергия» (стартовые ускорители). Сегодня его вариант РД-171, обеспечивающий газодинамическое управление по всем трём осям (РД-170 только по двум) используется на РН «Зенит», являющийся, по-сути, самостоятельным стартовым ускорителем от РН «Энергия». Масштабирование двигателя позволило создать двухкамерный РД-180 и однокамерный РД-191, для американской РН Атлас и российской Ангара соответственно.

Наиболее мощным РН на сегодняшний день, является российский «Протон-М», оснащенный ЖРД на высококипящих компонентах РД-275 (первая ступень), и РД-0210 (вторая ступень). Применение высококипящих компонентов, указывает, на, отчасти, военное прошлое данного РН.

РД-275 выполнен по однокамерной схеме, закрытого цикла. Компоненты топлива – гептил и окислитель – N2O4, являются высокотоксичными. Тяга в пустоте – 187 тонн. По всей видимости, это вершина развития ЖРД на высококипящих компонентах, потому как на перспективных космических РН буду применятся нетоксичные кислород-керосиновые или кислород-водородные двигатели, а на боевых БР, включая МБР применяются РДТТ.

Местом, где сохраняется возможность и перспективы применения ЖРД на токсичных компонентах является открытый космос. То есть применение таких ЖРД возможно на разгонных блоках. Так, на российском РБ «Бриз-М» установлен двигатель С5.98М, работающий на тех же компонентах, что и РД-275.

В целом, стоит отметить, что на сегодняшний день российские ЖРД лидируют на мировом рынке как по количеству выведенной нагрузке, так и по распространению на РН различных государств.

При этом продолжаются работы по созданию новых типов двигателей, таких как трехкомпонентные ЖРД, обеспечивающие универсальность применения в атмосфере и за её пределами. Поскольку созданные двигатели достигли предела технического совершенства превзойти их будет очень сложно, а с учетом необходимых на это финансовых затрат – и вовсе бессмысленно. Таким образом, у нас есть лучшая в мире конструкторская школа в этой области, вопрос только в достаточном финансировании, для ее сохранения и развития.

Худзицкий Михаил , инженер-конструктор систем наведения

Вопрос снижения стоимости запусков ракет-носителей стоял всегда. Во времена космической гонки СССР и США мало задумывались о затратах - престиж страны стоил неизмеримо дороже. Сегодня сокращение расходов «по всем фронтам» стало общемировым трендом. Топливо составляет всего 0,2…0,3% от стоимости всей ракеты-носителя, но кроме стоимости топлива важен еще такой параметр, как его доступность. А здесь уже есть вопросы. За последние 50 лет список жидких горючих, широко использующихся в ракетно-космической отрасли мало изменился. Давайте же их перечислим: керосин, водород и гептил. Каждое из них имеет свои особенности и по-своему интересно, но у всех есть хотя бы один серьёзный недостаток. Вкратце рассмотрим каждое из них.

Керосин

Начал применяться ещё в 50-х годах и остаётся востребован и по сей день - именно на нём летают наша Ангара и Falcon 9 от SpaceX . Обладает множеством преимуществ, среди которых: высокая плотность, низкая токсичность, обеспечивает высокий удельный импульс, пока что приемлемая цена. Но производство керосина сегодня сопряжено с большими трудностями. Например, ракеты Союз, которые делают в Самаре, сейчас летают на искусственно созданном горючем, потому что изначально для создания керосина для этих ракет использовались только определенные сорта нефти из конкретных скважин. В основном это нефть Анастасиевско-Троицкого месторождения в Краснодарском крае. Но нефтяные скважины истощаются, и ныне используемый керосин является смешением композиций, которые добываются из нескольких скважин. Заветную марку РГ-1 получают с помощью дорогостоящей перегонки. По оценкам экспертов, проблема дефицита керосина будет только усугубляться.

«Ангара 1.1» на керосиновом двигателе РД-193

Водород

Сегодня водород, наряду с метаном, является одним из самых перспективных ракетных горючих. На нём летает сразу несколько современных ракет и разгонных блоков. В паре с кислородом он (после фтора) выдаёт самый высокий удельный импульс и для использования в верхних ступенях ракеты (или разгонных блоках) подходит идеально. Но чрезвычайно низкая плотность не позволяет в полной мере использовать его для первых ступеней ракет. Есть у него ещё один недостаток - высокая криогенность. Если ракета заправлена водородом, то он находится при температуре около 15 кельвинов (-258 по Цельсию). Это приводит к дополнительным затратам. Если сравнивать в керосином, то доступность водорода достаточно высока и его получение не является проблемой.

«Delta-IV Heavy» на водородных двигателях RS-68A

Гептил

Он же НДМГ или несимметричный диметилгидразин. У этого горючего всё ещё остаются сферы применения, но оно постепенно отходит на задний план. И причиной тому его высокая токсичность. Он обладает почти такими же, как керосин энергетическими показателями и является высококипящим компонентом (хранение при комнатной температуре) и, поэтому, в советское время использовался достаточно активно. Например, ракета Протон летает на высокотоксичной паре гептил+амил, каждый из которых способен убить человека, вдохнувшего по неосторожности их пары. Использование таких топлив в современное время неоправдано и является неприемлемым. Горючее находит применение в спутниках и межпланетных зондах, где оно, к сожалению, незаменимо.

«Протон-М» на гептиловых двигателях РД-253

Метан как альтернатива

Но есть ли топливо, которое удовлетворит всех и будет стоить дешевле всех? Возможно, это метан. Тот самый голубой газ, на котором некоторые из вас сегодня готовили пищу. Предлагаемое горючее является перспективным, активно осваивается другими отраслями промышленности, обладает более широкой сырьевой базой по сравнению с керосином и низкой стоимостью - это является важным моментом, учитывая прогнозируемые проблемы производства керосина. Метан как по плотности, так и по эффективности находится между керосином и водородом. Способы получения метана многочисленны. Главный источник метана природный газ, который состоит на 80..96% из метана. Остальное - это пропан, бутан и другие газы того же ряда, которые можно вообще не удалять, они очень схожи по свойствам с метаном. Другими словами, можно просто сжижать природный газ и использовать его как ракетное топливо. Метан можно получать и из других источников, например, переработкой отходов животноводства. Возможность использования метана в качестве ракетного топлива рассматривается уже на протяжении десятков лет, однако сейчас есть только стендовые варианты и экспериментальные образцы таких двигателей. Например, в химкинском НПО «Энергомаш» исследования в части использования сжиженного газа в двигателях велись с 1981 года. Прорабатываемая сейчас в «Энергомаше» концепция предусматривает разработку однокамерного двигателя тягой в 200 т на топливе «жидкий кислород - сжиженный метан» для первой ступени перспективного носителя легкого класса. Космическая техника ближайшего будущего обещает быть многоразовой. И тут открывается ещё одно преимущество метана. Он криогенный, а, значит, достаточно нагреть двигатель хотя бы до температуры -160 по Цельсию (а лучше выше) и двигатель сам освободится от компонентов топлива. По мнению специалистов он более всего подходит для создания многоразовых ракет-носителей. Вот что о метане думает главный конструктор НПО «Энергомаш» Владимир Чванов:

Удельный импульс у двигателя на СПГ высокий, но это преимущество нивелируется тем, что у метанового топлива меньшая плотность, поэтому в сумме получается незначительное энергетическое преимущество. С конструкционной точки зрения метан привлекателен. Чтобы освободить полости двигателя, нужно только пройти цикл испарения - то есть двигатель легче освобождается от остатков продуктов. За счет этого метановое топливо более приемлемо с точки зрения создания двигателя многоразового использования и летательного аппарата многоразового применения.

Ещё один довод в пользу использования метана - возможность добывать его на астероидах, планетах и их спутниках, обеспечивая возвращаемые миссии топливом. Там намного легче добывать метан, чем керосин. Естественно, о возможности привозить топливо с собой не может быть и речи. Перспектива таких дальних миссий, весьма отдалённая, но некоторые работы уже ведутся.

Будущее, которое так и не наступило

Так почему же метан в России так и не стал практически используемым горючим? Ответ достаточно прост. С начала 80-х в СССР, а потом и в России не было создано ни одного нового ракетного двигателя. Все российские «новинки» - это модернизация и переименование советского наследия. Единственный честно созданный комплекс - «Ангара» - с самого начала планировался как керосиновый транспорт. Его переделка обойдётся в копеечку. Вообще, Роскосмос постоянно отклоняет метановые проекты потому, что там связывают «добро» на хотя бы один подобный проект с «добром» на полную перестройку отрасли с керосина и гептила на метан, что считается долгим и дорогостоящим мероприятием.

Двигатели

На данный момент есть несколько компаний, заявляющих о скором использовании метана в своих ракетах. Двигатели, которые создаются:

• КВРД FRE-1 от Firefly Space Systems ;
• Blue Engine 4 (BE-4) от Blue Origin;
• С5.86 от КБХМ им. Исаева;
• Раптор (Merlin 2 ?) от SpaceX ;
• Пока безымянный двигатель от НПО «Энергомаш» на основе их универсальной ракетной камеры;
• РД0110МД, РД0162, созданные в Конструкторском бюро химавтоматики .

FRE-1 /

Ни в коем случае не умаляем заслуг великого К.Э. Циолковского, но он все-таки был теоретиком ракетостроения. Мы же сегодня хотели бы упомянуть о человеке, первым построившем ракету на жидком топливе. И пусть эта ракета поднялась всего на 12 метров, но это был лишь первый маленький шажок человечества на длинной дороге к звездам.
16 марта исполнилось 90 лет с момента запуска первой в истории ракеты на жидком топливе. Подчеркнем, что имеется в виду именно первый «в истории» запуск. Вполне логично предположить, что со времен изобретения пороха китайцами, попыток запустить некие предметы в небо с помощью пороха или еще чего-либо было несть числа, однако о них сегодня мало что известно. Например, есть записи о том, что еще в 13-ом веке китайские инженеры использовали порох для отражения вражеских атак. Поэтому, отмечаем то, о чем знаем достоверно.
Сегодня запуском ракеты, будь она жидко- или твердотопливная, не удивить даже первоклассника, но 90 лет назад это было новшеством сродни открытию гравитационных волн сегодня. 16 марта 1926 года ракета на жидком топливе, представлявшем собой смесь бензина и кислорода, была запущена пионером ракетостроения американцем Робертом Годдардом.
На просторах Интернета мы нашли анимацию (ниже), на которой сотрудники Центра космических полетов Годдарда NASA отмечают 50-летие исторического испытательного полета маленькой ракеты в 1976 году.
Сотрудники центра, названного в честь Годдарда, собрались перед школьным автобусом в НАСА, наблюдая за запуском точной копии первой в мире ракеты на жидком топливе. Сегодня жидкотопливные ракеты используются в большинстве крупных космических запусков, от пилотируемых полетов до межпланетных миссий.
Однако первая ракета была совсем небольшой и летала невысоко. Но, несмотря на это, она ознаменовала собой большой прыжок в развитии ракетной техники.

Анимация запуска копии ракеты Роберта Годдарда по случаю 50-летия со дня первого запуска (16 марта 1976 года).
Фото: НАСА/Центр космических полетов Годдарда

Годдард верил в то, что будущее за жидким топливом. Такое топливо, например, обеспечивает больше тяги на единицу топлива и позволяет инженерам применять менее мощные насосы для подачи, благодаря большей плотности жидкости по сравнению с газами или тем же порохом. Однако Годдарду понадобилось целых 17 лет непрерывной работы, чтобы довести дело до первого запуска.
Годдард мечтал стать свидетелем первого межпланетного путешествия. Этого не произошло, он умер в 1945 году, но дело его жизни продолжается, потомки его детища покоряют космические тропы хотя и с переменным, но все-таки успехом.
Первый спутник был запущен Советским Союзом в 1957 году с помощью именно жидкотопливной ракеты. Жидкое топливо также использовалось для огромных ракет Сатурн V, которые доставляли астронавтов на Луну в 60-70-х годах. Жидкое топливо и сегодня предпочтительнее для пилотируемых миссий, так как его горением можно управлять, что безопаснее, чем использование твердого ракетного топлива.
Среди других на жидком топливе работают такие ракеты как европейская ракета-носитель «Ариан 5» (именно она выведет в космос телескоп Джеймс Вебб), российские «Союзы», Атлас V и Дельта от United Launch Alliance, а также Falcon 9 и SpaceX.
Годдарду принадлежат более 200 патентов на различные изобретения. Одна из его основных работ — многоступенчатые ракеты, которые в настоящее время являются основными «рабочими лошадками» космических программ всех стран.
При всех своих заслугах, как говорится в одном из сообщений НАСА, «США не признали в полной мере его (Годдарда) потенциал при жизни, некоторые из его идей о покорении космического пространства подвергались насмешкам. Но полет первой жидкотопливной ракеты является столь же значимым для космоса событием как первый полет братьев Райт для авиации, и даже 90 лет спустя его изобретения по-прежнему являются неотъемлемой частью космических технологий».