Твердотопливный ракетный двигатель принцип работы

4.2 Анализ условий работы конструкции РДТТ

Анализ
внутрибаллистических условий

Важнейшей характеристикой ТРТ, определяющей характер внутрикамерных
процессов, является скорость горения. При номинальном давлении она должна быть
достаточной для достижения необходимых характеристик двигательной установки. В
данном случае от РДТТ требуеться большая тяга в течение короткого времени при
высоких перегрузках. Последнее обстоятельство не позволяет по соображениям
прочности применить многошашечный заряд с развитой поверхностью горения.
Приемлемым решением является применение скрепленного с корпусом заряда, но в
этом случае повышенная скорость горения должна обеспечивать необходимое газообразование
при ограниченной поверхности горения. Иногда необходима относительно малая
скорость горения для достижения длительного времени работы Для выполнения
сложной программы полета в одном двигателе возможно размещение зарядов ТРТ с
разной скоростью горения, например, в двигателях со ступенчатым изменением
тяги: для короткого старта с большой тягой и длительного полета с пониженной
тягой.

Топливо должно обеспечивать устойчивое и равномерное горение в условиях
требуемых давлений в камере сгорания, в том числе и сравнительно невысоких.

Весьма важной характеристикой является величина разброса скорости горения
для одного состава или одной партии топлива, т. е

хорошая воспроизводимость
характеристик топлива.

Анализ полета
КЛА в космосе

«Восход» — советский космический корабль для полётов на
околоземной орбите.

Для движения по орбите вокруг Земли аппарат должен иметь начальную
скорость, равную или немного большую первой космической скорости. Полёты
выполняются на высотах до нескольких сотен тысяч километров. Нижнюю границу
высоты полёта обуславливает необходимость избежать процесса быстрого торможения
в атмосфере. Период обращения спутника по орбите в зависимости от средней
высоты полёта может составлять от полутора часов до нескольких суток.

Применение

Космонавтика

Многокамерный ракетный двигатель твёрдого топлива для катапультирования кресла с «Бурана» (слева)

Редко используются в советской и российской космонавтике (например, Старт (ракета-носитель)), однако широко применялись и применяются в ракетной технике других стран, например в США. В основном это элементы первой ступени (боковые ускорители):

• Боковой ускоритель МТКК Спейс шаттл и Space Launch System.
• Вторая ступень Наро-1 (Республика Корея), Антарес (США).
• Семейство твердотопливных ступеней Castor (англ.)русск..
• Японская ракета SS-520.

Боевые ракеты

Баллистические ракеты подводных лодок

• UGM-27 «Поларис» (1960)
• UGM-73 «Посейдон» (1970)
• UGM-96 «Трайдент» (1979)
• M1 (1972)
• M20 (1976)
• M45 (1996)
• M51
• Р-39 (1983)
• Р-30 «Булава»

Межконтинентальные баллистические ракеты

• LGM-30 «Минитмен» (1962)
• MX «Пискипер» (1986)
• РТ-23 УТТХ «Молодец»(1987)
• РТ-2ПМ «Тополь» (1982)
• РТ-2ПМ2 «Тополь-М» (1998)
• РС-24 «Ярс» (2009)
• РС-26 «Рубеж» (2017)

Противоракеты системы ПВО

LIM-49A «Спартен»

ПЗРК

Игла

В моделизме

В ракетомоделировании используется 2 типа двигателей на твёрдом топливе. Первые — на основе дымного пороха (в Америке такие двигатели имеются в свободной продаже). Но обычно используют расплав или смесь калийной селитры (или реже натриевой селитры) и углеводов (сахар, сорбит и декстроза) — это т. н. «карамель», она изготовляется самостоятельно. Ракетные двигатели обычно имеют сопло, но иногда делают и бессопловые двигатели. Их обычно изготовляют из картонных гильз для охотничьих ружей, в качестве сопла используется отверстие для капсюля.

Морской арсенал

Баллистическая ракета Р-30 «Булава» для вооружения крейсеров «Борей» была разработана Московским институтом теплотехники (МИТ). Как полагают эксперты, при создании использовались наработки проекта мобильной малогабаритной МБР 15Ж59 «Курьер» (работы были прекращены в 1991 году в связи с реализацией ДРСМД).

Также по теме

«Нерядовые учения»: Путин провёл запуск четырёх баллистических ракет в рамках манёвров стратегических сил России

Минобороны РФ провело тренировку по управлению Стратегическими ядерными силами (СЯС) России, в ходе которой были произведены пуски…

Проектирование «Булавы» и создание для неё систем связи и оборудования стартовали в конце 1990-х годов. Бросковые испытания опытных образцов начались в начале 2000-х годов, лётные — в 2004 году. В 2007-м было запущено серийное производство основных узлов будущей ракеты.

Этап испытаний (2005—2012 годы) «Булавы» проходил неровно, 6 из 12 пусков оказались неудачными. Однако шесть успешных пусков в 2010—2011 годах продемонстрировали исправность доработанных специалистами электронных систем. 10 января 2013 года Р-30 была принята на вооружение ВМФ.

«Булава» — твердотопливная ракета, отличается неприхотливостью в эксплуатации. Её главная особенность в сухом старте — перед пуском шахта, откуда вылетает ракета, не заполняется водой. Это позволяет уменьшить вероятность обнаружения крейсера гидроакустическими системами противника. 

Помимо «Булавы», на вооружении морского компонента ядерной триады РФ стоят жидкостные МБР Р-29РМУ2 «Синева» (2007) и её модернизированный вариант Р-29РМУ2.1 «Лайнер» (2014). Жидкостными ракетами оснащены атомные крейсера проекта 67БДРМ «Дельфин» и проекта 667БДР «Кальмар».

• Запуск баллистической ракеты «Синева» с борта РПКСН «Верхотурье»

«Синева» и «Лайнер» менее безопасны в эксплуатации, чем «Булава», однако они превосходят её по энергомассовым характеристикам, то есть по соотношению дальности, массы, боевой нагрузки и мощи. Российские жидкостные ракеты морского базирования являются самыми эффективными баллистическим ракетами в мире», — отметил Корнев.

Все три российские МБР оснащены аппаратурой, позволяющей преодолевать системы противоракетной обороны, включая перспективные образцы. Однако в силу небольших габаритов ракеты морского базирования уступают по мощности наземным вариантам.

Базовые концепты

Упрощенная схема твердотопливной ракеты. 1. твердого (топливо) набивается в ракету с цилиндрическим отверстием посередине. 2. Воспламенитель воспламеняет поверхность пороха. 3. Цилиндрическое отверстие в порохе действует как камера сгорания . 4. Горячий выхлоп застревает в горле, что, помимо прочего, определяет величину создаваемой тяги. 5. Выхлоп выходит из ракеты.

Простой ракетный твердотопливный двигатель состоит из корпуса, сопла , зерна ( метательного заряда ) и воспламенителя .

Твердая зернистая масса горит предсказуемым образом с образованием выхлопных газов, поток которых описывается потоком Тейлора-Кулика . Эти сопла размеры рассчитаны для поддержания конструкции давления, при производстве тяги от выхлопных газов.

После воспламенения простой твердотопливный ракетный двигатель не может быть отключен, потому что он содержит все ингредиенты, необходимые для сгорания внутри камеры, в которой они сжигаются. Более совершенные твердотопливные ракетные двигатели можно не только дросселировать, но и гасить, а затем повторно зажигать, контролируя геометрию сопла или используя вентиляционные отверстия. Также доступны импульсные ракетные двигатели, которые горят сегментами и которые могут запускаться по команде.

Современные конструкции могут также включать в себя управляемое сопло для наведения, авионику , оборудование для восстановления ( парашюты ), механизмы самоуничтожения , ВСУ , управляемые тактические двигатели, регулируемые двигатели отклонения и ориентации , а также материалы для управления тепловым режимом .

Твердотопливные ракеты: конфигурации

Читая описание для современных твердотопливных ракет, часто можно найти вот такое:

Здесь объясняется не только состав топлива, но и форма канала, пробуренного в центре топлива. «Перфорация в виде 11-конечной звезды» может выглядеть вот так:

Твердотопливные двигатели обладают тремя важными преимуществами:

• простота
• низкая стоимость
• безопасность

Но есть и два недостатка:

• тягу невозможно контролировать
• после зажигания двигатель нельзя отключить или запустить повторно

Недостатки означают, что твердотопливные ракеты полезны для непродолжительных задач (ракеты) или систем ускорения. Если вам понадобится управлять двигателем, вам придется обратиться к системе жидкого топлива.

Топливо

Основная статья: Твёрдое ракетное топливо

• Гомогенные топлива. Представляют собой твёрдые растворы (обычно — нитроцеллюлозы) в нелетучем растворителе (обычно в нитроглицерине). Применяются в небольших ракетах.
• Смесевые топлива. Это смесь твёрдых окислителя и горючего. Наиболее значимы:
  • Дымный порох. Исторически первое ракетное топливо. Состав: селитра, древесный уголь и сера.
  • Смесевые топлива на основе перхлората аммония (окислитель) и полимерного горючего. Наиболее широко применяемое топливо для тяжелых ракет военного и космического назначения.
  • В ракетомоделизме получило широкое распространение самодельное смесевое топливо на основе нитрата калия и органических связующих, доступных в быту (сорбит, сахар и тому подобных).

Топливо РДТТ американских межконтинентальных ракет состояло из смеси на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана с алюминием (первая ступень), с присадками (связующего НТРВ (англ. Hydroxyl Terminated Poly Butadien — полибутадиена с концевой гидроксильной группой), улучшающими стабильность скорости горения, формование и хранения заряда и смесью на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана в смеси с сополимером полибутадиена и акриловой кислоты (вторая ступень).

История

Китайцы средневековой династии Сун изобрели очень примитивную форму твердотопливной ракеты. Иллюстрации и описания в китайском военном трактате XIV века « Хуолунцзин » военного писателя и философа династии Мин Цзяо Ю подтверждают, что китайцы в 1232 году использовали прото-твердотопливные ракеты, тогда известные как « огненные стрелы », чтобы отбросить монголов во время монгольской осады Кайфэна. . Каждая стрела имела примитивную форму простой трубы твердотопливной ракеты, заполненной порохом. Один открытый конец позволял газу выходить и был прикреплен к длинной палке, которая действовала как система наведения для управления направлением полета.

Первые ракеты с чугунными трубами использовались Королевством Майсур при Хайдере Али и Типу Султане в 1750-х годах. Эти ракеты достигли цели на расстоянии до полутора миль. Они оказались чрезвычайно эффективными во Второй англо-майсурской войне , закончившейся унизительным поражением Британской империи . Слухи об успехе ракет Майсур против британской имперской власти вызвали исследования в Англии, Франции, Ирландии и других местах. Когда в 1799 году британцы, наконец, захватили форт Шрирангапатана , сотни ракет были отправлены в Королевский арсенал недалеко от Лондона, где их нужно было перепроектировать. Это привело к первому промышленному производству военных ракет с ракетой Конгрев в 1804 году.

Современные твердотопливные ракетные двигатели из композитных материалов были изобретены американским аэрокосмическим инженером Джеком Парсонсом в Калифорнийском технологическом институте в 1942 году, когда он заменил двухосновное топливо на кровельный асфальт и перхлорат калия . Это сделало возможными тихоходные ракетные двигатели подходящего размера и с достаточным сроком хранения для применения в системах с реактивным взлетом . Чарльз Бартли , работающий в JPL (Калифорнийский технологический институт), заменил липкий асфальт отверждаемым синтетическим каучуком , создав гибкое, но геометрически стабильное несущее зерно топлива, которое надежно прикрепилось к корпусу двигателя. Это сделало возможным создание гораздо более мощных твердотопливных ракетных двигателей. В 1954 году компания Atlantic Research Corporation значительно увеличила количество композитного топлива I _sp , увеличив количество порошкообразного алюминия в топливе до 20%.

Ракетная технология на твердом топливе получила наибольший импульс в плане технических инноваций, размеров и возможностей благодаря различным правительственным инициативам середины 20-го века по разработке все более мощных военных ракет. После первоначальных проектов военной технологии баллистических ракет, разработанных с использованием жидкостных ракет в 1940-х и 1950-х годах, как Советский Союз, так и Соединенные Штаты приступили к крупным инициативам по разработке твердотопливных местных , региональных и межконтинентальных баллистических ракет, в том числе твердотопливных. ракеты, которые можно запускать с воздуха или с моря . Многие другие правительства также разработали эти военные технологии в течение следующих 50 лет.

К концу 1980-х годов и вплоть до 2020 года эти разработанные государством высокопроизводительные твердотопливные ракетные технологии применялись для орбитальных космических полетов в рамках многих правительственных программ , чаще всего в качестве ракет-носителей для добавления дополнительной тяги во время раннего подъема их, в основном, жидкостных ракет. ракеты-носители . Некоторые конструкции имели также верхние ступени твердотопливных ракет. Примеры полетов в 2010-х годах включают российский Протон , европейский Ariane 5 , американский Atlas V и Space Shuttle , а также японский H-II .

Самыми большими из когда-либо построенных твердотопливных ракетных двигателей были три монолитных твердотопливных двигателя Aerojet длиной 6,60 метра (260 дюймов), отлитые во Флориде. Двигатели 260 SL-1 и SL-2 были 6,63 метра (261 дюйм) в диаметре, 24,59 метра (80 футов 8 дюймов) в длину, весили 842 900 кг (1858 300 фунтов) и имели максимальную тягу 16 МН (3500000 фунтов силы). Продолжительность горения составила две минуты. Горловина сопла была достаточно большой, чтобы пройти через нее стоя. Двигатель был способен заменить один к одному на первой ступени жидкостного топлива Saturn I с 8 двигателями, но никогда не использовался как таковой. Двигатель 260 SL-3 был такой же длины и веса, но имел максимальную тягу 24 МН (5 400 000 фунтов силы) и меньшую продолжительность работы.

.1 Определение постоянных параметров РДТТ

Расчет
временных параметров двигателя

1)      Полное время работы РДТТ

Где k и l — постоянные уравнения тяги.

)        Выбор числа (n)
интервалов () расчетных шагов по времени работы двигателя

Первые n-1 шагов приводим к целому значению

Значение последнего интервала рассчитываем по формуле:

3)      Определение текущих расчетных значений времени работы двигателя

А) Начало работы РДТТ

Б) Значение текущего времени каждого расчетного шага

В) Время конца работы двигателя

Расчет
средних значений тяговых параметров за время работы РДТТ

Рассчитываем среднее значение расхода рабочего тела

Рассчитываем среднее значение тяги двигателя

Определение
геометрических параметров критического сечения сопла

Геометрия зерна

Твердое ракетное топливо сгорает с поверхности обнаженного пороха в камере сгорания. Таким образом, геометрия топлива внутри ракетного двигателя играет важную роль в общих характеристиках двигателя. По мере горения поверхности метательного взрывчатого вещества его форма эволюционирует (предмет изучения внутренней баллистики), чаще всего изменяя площадь поверхности метательного взрывчатого вещества, подверженную воздействию дымовых газов. Поскольку объем топлива равен площади поперечного сечения, умноженной на длину топлива, объемный расход топлива равен площади поперечного сечения, умноженной на линейную скорость горения , а мгновенный массовый расход образующихся газов сгорания равен объемному расходу, умноженному на плотность топлива :
А s {\ displaystyle A_ {s}} б ˙ {\ displaystyle {\ dot {b}}} ρ {\ displaystyle \ rho}

м ˙ знак равно ρ ⋅ А s ⋅ б ˙ {\ displaystyle {\ dot {m}} = \ rho \ cdot A_ {s} \ cdot {\ dot {b}}}

В зависимости от области применения и желаемой кривой тяги часто используются несколько геометрических конфигураций :

• Круглый канал ствола: в конфигурации BATES создает прогрессивно-регрессивную кривую тяги.
• Торцевая горелка: топливо горит от одного осевого конца к другому, образуя устойчивое продолжительное горение, но с тепловыми проблемами, смещением центра тяжести (ЦТ).
• С-образный паз: порох с большим клином, вырезанным сбоку (в осевом направлении), создающим довольно длительную регрессивную тягу, но имеет тепловые трудности и асимметричные характеристики ЦТ.
• Лунная горелка: смещенное от центра круглое отверстие дает прогрессивно-регрессивное продолжительное горение, хотя имеет небольшие асимметричные характеристики ЦТ.
• Финоцил: обычно пяти- или шестиногой звездообразной формы, которая может производить очень ровную тягу с немного более быстрым горением, чем круглое отверстие, из-за увеличенной площади поверхности.

Использовать

Звуковые ракеты

Почти все зондирующие ракеты используют твердотельные двигатели.

• Astrobee
• Черный Брант
• С-310 , С-520
• Терьер-Орион , Терьер-Малемют
• VSB-30

Ракеты

Благодаря надежности, простоте хранения и обращения твердотопливные ракеты используются на ракетах и ​​межконтинентальных баллистических ракетах.

• Ракеты класса «воздух-воздух»: AIM-9 Sidewinder
• Баллистические ракеты: Иерихон , Седжил
• МБР: LGM-30 Minuteman , UGM-133 Trident II , LGM-118 Peacekeeper , RT-2PM Topol , DF-41 , БРПЛ M51

Орбитальные ракеты

Твердотопливные ракеты подходят для запуска небольших полезных нагрузок с орбитальными скоростями, особенно если используются три или более ступени. Многие из них основаны на перепрофилированных межконтинентальных баллистических ракетах.

• Разведчик
• Афина
• Му
• Пегас
• Телец
• Минотавр
• Старт-1
• PSLV — чередование твердой и жидкой стадий
• Шавит
• Вега
• 11 марта
• Омега

В более крупных орбитальных ракетах на жидком топливе часто используются твердотопливные ракетные ускорители, чтобы получить достаточную начальную тягу для запуска полностью заправленной ракетой.

• Дельта II
• Титан IV
• Космический шатл
• Ариана 5
• Атлас II
• Атлас V (опционально 1-5 бустеров)
• Delta IV (опционально 2 или 4 ускорителя)
• H-IIA , H-IIB
• PSLV — дополнительные твердотельные ускорители для подъема более тяжелых грузов
• GSLV Mk III

Твердое топливо также используется для некоторых верхних ступеней, в частности Star 37 (иногда называемой верхней ступенью «Burner») и Star 48 (иногда называемой » Вспомогательный модуль полезной нагрузки » или PAM), оба из которых первоначально были произведены компанией Thiokol , а сегодня — Orbital ATK . Они используются для подъема больших грузов на заданные орбиты (например, спутников Глобальной системы позиционирования ) или небольших грузов на межпланетные или даже межзвездные траектории. Другой твердотопливной верхней ступенью, используемой космическими челноками и Титаном IV , была инерциальная разгонная ступень производства Boeing (IUS).

• Pioneer 10 и Pioneer 11 были отправлены за пределы Солнечной системы на верхних ступенях Star 37E с ракет Атлас-Кентавр .
• «Вояджер-1» и » Вояджер-2″ были отправлены за пределы Солнечной системы на верхних ступенях Star 37E с ракет Titan IIIE .
• Магеллан был отправлен на Венеру на ВМС после того, как был отправлен с космического корабля » Атлантис» на STS-30 .
• Галилей был отправлен к Юпитеру на ВМС после того, как был запущен с космического корабля » Атлантис» на STS-34 .
• «Улисс» был отправлен к Юпитеру на IUS и Star 48 PAM после того, как его отправили с космического корабля » Дискавери» на STS-41 . Затем он был переведен на полярную орбиту вокруг Солнца после гравитационного воздействия вокруг Юпитера.
• New Horizons был отправлен из Солнечной системы на Star 48 PAM с ракеты Atlas V.

Некоторые ракеты, такие как Antares (производства Orbital ATK), имеют обязательные твердотопливные верхние ступени. Ракета Antares использует Orbital ATK -manufactured Castor 30 в качестве верхней ступени.

История

В 1791 году английский изобретатель Джон Барбер предложил идею коловратного двигателя с поршневым компрессором, камерой сгорания и газовой турбиной. В 1909 году русский изобретатель Н. В. Герасимов запатентовал схему газотурбинного двигателя для создания реактивной тяги (турбореактивного двигателя). Патент на использование газовой турбины для движения самолёта получен в 1921 году французским инженером Максимом Гийомом.

Первый образец турбореактивного двигателя продемонстрировал английский инженер Фрэнк Уиттл 12 апреля 1937 года и созданная им небольшая частная фирма Power Jets. Он основывался на теоретических работах Алана Гриффита.

Первое полезное применение турбореактивного двигателя произошло в Германии на самолёте Heinkel He 178 с ТРД HeS 3. ТРД разработан Хансом фон Охайном почти одновременно с Уиттлом — первый пуск в сентябре 1937 года, изготовлялся фирмой Heinkel-Hirth Motorenbau. Лётчик Эрих Варзиц совершил первый полёт 27 августа 1939 года.

Принцип работы

Компрессор втягивает воздух, сжимает его и направляет в камеру сгорания. В ней сжатый воздух смешивается с топливом, воспламеняется и расширяется. Расширенный газ заставляет вращаться турбину, которая расположена на одном валу с компрессором. Остальная часть энергии перемещается в сужающееся сопло. В результате направленного истечения газа из сопла на двигатель действует реактивная тяга. При горении топлива воздух, служащий рабочим телом, нагревается до 1500-2000 градусов цельсия.

В полёте поток воздуха тормозится во входном устройстве перед компрессором, в результате чего его температура и давление повышается. На земле во входном устройстве воздух ускоряется, его температура и давление снижаются.

Проходя через компрессор, воздух сжимается, его давление повышается в 10—45 раз, возрастает его температура. Компрессоры газотурбинных двигателей делятся на осевые и центробежные. В наши дни в двигателях наиболее распространены многоступенчатые осевые компрессоры. Центробежные компрессоры, как правило, применяются в малогабаритных силовых установках.

Далее сжатый воздух попадает в камеру сгорания, в так называемые жаровые трубы, либо в кольцевую камеру сгорания, которая не состоит из отдельных труб, а является цельным кольцевым элементом. В наши дни кольцевые камеры сгорания являются наиболее распространёнными. Трубчатые камеры сгорания используются гораздо реже, в основном на военных самолётах. Воздух на входе в камеру сгорания разделяется на первичный, вторичный и третичный. Первичный воздух поступает в камеру сгорания через специальное окно в передней части, по центру которого расположен фланец крепления форсунки, и участвует непосредственно в окислении (сгорании) топлива (формировании топливо-воздушной смеси). Вторичный воздух поступает в камеру сгорания сквозь отверстия в стенках жаровой трубы, охлаждая, придавая форму факелу и не участвуя в горении. Третичный воздух подаётся в камеру сгорания уже на выходе из неё, для выравнивания поля температур. При работе двигателя в передней части жаровой трубы всегда вращается вихрь раскалённого газа (что обусловлено специальной формой передней части жаровой трубы), постоянно поджигающего формируемую топливовоздушную смесь, происходит сгорание топлива (керосина, газа), поступающего через форсунки в парообразном состоянии.

Газовоздушная смесь расширяется и часть её энергии преобразуется в турбине через рабочие лопатки в механическую энергию вращения основного вала. Эта энергия расходуется, в первую очередь, на работу компрессора, а также используется для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т. п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы.

Основная часть энергии расширяющейся газовоздушной смеси идёт на ускорение газового потока в сопле и создание реактивной тяги.

Чем выше температура сгорания, тем выше КПД двигателя. Для предупреждения разрушения деталей двигателя для их изготовления используют жаропрочные сплавы и термобарьерные покрытия. А также применяется система охлаждения воздухом, отбираемым от средних ступеней компрессора.

Область применения

ТРД наиболее активно развивались в качестве двигателей для всевозможных военных и коммерческих самолётов до 70-80-х годов XX века. В настоящее время ТРД потеряли значительную часть своей ниши в авиастроении, будучи вытесненными более экономичными двухконтурными ТРД (ТРДД).

Можно сказать, что с 1960-х и по сей день в самолётном авиадвигателестроении — эра ТРДД. ТРДД различных типов являются наиболее распространённым классом ВРД, используемых на самолётах, от высокоскоростных истребителей-перехватчиков с ТРДД с малой степенью до гигантских коммерческих и военно-транспортных самолётов с ТРДД с высокой степенью двухконтурности.

Война СССР в Афганистане 1979—1989

Будущее ракетных двигателей

Мы привыкли видеть химические ракетные двигатели, которые сжигают топливо для производства тяги. Но есть масса других способов для получения тяги. Любая система, которая способна толкать массу. Если вы хотите ускорить бейсбольный мячик до невероятной скорости, вам нужен жизнеспособный ракетный двигатель. Единственная проблема при таком подходе — это выхлоп, который будет тянуться через пространство. Именно эта небольшая проблема приводит к тому, что ракетные инженеры предпочитают газы горящим продуктам.

Многие ракетные двигатели крайне малы. К примеру, двигатели ориентации на спутниках вообще не создают большую тягу. Иногда на спутниках практически не используется топливо — газообразный азот под давлением выбрасывается из резервуара через сопло.

Новые конструкции должны найти способ ускорить ионы или атомные частицы до высокой скорости, чтобы сделать тягу более эффективной. А пока будем пытаться делать электромагнитные двигатели и ждать, что там еще выкинет Элон Маск со своим SpaceX.

Источник

2.3 Расчет основных параметров РДТТ, как функции времени работы двигателя

Исходные данные:

 — значение интервала времени

 — текущее значение времени

 — текущее значение индекса i

Тяга двигателя

Расход рабочего тела

Доля топлива израсходованного за интервал времени

Общая масса израсходованного топлива

Давление в камере РДТТ

Скорость горения ТРТ

Доля сгоревшей части свода заряда ТРТ за интервал времени

Диаметр канала заряда после сгорания доли топлива, равной

Текущее значение средней поверхности горения заряда в интервале времени

Значение длины элемента заряда, сгоревшего за интервал времени

Результаты расчетов параметров при I = 1, 2, 3, 4, 5, 6 приведены в таблице 1.

2.2 Сводка исходных данных для расчета РДТТ

1)      Тип РДТТ: тормозной РДТТ трехблочной системы посадки КЛА
«Восход» на Землю

2)       — стартовая масса

3)       — характеристическая скорость для
маневра, выполняемого с помощью РДТТ

4)       — закон изменения тяги РДТТ

5)       — удельный импульс тяги РДТТ на
расчетном режиме работы сопла двигателя.

6)       — среднее давление в камере РДТТ

Дополнительные данные:

)        Коэффициенты потери энергии

)        Рекомендуемые основные параметры ТРТ:

 — газовая постоянная

 — температура

 — плотность топлива

Заряд ТРТ — канальный

 — максимальная скорость потока в канале заряда

)        — полное время работы РДТТ

)        — секундный расход топлива

)        — среднее значение тяги

12)    — площадь критического сечения

)        — диаметр критического сечения