ОЦЕНКА ПОКАЗАТЕЛЕЙ КАЧЕСТВА РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК РАЗЛИЧНЫХ ТИПОВ

EVALUATION OF THE QUALITY INDICATORS OF ROCKET PROPULSION SYSTEMS OF VARIOUS TYPES

Anastasia N. Belavina

4rd year students of the Department of Quality management and standardization, University of technology named after twice Hero of the Soviet Union, cosmonaut A. A. Leonov,

Russia, Korolev

Diana A. Achokh

4rd year students of the Department of Humanities and social disciplines, University of technology named after twice Hero of the Soviet Union, cosmonaut A. A. Leonov,

Russia, Korolev

АННОТАЦИЯ

Данная статья посвящена вопросам оценки показателей качества ракетных двигательных установок различных типов. Затронуты вопросы эффективности видов топлива. Построена причинно-следственная диаграмма Исикавы по воздействию различных факторов на качество исследований космического пространства.

ABSTRACT

This article is devoted to the issues of evaluating the quality indicators of rocket propulsion systems of various types. The issues of fuel efficiency are discussed. The Ishikawa causal diagram is constructed on the impact of various factors on the quality of space exploration.

Ключевые слова: Двигательные установки, эффективность, качество, исследование.

Keywords: Propulsion systems, efficiency, quality, research.

На протяжении долгого времени вопросы освоения космического пространства уделялось наибольшее внимание не только в нашей стране, но и во всем мире. С момента совершения первых шагов человека в космическое пространство, многие отрасли народного хозяйства проявили огромный интерес к практической космонавтике. Среди них, в первую очередь, отличились военные и ученые. Это было вызвано необходимостью обеспечения национальной безопасности страны. Однако, с момента распада СССР, в результате воздействия огромного количества негативных факторов, вызванных различными обстоятельствами, в первую очередь экономических, вопросам освоения космоса стала уделяться все меньшее и меньшее внимание. Эта тенденция наблюдается не только в Российской Федерации, но и превалировала до недавнего времени во всем мире.

Разработанная автором и представленная в работе [1] причинно-следственная диаграмма Исикавы (рисунок 1) наглядно демонстрирует основные причины тенденций низкого роста развития практической космонавтики.

Рисунок 1. Причинно-следственная диаграмма Исикавы «Повышение качества исследований космоса в Российской Федерации»

Исходя из представленной диаграммы можно сделать вывод, что единственной проблемой научного характера, в наименьшей мере зависящей от человеческого фактора, социально-экономического положения государства и других политических аспектов является недостаточное научно-методическое обеспечение вопроса освоения космоса. В настоящее время вопрос научно-методического обеспечения практической космонавтики помимо представленных на Диаграмме факторов обуславливается так же и отсутствием практико-ориентированных исследований в области создания двигательных установок, основанных на новых принципах реактивного движения. Очевидно, что тактико-технические характеристики ракет-носителей любого класса и назначения в большей мере своей связаны с возможностями и характеристиками двигательной установки. Эта причина обуславливает актуальность настоящей работы.

Двигательная установка ракеты-носителя (ДУ) — это совокупность всех элементов, обеспечивающих движение ракеты-носителя или космического аппарата. ДУ является одной из основных систем любого летательного аппарата (ЛА).

Виды существующих ДУ представлены на рисунке 2:

Рисунок 2. Виды двигательных установок ракет-носителей

Наиболее важным компонентом любой ракетной ДУ является маршевый двигатель, именно он обеспечивает активный участок полета. На сегодняшний день основным видом маршевых двигателей ракет-носителей являются жидкостные ракетные двигатели. Структурная схема простейшего ЖРД представлены на рисунке.

Рисунок 3. Структурная схема двухкомпонентного ЖРД

Основным классификационным признаком маршевых ЖРД является тип компонентов — топлива и окислителя.

Системы жидкого топлива переносят топливо в резервуарах вне камеры сгорания. В большинстве этих двигателей используется жидкий окислитель и жидкое топливо, которые перекачиваются из соответствующих баков с помощью насосов. Насосы повышают давление выше рабочего давления двигателя, и затем топливо впрыскивается в двигатель таким образом, чтобы обеспечить распыление и быстрое перемешивание.

Жидкостные двигатели обладают определенными особенностями, которые делают их предпочтительнее твердых систем во многих областях применения. Эти особенности включают (1) более высокие достижимые эффективные скорости выхлопа (v _e), (2) более высокие массовые доли (масса топлива, деленная на массу инертных компонентов) и (3) контроль рабочего уровня в полете (возможность дросселирования), иногда включая возможность перезапуска и останова и аварийное отключение. Кроме того, в некоторых применениях преимуществом является то, что загрузка ракетного топлива откладывается незадолго до времени запуска, что позволяет использовать жидкое топливо. Эти функции, как правило, способствуют использованию жидких систем во многих приложениях верхнего этапа, где требуется высокая v _е, и массовая доля высокого пропеллента имеют особо важное значение. Жидкие системы также широко использовались и продолжают использоваться в качестве ракет-носителей первой ступени для космических миссий, как, например, на Сатурне (США), Ариане (Европа) и стартовые комплексы «Энергия», «Союз», «Протон» (советские-Российские).

Относительные достоинства твердого и жидкого ракетного топлива в больших ракетах-носителях все еще обсуждаются и включают не только характеристики силовой установки, но и вопросы, связанные с логистикой, капитальными и эксплуатационными затратами на стартовые площадки, восстановлением и повторным использованием летного оборудования и т.д.

Типичными компонентами жидкостной ракетной двигательной установки являются двигатель, топливные баки и конструкция транспортного средства, с помощью которых эти части удерживаются на месте и соединяются с полезной нагрузкой и стартовой площадкой (или транспортным средством). Баки для топлива и окислителя обычно имеют очень легкую конструкцию, так как работают при низком давлении. В некоторых применениях пропелленты являются криогенными (т.е. представляют собой вещества, подобные кислороду и водороду, которые в условиях окружающей среды являются газообразными и должны храниться при чрезвычайно низкой температуре, чтобы находиться в жидком состоянии).

Большинство жидкостных ракет используют двухкомпонентные системы, т.е. системы, в которых окислитель и топливо заправляются отдельно и смешиваются в камере сгорания. Желательными свойствами для комбинаций топлива являются низкая молекулярная масса и высокая температура продуктов реакции (для высокой скорости истечения), высокая плотность (для минимизации веса бака), низкий фактор опасности (например, коррозионная активность и токсичность), низкое воздействие на окружающую среду и низкая стоимость. Выбор основан на компромиссах в зависимости от приложений. Например, жидкий кислород широко используется, потому что он является хорошим окислителем для ряда видов топлива (дает высокую температуру пламени и низкую молекулярную массу), а также потому, что он достаточно плотный и относительно недорогой. Он является жидким только при температуре ниже –183 ° C (–297 ° F), что несколько ограничивает его доступность, но его можно загрузить в изолированные резервуары незадолго до запуска (и пополнить или слить в случае задержки запуска). Жидкий фтор или озон в некоторых отношениях являются лучшими окислителями, но связаны с большей опасностью и более высокой стоимостью. Низкие температуры всех этих систем требуют особой конструкции насосов и других компонентов, а коррозионная активность, токсичность и опасные свойства фтора и озона не позволяют их использовать в операционных системах. Другие окислители, которые нашли практическое применение: азотная кислота (HNO ₃), перекись водорода (H ₂ O ₂) и тетроксид азота (N ₂ O ₄), которые в условиях окружающей среды являются жидкими. Хотя некоторые из них являются в некоторой степени ядовитыми химическими веществами, они полезны в приложениях, где ракета должна находиться в почти готовом к стрельбе состоянии в течение длительного периода времени, как в случае баллистических ракет большой дальности.

На практике в основных системах было сделано множество вариантов выбора топливных систем, как показано в таблице 1 жидкого топлива. В полетах, где можно использовать криогенное топливо, в качестве окислителя чаще всего используется жидкий кислород. На первых стадиях используется либо углеводород, либо жидкий водород, тогда как последний обычно применяется для вторых стадий.

Преимущества твердотопливных ракетных двигателей: простота конструкции и обслуживания, которая достигается отсутствием баков с окислителем и горючим. Топливо, используемое в РДТТ, не токсично. Так же это топливо­ длительного сгорания, что полезно в военных отраслях.

К недостаткам можно отнести низкий удельный импульс по сравнению ЖРД (270с), невозможность остановки работы двигателя после запуска и невозможность повторного запуска.

К преимуществам ЖРД можно отнести следующие: самый высокий удельный импульс в классе химических ракетных двигателей (свыше 4500 м/с для пары кислород — водород, для керосина — кислород — 3500 м/с).

Управляемость по тяге: регулируя расход топлива, можно изменять величину тяги в большом диапазоне и полностью прекращать работу двигателя с последующим повторным запуском. Это необходимо при маневрировании аппарата в космическом пространстве. Весовое преимущество по сравнению с РДТТ.

Недостатки: ЖРД и ракета на его основе значительно более сложно устроены, и более дорогостоящи, чем эквивалентные по возможностям твердотопливные (несмотря на то, что 1 кг жидкого топлива в несколько раз дешевле твёрдого). Транспортировать жидкостную ракету необходимо с большими предосторожностями, а технология подготовки её к пуску более сложна, трудоемка и требует больше времени (особенно при использовании сжиженных газов в качестве компонентов топлива), поэтому для ракет военного назначения предпочтение в настоящее время оказывается твердотопливным двигателям ввиду их более высокой надёжности, мобильности и боеготовности. Компоненты жидкого топлива в невесомости неуправляемо перемещаются в пространстве баков. Для их осаждения необходимо применять специальные меры, например, включать вспомогательные двигатели, работающие на твёрдом топливе или на газе.

В межконтинентальных баллистических ракетах и других подобных управляемых ракетах, которые должны быть готовы к запуску в короткие сроки, используются некриогенные (или «хранимые») топливные системы, как, например, топливно-окислительная смесь четырехокиси азота и гидразин-несимметричный диметилгидразин (также обозначаемая как НДМГ; [CH ₃] ₂ NNH ₂). Системы такого типа также находят применение в более продолжительных полетах, таких как полеты с орбитальной системой маневрирования космического челнока и лунным модулем Аполлон. Твердотельные двигатели оказались полезными в длительных полетах, но жидкостные системы часто предпочтительнее из-за необходимости возможности остановки и запуска или контроля тяги.

Таблица 1.

Жидкое топливо в различных летательных аппаратах

Уже не одно десятилетие не утихают споры об идеальной конструкции ракетного двигателя. Исторически, Россия отдала предпочтение жидкостным двигателям, тогда как США вкладывались в развитие твердого топлива. Тем не менее современные отечественные разработки включают, как ракеты на жидком топливе, так и на твердом, что лишний раз доказывает, что спор между различными типами двигателей еще далек от завершения.

Как предлагалось ранее, были изучены системы, использующие источники энергии, не зависящие от жидкого топлива, и они открывают перспективы для нескольких космических миссий. В некоторых системах топливо нагревается электрически при повышенном давлении, а затем ускоряется за счет выхлопа через сопло. В других случаях топливо ускоряется без сопла (как в ионных двигателях и двигателях Холла) с помощью электромагнитных средств, и в этом случае, по крайней мере, часть жидкости должна быть сначала электрически заряжена. В этих системах источник энергии может быть ядерным, солнечным или луч энергии из независимого источника. Перспективы для большинства текущих миссий таковы, что бортовые источники энергии такого типа не будут подходить для миссий с большой тягой. Однако есть такие миссии, как полеты на другие планеты, где устойчивая малая тяга от бортовых источников энергии позволяет сэкономить на топливе. Такие миссии происходят с околоземной орбиты, при этом система полета и бортовые материалы доставляются на околоземную орбиту с помощью химического ракетного двигателя. Жидкости с электрическим подогревом могут использоваться в миссиях с участием пилотируемых космических станций, где требуется возможность малой тяги для управления орбитой и ориентацией станции. Было уделено внимание использованию продуктов жизнедеятельности человека в качестве топлива, они могут нагреваться электрически от уже установленных на борту энергосистем для эксплуатационных нужд станции.

Осваивая новые технологические рубежи, Россия не должна уступать в этом направлении, создавая необходимые космических технологий в рамках конкурентоспособной среднесрочной федеральной космической программы. Реализуя такую программу на основе надёжной техники нового поколения, можно будет решать в предстоящее десятилетие важнейшие задачи для обеспечения безопасности нашей страны и сохранить значимые позиции на мировом космическом рынке.

Список литературы:

1. «Оценка качества современного состояния освоения космического пространства в Российской Федерации» Белавина А.Н., Смирнов Г.В., Исаев В.Г. В сборнике: Современное состояние, проблемы и перспективы развития отраслевой науки. Материалы Всероссийской конференции с международным участием. Под общей редакцией Т.В. Шепитько. 2020. С. 217-220.
2. Емельянов И.Е., Краев М.В. Ракетные двигатели на метане // Актуальные проблемы авиации и космонавтики. 2010.
3. Чернов А.А., Краев М.В. Ионные ракетные двигатели // Актуальные проблемы авиации и космонавтики. 2010.
4. Черныш С.С., Краева Е.М. Ядерный ракетный двигатель // Актуальные проблемы авиации и космонавтики. 2010.
5. Ковалев С.В., Краев М.В. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель // Актуальные проблемы авиации и космонавтики.
6. Яцуненко Г.С. Кислородно-метановые ракетные двигатели // Актуальные проблемы авиации и космонавтики. 2017.
7. Укачиков А.И., Назаров В.П. Повышение энергоэффективности жидкостного ракетного двигателя // Решетневские чтения. 2014.