Ракета твердотопливная - Solid-propellant rocket

В Космический шатл был запущен с помощью двух твердотопливных ускорителей, известных как SRB

А твердотопливная ракета или же твердотопливная ракета это ракета с ракетный двигатель который использует твердое топливо (топливо /окислитель ). Самые первые ракеты были твердотопливными. порох; они использовались в военное дело посредством Китайский, Индейцы, Монголы и персы, еще в 13 веке.[1]

Все ракеты использовали твердые или порошковые пропеллент вплоть до 20 века, когда Жидкостные ракеты предлагали более эффективные и контролируемые альтернативы. Твердотопливные ракеты до сих пор используются в вооружении во всем мире. модель ракеты, твердотопливные ракетные ускорители и в более крупных приложениях за их простоту и надежность.

Поскольку твердотопливные ракеты могут оставаться на хранении в течение длительного времени без значительного ухудшения качества топлива, а также тот факт, что они почти всегда запускаются надежно, они часто используются в военных приложениях, таких как ракеты. Более низкие характеристики твердого топлива (по сравнению с жидким топливом) не способствуют их использованию в качестве основного двигателя в современных ракетах-носителях среднего и большого размера, которые обычно используются для орбиты коммерческих спутников и запуска основных космических зондов. Однако твердые частицы часто используются в качестве навесных ускорителей для увеличения грузоподъемности или в качестве дополнительных верхних ступеней со стабилизацией вращения, когда требуются скорости выше нормальных. Твердотопливные ракеты используются в качестве легких ракет-носителей для низкая околоземная орбита (НОО) полезная нагрузка менее 2 тонн или спасательная нагрузка до 500 кг (1100 фунтов).[2][3]

Базовые концепты

Упрощенная схема твердотопливной ракеты.
1. Твердый топливно-окислительная смесь (порох) упакован в ракету с цилиндрическим отверстием посередине.
2. An воспламенитель воспламеняет поверхность пороха.
3. Цилиндрическое отверстие в порохе действует как камера сгорания.
4. Горячий выхлоп застревает в горле, что, среди прочего, определяет величину создаваемой тяги.
5. Выхлоп выходит из ракеты.

Простое твердое тело ракетный двигатель состоит из кожуха, сопло, зерно (метательный заряд ), и воспламенитель.

Твердая зерновая масса ожоги предсказуемым образом производить выхлопные газы, поток которых описывается Поток Тейлора – Кулика. В сопло размеры рассчитаны для поддержания конструкции камера давление, производя толкать 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 могут быть не только задушен но также быть потушенным[4] а затем повторно воспламеняется, контролируя геометрию сопла или используя вентиляционные отверстия. Также, импульсные ракетные двигатели доступны сегменты, которые могут быть воспламенены по команде.

Современные конструкции могут также включать управляемое сопло для управления, авионика, оборудование для восстановления (парашюты ), саморазрушение механизмы, ВСУ, управляемые тактические двигатели, управляемый отвод и контроль отношения двигатели и терморегулирующие материалы.

История

Средневековый Династия Сун Китайцы изобрели очень примитивную форму твердотопливной ракеты.[5] Иллюстрации и описания в китайском военном трактате XIV века Хуолунцзин военного писателя и философа династии Мин Цзяо Ю подтверждают, что в 1232 году китайцы использовали прототипы ракет на твердом топливе, тогда известные как "огненные стрелы "отбросить монголов во время Монгольская осада Кайфэна.[6][7] Каждая стрела имела примитивную форму простой ракеты на твердом топливе, заполненной порохом. Один открытый конец позволял газу выходить и был прикреплен к длинной палке, которая действовала как система наведения для управления направлением полета.[7][6]

Первые ракеты с чугунными трубами использовались Королевство Майсур под Хайдер Али и Типу Султан в 1750-х гг. Эти ракеты достигли цели на расстоянии до полутора миль. Они были чрезвычайно эффективны в Вторая англо-майсурская война это закончилось унизительным поражением для британская империя. Слухи об успехе ракет Майсур против британской имперской власти вызвали исследования в Англии, Франции, Ирландии и других местах. Когда англичане окончательно захватили форт Шрирангапатана в 1799 году сотни ракет были отправлены на Королевский Арсенал недалеко от Лондона, который будет реконструирован. Это привело к первому промышленному производству военных ракет с Ракета Конгрева в 1804 г.[8]

Современные литые композитные твердотопливные ракетные двигатели были изобретены американским аэрокосмическим инженером. Джек Парсонс в Калтех в 1942 году, когда он заменил двухбазовое топливо кровельным асфальт и перхлорат калия. Это сделало возможными тихоходные ракетные двигатели адекватного размера и с достаточным сроком хранения для взлет с помощью реактивного двигателя Приложения. Чарльз Бартли, работает в JPL (Caltech), заменен отверждаемым синтетическая резина для вязкого асфальта, создавая гибкое, но геометрически стабильное несущее зерно топлива, которое надежно прикрепляется к корпусу двигателя. Это сделало возможным создание гораздо более мощных твердотопливных ракетных двигателей. Корпорация Atlantic Research значительно увеличила количество композитного топлива I.зр в 1954 г. за счет увеличения количества порошкообразного алюминия в топливе до 20%.[9]

Ракетные технологии на твердом топливе получили 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 первоначального дизайна баллистическая ракета военные технологии, разработанные с Жидкостные ракеты в 1940-х и 1950-х годах как Советский союз и Соединенные Штаты приступил к крупным инициативам по разработке твердотопливного топлива местный, региональный, и межконтинентальный баллистические ракеты, в том числе твердотопливные ракеты, запускаемые с воздуха или же море. Много другие правительства также разработали эти военные технологии в течение следующих 50 лет.

К концу 1980-х годов и вплоть до 2020 года эти разработанные правительством высокопроизводительные твердотопливные ракетные технологии применялись в орбитальный космический полет многие государственные программы, чаще всего как ракеты-носители чтобы добавить дополнительную тягу во время раннего подъема их преимущественно жидкостной ракеты. ракеты-носители. Некоторые конструкции имели также верхние ступени твердотопливных ракет. Примеры, летающие в 2010-х, включают российский Протон, Европейская Ариана 5, НАС Атлас V и Космический шатл и Японии 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.[10] 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 (1 858 300 фунтов) и имели максимальную тягу 16 МН (3 500 000 фунтов силы). Продолжительность горения составила две минуты. Горловина сопла была достаточно большой, чтобы пройти через нее стоя. Мотор был способен заменить 8-ми моторный двигатель в соотношении 1: 1. Сатурн I Жидкостная первая ступень, но никогда не использовалась как таковая. 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.

Дизайн

Дизайн начинается с общего импульс требуется, что определяет топливо & окислитель масса. Затем выбираются геометрия и химический состав зерна, чтобы удовлетворить требуемые характеристики двигателя.

Следующие варианты выбираются или решаются одновременно. В результате получаются точные размеры зерна, геометрии сопла и корпуса:

  • Зерно горит с предсказуемой скоростью, учитывая его площадь поверхности и давление в камере.[нужна цитата ]
  • Давление в камере определяется диаметром горловины сопла и скоростью горения зерна.
  • Допустимое давление в камере зависит от конструкции корпуса.
  • Продолжительность горения определяется «толщиной полотна» зерна.[требуется разъяснение ]

Зерно может или не может быть прикреплено к оболочке. Двигатели с кожухом проектировать сложнее, так как деформация корпуса и зерна при полете должны быть совместимы.

Обычные виды отказов твердотопливных ракетных двигателей включают в себя разрушение зерна, нарушение соединения корпуса и воздушные карманы в зерне. Все это вызывает мгновенное увеличение площади поверхности горения и соответствующее увеличение производительности и давления выхлопных газов, что может привести к разрыву кожуха.

Другой вид отказа - кожух тюлень отказ. Уплотнения необходимы в кожухах, которые необходимо открывать для загрузки зерна. Как только уплотнение выходит из строя, горячий газ разрушает путь утечки и приводит к отказу. Это было причиной Космический шатл Претендент катастрофа.

Геометрия зерна

Твердое ракетное топливо дефлагрирует от 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 пороха равен площадь поперечного сечения умноженное на длину топлива, объемный скорость расхода топлива - это площадь поперечного сечения, умноженная на линейную скорость горения , а мгновенный массовый расход количество образующихся дымовых газов равно объемному расходу, умноженному на плотность топлива :

Часто используются несколько геометрических конфигураций в зависимости от области применения и желаемого кривая тяги:

  • Моделирование круглого отверстия

  • Моделирование C-слота

  • Моделирование горелки луны

  • 5-точечное моделирование финоцилов

  • Круглое отверстие: если в Летучие мыши конфигурация, 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: метательный заряд 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.

Кожух

Кожух может быть изготовлен из различных материалов. Картон используется для небольших черный порошок модельные двигатели, в то время как алюминий используется для более крупных любительских двигателей на композитном топливе. Сталь использовалась для ракеты-носители космических кораблей. Филаментная намотка графитовые эпоксидные оболочки используются для высокопроизводительных двигателей.

Корпус должен быть спроектирован так, чтобы выдерживать давление и возникающие в результате нагрузки ракетного двигателя, возможно, при повышенной температуре. По конструкции кожух считается сосуд под давлением.

Чтобы защитить корпус от агрессивных горячих газов, на внутренней стороне корпуса часто используется временная термоизоляция, которая удаляет для продления срока службы кожуха двигателя.

Сопло

Основная статья: Сопло ракетного двигателя

А сходящийся-расходящийся конструкция ускоряет выхлопные газы из сопла для создания тяги. Сопло должно быть изготовлено из материала, способного выдерживать высокую температуру потока продуктов сгорания. Часто используются жаропрочные материалы на углеродной основе, например аморфные. графит или же углерод-углерод.

Некоторые конструкции включают управление направлением выхлопа. Этого можно добиться, подвесив сопло, как в SRB космических челноков, с помощью реактивных лопастей в выхлопе, как в V-2 ракета, или жидкостным инжекторным вектором тяги (ЛИТВ).

Рано Минитмен на первой ступени использовался один двигатель с четырьмя шарнирный насадки для управления по тангажу, рысканью и крену.

LITV заключается в впрыске жидкости в выхлопной поток после горловины сопла. Затем жидкость испаряется и в большинстве случаев вступает в химическую реакцию, добавляя массовый поток к одной стороне потока выхлопных газов и тем самым обеспечивая управляющий момент. Например, Титан III Введены твердые ускорители C четырехокись азота для LITV; Танки можно увидеть по бокам ракеты между главной ступенью и ускорителями.[11]

Спектакль

An выхлоп облако окутывает Стартовая площадка 39A в НАСА Космический центр Кеннеди как Космический шатл Стараться взлетает.

Типичный, хорошо продуманный композитный пропеллент на основе перхлората аммония (APCP) двигатель первой ступени может иметь вакуум удельный импульс (Isp) достигает 285,6 секунды (2,801 км / с) (Titan IVB SRMU).[12]Это по сравнению с 339,3 с (3,327 км / с) для RP1 / LOX (RD-180).[13] и 452,3 с (4,436 км / с) для LH2/ LOX (Блок II RS-25 )[14] двухкомпонентные двигатели. Удельные импульсы верхней ступени несколько больше: до 303,8 с (2,979 км / с) для APCP (Orbus 6E),[15] 359 с (3,52 км / с) для RP1 / LOX (RD-0124)[16] и 465,5 с (4,565 км / с) для LH2/ LOX (RL10B-2).[17] Доли пороха обычно несколько выше для (несегментированных) первых ступеней твердотопливного топлива, чем для верхних ступеней. Первая ступень Castor 120 весом 53000 кг (117000 фунтов) имеет массовую долю топлива 92,23%, в то время как разгонная ступень Castor 30 массой 14000 кг (31000 фунтов), разработанная для космической станции Taurus II COTS (коммерческое использование) (Международная космическая станция) компании Orbital Science дозаправка) ракета-носитель имеет 91,3% ракетного топлива с 2,9% графитового эпоксидного корпуса двигателя, 2,4% сопла, воспламенителя и привода вектора тяги и 3,4% немоторного оборудования, включая такие вещи, как крепление полезной нагрузки, межкаскадный адаптер, кабельный канал, приборы, Castor 120 и Castor 30 имеют диаметр 2,36 и 2,34 метра (93 и 92 дюйма) соответственно и служат ступенями коммерческих ракет-носителей Athena IC и IIC. Четырехступенчатая Athena II, использующая Castor 120 в качестве первой и второй ступеней, стала первой коммерчески разработанной ракетой-носителем для запуска лунного зонда (Лунный изыскатель ) в 1998 году.

Твердотопливные ракеты могут обеспечить высокую тягу при относительно низкой стоимости. По этой причине твердые тела использовались в качестве начальных ступеней в ракетах (например, Космический шатл ), зарезервировав двигатели с высоким удельным импульсом, особенно менее массивные двигатели, работающие на водороде, для более высоких ступеней. Кроме того, твердотопливные ракеты имеют долгую историю в качестве конечной ступени разгона спутников из-за их простоты, надежности, компактности и достаточно высокой массовая доля.[18] Твердотопливный ракетный двигатель со стабилизацией вращения иногда добавляется, когда требуется дополнительная скорость, например, для полета к комете или внешней Солнечной системе, потому что спиннер не требует системы наведения (на недавно добавленной ступени). Обширное семейство Thiokol в основном с титановым корпусом Звезда космические двигатели широко используются, особенно на ракетах-носителях Delta и в качестве верхних ступеней с стабилизатором вращения для запуска спутников из грузового отсека космического корабля "Шаттл". Звезда двигатели имеют долю топлива до 94,6%, но дополнительные конструкции и оборудование снижают долю рабочей массы на 2% и более.

Твердое ракетное топливо с более высокими характеристиками используется в больших стратегических ракетах (в отличие от коммерческих ракет-носителей). HMX, С4ЧАС8N4(НЕТ2)4нитрамин с большей энергией, чем перхлорат аммония, использовался в топливе МБР Peacekeeper и является основным ингредиентом ракетного топлива NEPE-75, используемого в баллистической ракете флота Trident II D-5.[19] Именно из-за опасности взрыва военное твердое ракетное топливо с более высокой энергией, содержащее октоген, не используется в коммерческих ракетах-носителях, за исключением случаев, когда РН представляет собой адаптированную баллистическую ракету, уже содержащую топливо октогеном (Minotaur IV и V на основе снятых с вооружения межконтинентальных баллистических ракет Peacekeeper).[20] Авиационная база ВМС в Чайна-Лейк, Калифорния, разработала новый состав C6ЧАС6N6(НЕТ2)6, называется просто CL-20 (Комплекс Китайского озера #20). По сравнению с октогеном CL-20 имеет на 14% больше энергии на единицу массы, на 20% больше энергии на единицу объема и более высокое соотношение кислорода к топливу.[21] Одна из мотиваций развития этих очень высоких плотность энергии военное твердотопливное топливо предназначено для обеспечения возможности экзоатмосферной ПРО на полпути с помощью ракет, достаточно малых, чтобы поместиться в существующие корабельные подпалубные вертикальные пусковые трубы и аэромобильные пусковые трубы на грузовиках. Топливо CL-20, соответствующее закону Конгресса 2004 г. о нечувствительных боеприпасах (IM), было продемонстрировано и может, по мере снижения его стоимости, быть пригодным для использования в коммерческих ракетах-носителях с очень значительным увеличением характеристик по сравнению с одобренным в настоящее время твердым боеприпасом APCP. пропелленты. С удельным импульсом 309 с, уже продемонстрированным второй ступенью Peacekeeper с использованием метательного топлива HMX, можно ожидать, что более высокая энергия топлива CL-20 увеличит удельный импульс примерно до 320 с в аналогичных применениях МБР или верхней ступени ракеты-носителя без опасности взрыва. октогена.[22]

Привлекательным атрибутом для военного использования является способность твердого ракетного топлива оставаться загруженным в ракету в течение длительного времени, а затем надежно запускаться в любой момент.

Семейства порохов

Черный порох (порох) метательное вещество

Черный порошок (порох) состоит из уголь (топливо), азотнокислый калий (окислитель) и сера (топливо и катализатор). Это один из старейших пиротехнический композиции с применением в ракетной технике. В наше время черный порох находит применение в моделях ракет малой мощности (таких как Estes и ракеты Quest),[23][24] поскольку он дешев и довольно прост в производстве. Топливная крупа обычно представляет собой смесь спрессованного мелкодисперсного порошка (в твердую твердую заготовку) со скоростью горения, которая сильно зависит от точного состава и рабочих условий. Производительность или удельный импульс черного пороха мало, около 80 секунд. Зерно чувствительно к разрушению и, следовательно, к катастрофическому разрушению. Черный порох обычно не используется в двигателях мощностью более 40 ньютонов (9 фунт-сила).

Цинк-сера (ZS) пропелленты

Состоит из порошка цинк металл и порошковая сера (окислитель), ZS или «микрозернистый» - это еще одно спрессованное топливо, которое не находит практического применения за пределами специализированных любительских ракетных кругов из-за его плохих характеристик (поскольку большинство ZS горит вне камеры сгорания) и быстрой линейной скорости горения на порядка 2 м / с. ZS чаще всего используется в качестве топлива для новинок, поскольку ракета чрезвычайно быстро разгоняется, оставляя за собой впечатляющий большой оранжевый огненный шар.

"Конфеты" пороха

В целом, ракета конфеты пропелленты представляют собой окислитель (обычно нитрат калия) и сахарное топливо (обычно декстроза, сорбитол, или же сахароза ), которым придают форму путем осторожного плавления компонентов ракетного топлива вместе и заливки или упаковки аморфный коллоид в форму. Ракеты Candy генерируют низкий-средний удельный импульс длительностью около 130 с и, таким образом, используются в основном ракетчиками-любителями и экспериментаторами.

Двухбазовые пороха

Пропелленты БД состоят из двух одноразовое топливо компоненты топлива, в которых одно обычно действует как высокоэнергетическое (но нестабильное) монотопливо, а другое действует как стабилизирующее (и гелеобразующее) монотопливо с более низкой энергией. В типичных обстоятельствах нитроглицерин растворяется в нитроцеллюлоза гель и затвердевает с добавками. Пропелленты DB применяются в приложениях, где требуется минимальное количество дыма, но при этом средне-высокие характеристики (Iзр примерно 235 с). Добавление металлического топлива (например, алюминий ) может увеличить производительность (около 250 с), хотя оксид металла зарождение в выхлопе дым может стать непрозрачным.

Композитные топлива

Порошковый окислитель и порошковое металлическое топливо тщательно смешиваются и фиксируются эластичным связующим (которое также действует как топливо). Композитные топлива часто либо нитрат аммония на основе (ANCP) или перхлорат аммония на основе (APCP). Композитный пропеллент из нитрата аммония часто использует магний и / или алюминий в качестве топлива и обеспечивает средние характеристики (Iзр около 210 с), тогда как композитный пропеллент на основе перхлората аммония часто использует алюминиевое топливо и обеспечивает высокие характеристики (вакуум Iзр до 296 с с цельным соплом или 304 с с телескопическим соплом с большой площадью).[15] Алюминий используется в качестве топлива, потому что он имеет разумную удельную плотность энергии, высокую объемную плотность энергии и его трудно случайно воспламенить. Композитные топлива отливаются и сохраняют свою форму после резинового связующего, такого как Полибутадиен с концевыми гидроксильными группами (HTPB), перекрестные ссылки (затвердевает) с помощью лечебной добавки. Благодаря своим высоким характеристикам, умеренной простоте производства и умеренной стоимости APCP находит широкое применение в космических ракетах, военных ракетах, любительских и любительских ракетах, тогда как более дешевые и менее эффективные ANCP находят применение в любительской ракетной технике и газовые генераторы. Динитрамид аммония, NH4N (НЕТ2)2, рассматривается как не содержащий хлора заменитель перхлората аммония в соотношении 1: 1 в композитных топливах. В отличие от нитрата аммония, ADN можно заменить на AP без потери моторных характеристик.

В спущенной на воду подводной лодке использовалось твердое топливо из полиуретанового алюминия и APCP Ракеты Polaris.[25] APCP, используемый в космический челнок Solid Rocket Boosters состоял из перхлората аммония (окислитель, 69,6% по весу), алюминия (топливо, 16%), оксида железа (катализатор, 0,4%), полимера полибутадиенакрилонитрила (PBAN) (связующее из неуретанового каучука, которое скрепляло смесь и выступал в качестве вторичного топлива, 12,04%), и эпоксидной смолой. лечение агент (1,96%).[26][27] Он развил удельный импульс 242 секунды (2,37 км / с) на уровне моря или 268 секунд (2,63 км / с) в вакууме. 2005-2009 гг. Программа Созвездие заключалось в использовании аналогичного APCP, связанного с PBAN.[28]

В 2009 году группе удалось создать порох воды и наноалюминий (Алиса ).

Композитные топлива с высокой энергией (HEC)

Типичные пропелленты HEC начинаются со стандартной композитной топливной смеси (такой как APCP) и добавляют к смеси высокоэнергетическое взрывчатое вещество. Этот дополнительный компонент обычно имеет форму небольших кристаллов Гексоген или же HMX, оба из которых имеют более высокую энергию, чем перхлорат аммония. Несмотря на небольшое увеличение удельного импульса, реализация ограничена из-за повышенной опасности фугасных добавок.

Композитные модифицированные топлива на двойной основе

Композитные модифицированные двойные основные пропелленты начинаются с двойного основного пропеллента нитроцеллюлоза / нитроглицерин в качестве связующего и добавляют твердые частицы (обычно перхлорат аммония (AP) и порошкообразный алюминий ) обычно используется в составных порохах. Перхлорат аммония восполняет дефицит кислорода, возникающий при использовании нитроцеллюлоза, улучшая общий удельный импульс. Алюминий улучшает удельный импульс, а также стабильность горения. Горючие с высокими эксплуатационными характеристиками, такие как НЕПЭ-75 используется для заправки Трезубец II Д-5, БРПЛ заменить большую часть AP на полиэтиленгликоль -граница HMX, дополнительно увеличивая удельный импульс. Смешивание составных компонентов ракетного топлива с двойным основанием стало настолько распространенным, что размывает функциональное определение ракетного топлива с двойным основанием.

Минимальная подпись (бездымный) пропелленты

Одним из наиболее активных направлений исследований твердого ракетного топлива является разработка высокоэнергетического ракетного топлива с минимальной сигнатурой с использованием C6ЧАС6N6(НЕТ2)6 CL-20 нитроамин (Китайское озеро соединение № 20), у которого на 14% больше энергии на массу и на 20% выше плотность энергии, чем у октогена. Новое топливо успешно разработано и испытано в тактических ракетных двигателях. Пропеллент не загрязняет окружающую среду: не содержит кислоты, твердых частиц и свинца. Он также бездымный и имеет только слабый ромбовидный узор амортизаторов, который виден в прозрачной выхлопной трубе. Без яркого пламени и густого дымового следа, образующегося при сгорании алюминизированных порохов, эти бездымные порохы почти исключают риск выдачи позиций, с которых запускаются ракеты. Новое топливо CL-20 нечувствительно к ударам (класс опасности 1.3), в отличие от нынешних бездымных порохов HMX, которые обладают высокой детонирующей способностью (класс опасности 1.1). CL-20 считается крупным прорывом в технологии твердого ракетного топлива, но еще не получил широкого распространения, поскольку затраты остаются высокими.[21]

Электрическое твердое топливо

Твердотопливные электрические топлива (ЭЦН) представляют собой семейство высокоэффективных пластизоль твердое топливо, которое может воспламениться и подавиться под действием электрического тока. В отличие от топлива обычных ракетных двигателей, которое трудно контролировать и тушить, ЭСН можно надежно зажигать через определенные промежутки времени и продолжительности. Он не требует движущихся частей, а пропеллент нечувствителен к пламени или искрам.[29]

Хобби и любительская ракетная техника

Твердотопливные ракетные двигатели можно купить для использования в модель ракетной техники; обычно это небольшие цилиндры с черным пороховым топливом со встроенным сопло и иногда[когда? ] небольшой заряд, который срабатывает, когда топливо заканчивается после некоторой задержки. Этот заряд можно использовать для активации камера или разверните парашют. Без этой зарядки и задержки двигатель может загореться на секунду. сцена (только черный порох).

В середине и мощная ракетная техника, широко используются серийные двигатели APCP. Они могут быть одноразовыми или перезаряжаемыми. Эти двигатели доступны в импульсном диапазоне от «A» (1,26–2,50 нс) до «O» (20,48–40,96 кН) от нескольких производителей. Они изготавливаются стандартных диаметров и различной длины в зависимости от требуемого импульса. Стандартные диаметры двигателя - 13, 18, 24, 29, 38, 54, 75, 98 и 150 миллиметров. Доступны разные составы пороха для создания различных профилей тяги, а также «специальных эффектов», таких как цветное пламя, следы дыма или большое количество искр (возникающих при добавлении титан губку в смесь).

Использовать

Звуковые ракеты

Почти все зондирующие ракеты использовать твердотельные двигатели.

Ракеты

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

Орбитальные ракеты

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

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

Основная статья: Твердотопливный ракетный ускоритель

Твердое топливо также используется для некоторых верхних ступеней, в частности Звезда 37 (иногда называемый верхней ступенью "горелки") и Звезда 48 (иногда называемый "Модуль поддержки полезной нагрузки ", или PAM), оба произведены первоначально Тиокол, а сегодня Орбитальный АТК. Они используются для поднятия больших грузов на заданные орбиты (например, спутниковая система навигации спутники) или меньшую полезную нагрузку на межпланетные или даже межзвездные траектории. Еще один твердотопливный разгонный блок, используемый Космический шатл и Титан IV, был Боинг -изготовленный Инерционный разгонный блок (ВМС).

Некоторые ракеты, такие как Антарес (производства «Орбитал АТК»), имеют обязательные твердотопливные разгонные блоки. Ракета Антарес использует Орбитальный АТК -изготовленный Касторовое 30 как верхняя ступень.

Расширенное исследование

  • Экологически чувствительные составы топлива, такие как АЛИСА пропеллент
  • Ramjets с твердым топливом
  • Конструкции с регулируемым усилием на основе изменяемой геометрии сопла
  • Гибридные ракеты которые используют твердое топливо и дросселируемый жидкий или газообразный окислитель

Смотрите также

Рекомендации

  1. ^ главы 1–2, Прокладывая путь: ранняя история космических кораблей и ракетной техники, Майк Грунтман, AIAA, 2004 г., ISBN  1-56347-705-X.
  2. ^ Каллер, Джессика (16.06.2015). "LADEE - Исследователь лунной атмосферной пыли и окружающей среды". НАСА. Получено 2020-06-02.
  3. ^ «Ракеты-носители LockMart и ATK Athena выбраны в качестве поставщика услуг запуска НАСА». www.space-travel.com.
  4. ^ «Твердотопливный ракетный двигатель с самозатухающим топливным зерном и системы на его основе».
  5. ^ Ху, Вэнь-Жуй (1997). Космическая наука в Китае (опубликовано 20 августа 1997 г.). п. 15. ISBN  978-9056990237.
  6. ^ а б Грейтрикс, Дэвид Р. (2012). Полет с двигателем: разработка аэрокосмических силовых установок. Springer. п. 1. ISBN  978-1447124849.
  7. ^ а б Нильсен, Леона (1997). Взрыв!: Ракетная техника для учеников начальной и средней школы P. Библиотеки без ограничений. С. 2–4. ISBN  978-1563084386.
  8. ^ Ван Рипер, Bowdoin (2004). Ракеты и ракеты: история жизни технологии. Издательство Университета Джона Хопкинса. С. 14–15. ISBN  978-0801887925.
  9. ^ М. Д. Блэк (2012). Эволюция ракетных технологий. Родной плантатор, SLC. п. 39. payloadz.com под электронная книга / История[мертвая ссылка ]
  10. ^ «260 - самый большой твердотопливный ракетный двигатель из когда-либо испытанных» (PDF). nasa.gov. Июнь 1999 г.. Получено 24 июля, 2014.
  11. ^ Саттон, Джордж П. (2000). Элементы силовой установки ракеты (7-е изд.). Wiley-Interscience. ISBN  0-471-32642-9.
  12. ^ "Каталог продукции космического движения АТК, стр.30" (PDF). Alliant Techsystems (АТК). Май 2008. Архивировано с оригинал (PDF) 30 июля 2018 г.. Получено 8 декабря 2015.
  13. ^ http://www.pw.utc.com/Products/Pratt+%26+Whitney+Rocketdyne/Propulsion+Solutions/Space[постоянная мертвая ссылка ]
  14. ^ «Архивная копия». Архивировано из оригинал на 2011-04-26. Получено 2014-01-07.CS1 maint: заархивированная копия как заголовок (связь)
  15. ^ а б «Архивная копия». Архивировано из оригинал в 2013-07-19. Получено 2014-02-09.CS1 maint: заархивированная копия как заголовок (связь)
  16. ^ http://www.russianspaceweb.com/engines/rd0124.htm
  17. ^ «Брошюра РЛ10Б-2» (PDF). Пратт и Уитни Рокетдайн. 2009. Архивировано с оригинал (PDF) на 2012-03-26. Получено 2018-08-25.
  18. ^ Твердый В архиве 2002-01-05 на Wayback Machine
  19. ^ Пайк, Джон. «Баллистические ракеты FBM / SLBM флота Trident II D-5 - США». www.globalsecurity.org.
  20. ^ Руководство пользователя Minotaur IV, версия 1.0, Orbital Sciences Corp., январь 2005 г., стр. 4
  21. ^ а б http://www.navair.navy.mil/techTrans/index.cfm?map=local.ccms.view.aB&doc=crada.13[мертвая ссылка ]
  22. ^ М. Д. Блэк, Эволюция РАКЕТНЫХ ТЕХНОЛОГИЙ, стр. 92-94, Native Planter, SLC, 2012, payloadz.com под электронная книга / История
  23. ^ "Ресурсы и компоненты модельной ракетной техники". Получено 16 августа 2017.
  24. ^ "Модель ракетных двигателей Quest Black Powder". Архивировано из оригинал 16 августа 2017 г.. Получено 16 августа 2017.
  25. ^ https://fas.org/nuke/guide/usa/slbm/a-1.htm
  26. ^ "Ракетные ускорители" Шаттл ". НАСА.
  27. ^ «Твердотопливные ракетные ускорители». НАСА.
  28. ^ Чанг, Кеннет (30 августа 2010 г.). «НАСА испытывает двигатель с неопределенным будущим». Нью-Йорк Таймс. Получено 2010-08-31.
  29. ^ Sawka, Wayne N .; Макферсон, Майкл (12 июля 2013 г.). «Электрическое твердое топливо: безопасная технология движения от микро до макро». 49-я Конференция по совместным двигательным установкам AIAA / ASME / SAE / ASEE. Американский институт аэронавтики и астронавтики. Дои:10.2514/6.2013-4168. ISBN  978-1-62410-222-6.

дальнейшее чтение

  • А. Давенас, изд. (1992). Технология твердотопливного ракетного двигателя. Пергамон. ISBN  978-0080409993.

внешняя ссылка