WWW.REFERATCENTRAL.ORG.UA - Я ТУТ НАВЧАЮСЬ

... відкритий, безкоштовний архів рефератів, курсових, дипломних робіт

ГоловнаФізика → Ракетні двигуни - Реферат

Ракетні двигуни - Реферат

термохімічний ракетний двигун на твердому паливі - РДТП.
Паливо - наприклад спеціальний порох - знаходиться безпосередньо в камері згоряння. Камера згоряння з реактивним соплом, заповнена твердим паливом - от і вся конструкція. Режим згоряння твердого палива залежить від призначення РДТП (стартовий, маршовий чи комбінований). Для твердотопливных ракет застосовуваних у військовій справі характерна наявність стартового і маршового двигунів. Стартовий РДТП розвиває велику тягу на дуже короткий час, що необхідно для сходу ракети з пускової установки і її первісного розгону. Маршовий РДТП призначений для підтримки постійної швидкості польоту ракети на основному (маршовій) ділянці траєкторії польоту. Розходження між ними полягають в основному в конструкції камери згоряння і профілі поверхні горіння паливного заряду, що визначають швидкість горіння палива від якого залежить час роботи і тяга двигуна. На відміну від таких ракет космічні ракети-носії для запуску супутників Землі, орбітальних станцій і космічних кораблів, а також міжпланетних станцій працюють тільки в стартовому режимі зі старту ракети до видпровадження об'єкта на орбіту навколо Землі чи на міжпланетну траєкторію.
У цілому твердо паливні ракетні двигуни мають багато переваг перед двигунами на рідкому паливі: вони прості у виготовленні, тривалий час можуть зберігатися, завжди готові до дії, відносно вибухобезпечні. Але по питомій тязі твердо паливні двигуни на 10-30% уступають рідинним.
ЯДЕРНІ РАКЕТНІ ДВИГУНИ
Один з основних недоліків ракетних двигунів, що працюють на рідкому паливі, зв'язаний з обмеженою швидкістю витікання газів. У ядерних ракетних двигунах представляється можливість використовувати колосальну енергію, що виводиться при розкладанні ядерного "пального", для нагрівання робочої речовини.
Принцип дії ядерних ракетних двигунів майже не відрізняється від принципу дії термохімічних двигунів. Різниця полягає в тім, що робоче тіло нагрівається не за рахунок своєї власної хімічної енергії, а за рахунок "сторонньої" енергії, що виділяється при внутрішньоядерній реакції. Робоче тіло пропускається через ядерний реактор, у якому відбувається реакція розподілу атомних ядер (наприклад, урану), і при цьому нагрівається.
У ядерних ракетних двигунів відпадає необхідність в окислювачі і тому може бути використана тільки одна рідина.
Як робоче тіло доцільно застосовувати речовини, що дозволяють двигуну розвивати велику силу тяги. Цій умові найбільше повно задовольняє водень, потім слідує аміак, гидразин і вода.
Процеси, при яких виділяється ядерна енергія, підрозділяють на радіоактивні перетворення, реакції розподілу важких ядер, реакцію синтезу легких ядер.
Радіоізотопні перетворення реалізуються в так званих ізотопних джерелах енергії. Питома масова енергія (енергія, що може виділити речовину масою 1кг) штучних радіоактивних ізотопів значно вище, ніж хімічних палив. Так, для 210Ро вона дорівнює 5*108 КДж/кг, у той час як для найбільше енергетично виробляємого хімічного палива (бериллія з киснем) це значення не перевищує 3*104 КДж/кг.
На жаль, подібні двигуни застосовувати на космічних ракетах-носіях поки не раціонально. Причина цього - висока вартість ізотопної речовини і труднощі експлуатації. Адже ізотоп виділяє енергію постійно, навіть при його транспортуванні в спеціальному контейнері і при стоянці ракети на старті.
У ядерних реакторах використовується більш эненергетично виробниче паливо. Так, питома масова енергія 235U (дилячого ізотопу урану) дорівнює 6,75*109 КДж/кг, тобто приблизно на порядок вище, ніж в ізотопу 210Ро. Ці двигуни можна "включати" і "виключати", ядерне пальне (233U, 235U, 238U, 239Pu) значно дешевше ізотопного. У таких двигунів як робоче тіло може застосовуватися не тільки вода, але і більш ефективні робітники речовини - спирт, аміак, рідкий водень. Питома тяга двигуна з рідким воднем дорівнює 900 с.
У найпростішій схемі ядерного ракетного двигуна з реактором, що працює на твердому ядерному пальному робоче тіло розміщене в баці. Насос подає його в камеру двигуна. Розпорошуючи за допомогою форсунок, робоче тіло вступає в контакт із тепловиділяючим ядерним пальним, нагрівається, розширюється і з великою швидкістю викидається через сопло назовні.
Ядерне пальне по запасі енергії перевершує будь-як інший вид палива. Тоді виникає закономірне питання - чому ж установки на цьому пальному мають усе-таки порівняно невелику питому тягу і велику масу? Справа в тому, що питома тяга твердофазного ядерного ракетного двигуна обмежена температурою речовини, що поділяється, а енергетична установка при роботі випускає сильне іонізуюче випромінювання, що робить шкідливу дію на живі організми. Біологічний захист від таких випромінювань має велику вагу не застосована на космічних літальних апаратах.
Практичні розробки ядерних ракетних двигунів, що використовують тверде ядерне пальне, були початі в середині 50-х років 20-го сторіччя в Радянському Союзі і США, майже одночасно з будівництвом перших ядерних електростанцій. Роботи проводилися в обстановці підвищеної таємності, але відомо, що реального застосування в космонавтиці такі ракетні двигуни дотепер не одержали. Усі поки обмежилося використанням ізотопних джерел електроенергії щодо невеликої потужності на безпілотних штучних супутниках Землі, міжпланетних космічних апаратах і всесвітньо відомому радянському "місяцеході"(луноходе).
ІНШІ ВИДИ РАКЕТНИХ ДВИГУНІВ
Існують і більшекзотичні проекти ядерних ракетних двигунів, у яких речовина, що поділяється, знаходиться в рідкому, газоподібному чи навіть плазменнім стані, однак реалізація подібних конструкцій на сучасному рівні техніки і технологій нереальна.
Існують, поки на стадії теоретичної чи лабораторний наступні проекти ракетних двигунів:
" імпульсні ядерні ракетні двигуни використовуючі енергію вибухів невеликих ядерних зарядів;
" термоядерні ракетні двигуни, у яких як паливо може використовуватися ізотоп водню. Энерго виробництво водню в такій реакції складає 6,8*1011 КДж/кг, тобто приблизно на два порядки вище продуктивності ядерних реакцій розподілу;
" сонячно-вітрильні двигуни - у який використовується тиск сонячного світла (сонячний вітер), існування якого досвідченим шляхом довів російський фізик П.Н. Лебедєв ще в 1899 році. Розрахунковим шляхом вчені установили, що апарат масою в 1 т, постачений вітрилом діаметром 500 м, може долетіти від Землі до Марса приблизно за 300 доби. Однак ефективність сонячного вітрила швидко зменшується з видаленням від Сонця.
"
ЕЛЕКТРИЧНІ РАКЕТНІ ДВИГУНИ
Майже всі розглянуті вище ракетні двигуни, розвивають величезну силу тяги і призначені для висновку космічних апаратів на орбіту навколо Землі і розгону їх до космічних швидкостей для міжпланетних польотів. Зовсім інша справа - рухові установки для уже виведених на чи орбіту на міжпланетну траєкторію космічних апаратів. Тут, як правило, потрібні двигуни малої потужності (пару кіловатів чи навіть ватів) здатні працювати сотні і тисячі годин і багаторазово включатися і виключатися. Вони дозволяють підтримувати політ на орбіті по заданій траєкторії, компенсуючи опір польоту створюване верхніми шарами атмосфери і сонячним вітром.
В електричних ракетних двигунах розгін робочого тіла до визначеної швидкості виробляється нагріванням його електричною енергією. Електроенергія надходить від сонячних чи батарей атомної електростанції. Способи нагрівання робочого тіла різні, але реально застосовується в основному електродуговій. Він показав себе дуже надійним і витримує велику кількість включень. Як робоче тіло в електродугових двигуна застосовують водень. За допомогою електричної дуги водень нагрівається до дуже високої температури і він перетворюється в плазму - еликтрично нейтральну суміш позитивних іонів і електронів. Швидкість витікання плазми з двигуна досягає 20 км/с. Коли учені вирішать проблему магнітної ізоляції плазми від стінок камери двигуна, тоді можна буде значно підвищити температуру плазми і довести швидкість витікання до 100 км/с.
Перший електричний ракетний двигун був розроблений у Радянському Союзі в 1929-1933 р. під керівництвом В.П. Глушко (згодом він став творцем двигунів для радянських космічних ракет і академіком) у знаменитої газодинамічної лабораторії (ГДЛ).
ВИКОРИСТАНА ЛІТЕРАТУРА:
1. Радянський енциклопедичний словник
2. С.П. Уманський. Космонавтика сьогодні і завтра. Кн. Для учнів.
Loading...

 
 

Цікаве