Что первое приходит на ум при словосочетании «ракетные двигатели»? Конечно же, загадочный космос, межпланетные полеты, открытие новых галактик и манящее сияние далеких звезд. Во все времена небо притягивало к себе человека, оставаясь при этом неразгаданной тайной, но создание первой космической ракеты и ее запуск открыли человечеству новые горизонты исследований.
Ракетные двигатели по своей сути – это обычные реактивные двигатели с одной немаловажной особенностью: для создания реактивной тяги в них не используется атмосферный кислород в качестве окислителя топлива. Все, что нужно для его работы, находится либо непосредственно в его корпусе, либо в системах подачи окислителя и топлива. Именно эта особенность и дает возможность использовать ракетные двигатели в открытом космосе.
Видов ракетных двигателей очень много и все они разительно отличаются между собой не только особенностями конструкции, но и принципом работы. Именно поэтому каждый вид нужно рассматривать отдельно.
Среди основных рабочих характеристик ракетных двигателей особое внимание уделяется удельному импульсу – отношению величины реактивной тяги к массе расходуемого за единицу времени рабочего тела. Значение удельного импульса отображает эффективность и экономичность двигателя.
Химические ракетные двигатели (ХРД)
Этот тип двигателей на сегодняшний день является единственным, который массово используется для выведения в открытый космос космических аппаратов, кроме того, он нашел применение и в военной промышленности. Химические двигатели делятся на твердо- и жидкотопливные в зависимости от агрегатного состояния ракетного топлива.
История создания
Первыми ракетными двигателями были твердотопливные, а появились они несколько веков назад в Китае. С космосом их тогда мало что связывало, зато с их помощью можно было запускать военные ракеты. В качестве топлива использовался порошок, по составу напоминающий порох, только процентное соотношение его составляющих было изменено. В результате при окислении порошок не взрывался, а постепенно сгорал, выделяя тепло и создавая реактивную тягу. Такие двигатели с переменным успехом дорабатывались, совершенствовались и улучшались, но их удельный импульс все равно оставался малым, то есть конструкция была неэффективной и неэкономичной. Вскоре появились новые виды твердого топлива, позволяющие получить больший удельный импульс и развивать большую тягу. Над его созданием в первой половине ХХ века трудились ученые СССР, США и Европы. Уже во второй половине 40-х годов был разработан прототип современного топлива, используемого и сейчас.
Ракетный двигатель РД — 170 работает на жидком топливе и окислителе.
Жидкостные ракетные двигатели – это изобретение К.Э. Циолковского, который предложил их в качестве силового агрегата космической ракеты в 1903 году. В 20-х годах работы по созданию ЖРД начали проводиться в США, в 30-хх годах – в СССР. Уже к началу Второй мировой войны были созданы первые экспериментальные образцы, а после ее окончания ЖРД стали выпускаться серийно. Использовались они в военной промышленности для оснащения баллистических ракет. В 1957 году впервые в истории человечества был запущен советский искусственный спутник. Для его запуска использовалась ракета, оснащенная РЖД.
Устройство и принцип работы химических ракетных двигателей
Твердотопливный двигатель вмещает в своем корпусе топливо и окислитель в твердом агрегатном состоянии, причем контейнер с топливом – это одновременно и камера сгорания. Топливо обычно имеет форму стержня с центральным отверстием. В процессе окисления стержень начинает сгорать от центра к периферии, а газы, полученные в результате сгорания, выходят через сопло, образуя тягу. Это самая простая конструкция среди всех ракетных двигателей.
В жидкостных РД топливо и окислитель находятся в жидком агрегатном состоянии в двух раздельных резервуарах. По каналам подачи они попадают в камеру сгорания, где смешиваются и происходит процесс горения. Продукты сгорания выходят через сопло, образуя тягу. В качестве окислителя обычно используется жидкий кислород, а топливо может быть разным: керосин, жидкий водород и т.д.
Плюсы и минусы химических РД, их сфера применения
Достоинствами твердотопливных РД являются:
- простота конструкции;
- сравнительная безопасность в плане экологии;
- невысокая цена;
- надежность.
Недостатки РДТТ:
- ограничение по времени работы: топливо сгорает очень быстро;
- невозможность перезапуска двигателя, его остановки и регулирования тяги;
- небольшой удельный вес в пределах 2000-3000 м/с.
Анализируя плюсы и минусы РДТТ, можно сделать вывод, что их использование оправдано только в тех случаях, когда нужен силовой агрегат средней мощности, достаточно дешевый и простой в исполнении. Сфера их использования – баллистические, метеорологические ракеты, ПЗРК, а также боковые ускорители космических ракет (ими оснащаются американские ракеты, в советских и российских ракетах их не использовали).
Достоинства жидкостных РД:
- высокий показатель удельного импульса (порядка 4500 м/с и выше);
- возможность регулирования тяги, остановки и перезапуска двигателя;
- меньший вес и компактность, что дает возможность выводить на орбиту даже большие многотонные грузы.
Недостатки ЖРД:
- сложная конструкция и пуско-наладочные работы;
- в условиях невесомости жидкости в баках могут хаотично перемещаться. Для их осаждения нужно использовать дополнительные источники энергии.
Сфера применения ЖРД – это в основном космонавтика, так как для военных целей эти двигатели слишком дорогие.
Несмотря на то, что пока химические РД – единственные способные обеспечить вывод ракет в открытый космос, их дальнейшее усовершенствование практически невозможно. Ученые и конструкторы убеждены, что предел их возможностей уже достигнут, а для получения более мощных агрегатов с большим удельным импульсом необходимы другие источники энергии.
Ядерные ракетные двигатели (ЯРД)
Этот тип РД в отличие от химических вырабатывает энергию не при сгорании топлива, а в результате нагревания рабочего тела энергией ядерных реакций. ЯРД бывают изотопными, термоядерными и ядерными.
История создания
Конструкция и принцип работы ЯРД были разработаны еще в 50-хх годах. Уже в 70-хх годах в СССР и США были готовы экспериментальные образцы, которые успешно проходили испытания. Твердофазный советский двигатель РД-0410 с тягой в 3,6 тонны испытывался на стендовой базе, а американский реактор «NERVA» должен был устанавливаться на ракету «Сатурн V» до того, как спонсирование лунной программы было остановлено. Параллельно велись работы и над созданием газофазных ЯРД. Сейчас действуют научные программы по разработке ядерных РД, проводятся эксперименты на космических станциях.
Таким образом, действующие модели ядерных ракетных двигателей уже есть, но пока ни один из них так и не был задействован вне лабораторий или научных баз. Потенциал таких двигателей довольно высокий, но и риск, связанный с их использованием, тоже немалый, так что пока они существуют только в проектах.
Устройство и принцип действия
Ядерные ракетные двигатели бывают газо-, жидко- и твердофазными в зависимости от агрегатного состояния ядерного топлива. Топливо в твердофазных ЯРД – это ТВЭЛы, такие же, как в ядерных реакторах. Они находятся в корпусе двигателя и в процессе распада делящегося вещества выделяют тепловую энергию. Рабочее тело – газообразный водород или аммиак – контактируя с ТВЭЛом, поглощает энергию и нагревается, увеличиваясь в объеме и сжимаясь, после чего выходит через сопло под высоким давлением.
Принцип работы жидкофазного ЯРД и его устройство аналогично твердофазным, только топливо находится в жидком состоянии, что позволяет увеличить температуру, а значит и тягу.
Газофазные ЯРД работают на топливе в газообразном состоянии. Обычно в них используется уран. Газообразное топливо может удерживаться в корпусе электрическим полем или же находится в герметичной прозрачной колбе – ядерной лампе. В первом случае возникает контакт рабочего тела с топливом, а также частичная утечка последнего, поэтому кроме основной массы топлива в двигателе должен быть предусмотрен его запас для периодического пополнения. В случае с ядерной лампой утечки не происходит, а топливо полностью изолировано от потока рабочего тела.
Преимущества и недостатки ЯРД
Ядерные ракетные двигатели имеют огромное преимущество в сравнении с химическими – это высокий показатель удельного импульса. Для твердофазных моделей его величина составляет 8000-9000 м/с, для жидкофазных – 14000 м/с, для газофазных – 30000 м/с. Вместе с тем, их использование влечет за собой заражение атмосферы радиоактивными выбросами. Сейчас ведутся работы по созданию безопасного, экологичного и эффективного ядерного двигателя, и главным «претендентом» на эту роль является газофазный ЯРД с ядерной лампой, где радиоактивное вещество находится в герметичной колбе и не выходит наружу с реактивным пламенем.
Электрические ракетные двигатели (ЭРД)
Еще один потенциальный конкурент химических РД – электрический РД, работающий за счет электрической энергии. ЭРД может быть электротермическим, электростатическим, электромагнитным или импульсным.
История создания
Первый ЭРД был сконструирован в 30-х годах советским конструктором В.П. Глушко, хотя идея создания такого двигателя появилась еще в начале ХХ века. В 60-х годах ученые СССР и США активно работали над созданием ЭРД, и уже в 70-х годах первые образцы начали использоваться в космических аппаратах в качестве двигателей управления.
Устройство и принцип работы
Электроракетная двигательная установка состоит из самого ЭРД, строение которого зависит от его типа, систем подачи рабочего тела, управления и электропитания. Электротермический РД нагревает поток рабочего тела за счет тепла, выделяемого нагревательным элементом, или в электрической дуге. В качестве рабочего тела используется гелий, аммиак, гидразин, азот и другие инертные газы, реже – водород.
Электростатические РД делятся на коллоидные, ионные и плазменные. В них заряженные частицы рабочего тела ускоряются за счет электрического поля. В коллоидных или ионных РД ионизация газа обеспечивается ионизатором, высокочастотным электрическим полем или газоразрядной камерой. В плазменных РД рабочее тело – инертный газ ксенон – проходит через кольцевой анод и попадает в газоразрядную камеру с катод-компенсатором. При высоком напряжении между анодом и катодом вспыхивает искра, ионизирующая газ, в результате чего получается плазма. Положительно заряженные ионы выходят через сопло с большой скоростью, приобретенной за счет разгона электрическим полем, а электроны выводятся наружу катодом-компенсатором.
Электромагнитные РД имеют свое магнитное поле – внешнее или внутреннее, которое ускоряет заряженные частицы рабочего тела.
Импульсные РД работают за счет испарения твердого топлива под действием электрических разрядов.
Преимущества и недостатки ЭРД, сфера использования
Среди преимуществ ЭРД:
- высокий показатель удельного импульса, верхний предел которого практически не ограничен;
- малый расход топлива (рабочего тела).
Недостатки:
- высокий уровень потребления электроэнергии;
- сложность конструкции;
- небольшая тяга.
На сегодняшний день использование ЭРД ограничено их установкой на космические спутники, а в качестве источников электроэнергии для них применяются солнечные батареи. Вместе с тем именно эти двигатели могут стать теми силовыми установками, которые дадут возможность исследовать космос, поэтому работы по созданию их новых моделей активно ведутся во многих странах. Именно эти силовые установки чаще всего упоминали фантасты в своих произведениях, посвященных покорению космоса, их же можно встретить и в научно-фантастических фильмах. Пока именно ЭРД является надеждой на то, что люди все же смогут путешествовать к звездам.
- 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.
Жидкотопливные ракеты
В 1926 году Роберт Годдард испытал первый двигатель на основе жидкого топлива. Его двигатель использовал бензин и жидкий кислород. Также он пытался решить и решил ряд фундаментальных проблем в конструкции ракетного двигателя, включая механизмы накачки, стратегии охлаждения и рулевые механизмы. Именно эти проблемы делают ракеты с жидким топливом такими сложными.
Основная идея проста. В большинстве жидкотопливных ракетных двигателях топливо и окислитель (например, бензин и жидкий кислород) закачиваются в камеру сгорания. Там они сгорают, чтобы создать поток горячих газов с высокой скоростью и давлением. Эти газы проходят через сопло, которое еще больше их ускоряет (от 8000 до 16 000 км/ч, как правило), а после выходят. Ниже вы найдете простую схему.
Эта схема не показывает фактические сложности обычного двигателя. К примеру, норальное топливо - это холодный жидкий газ вроде жидкого водорода или жидкого кислорода. Одной из крупных проблем такого двигателя является охлаждение камеры сгорания и сопла, поэтому холодная жидкость сначала циркулирует вокруг перегретых частей, чтобы охладить их. Насосы должны генерировать чрезвычайно высокое давление, чтобы преодолеть давление, которое создает в камере сгорания сжигаемое топливо. Вся эта подкачка и охлаждение делает ракетный двигатель больше похожим на неудачную попытку сантехнической самореализации. Давайте посмотрим на все виды комбинаций топлива, используемого в жидкотопливных ракетных двигателях:
- Жидкий водород и жидкий кислород (основные двигатели космических шаттлов).
- Бензин и жидкий кислород (первые ракеты Годдарда).
- Керосин и жидкий кислород (использовались на первой ступени «Сатурна-5» в программе «Аполлон»).
- Спирт и жидкий кислород (использовались в немецких ракетах V2).
- Четырехокись азота/монометилгидразин (использовались в двигателях «Кассини»).
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 и ждать, что там еще выкинет Элон Маск со своим SpaceX.
Ракеты как тип вооружения существуют с очень давних пор. Пионерами в этом деле были китайцы, о чем упоминается в гимне Поднебесной начала XIX века. «Красные блики ракет» - вот так в нем поется. Заряжали их порохом, изобретенным, как известно, в том же Китае. Но, чтобы «красные блики» заблистали, а на головы врагов обрушились огненные стрелы, нужны были ракетные двигатели, пусть и простейшие. Всем известно, что порох взрывается, а для полета необходимо интенсивное горение с направленным газовыделением. Так что состав горючего пришлось менять. Если в обычной взрывчатке соотношение ингредиентов составляет 75% нитратов, 15% углерода и 10% серы, то ракетные двигатели содержали 72% нитратов, 24% углерода и 4% серы.
В современных твердотопливных ракетах и ускорителях в качестве топлива используются более сложные смеси, но принцип остался все тот же, древнекитайский. Его достоинства несомненны. надежность, высокая быстрота инициации, относительная дешевизна и удобство эксплуатации. Для того чтобы снаряд стартовал, достаточно воспламенить твердую горючую смесь, обеспечить приток воздуха - и все, он полетел.
Однако есть у такой проверенной и надежной технологии свои недостатки. Во-первых, инициировав горение топлива, его уже невозможно остановить, как и поменять режим горения. Во-вторых, необходим кислород, а в условиях разреженного или безвоздушного пространства его нет. В-третьих, горение все равно проистекает слишком быстро.
Выход, который искали в течение долгих лет ученые во многих странах, наконец, нашелся. Д-р Роберт Годдард в 1926 году испытал первый жидкостный ракетный двигатель. В качестве горючего он использовал бензин, смешиваемый с жидким кислородом. Для того чтобы система работала устойчиво в течение хотя бы двух с половиной секунд, Годдарду пришлось решить ряд технических проблем, связанных с насосным нагнетанием реагентов, системой охлаждения и
Принцип, по которому построены все жидкостные ракетные двигатели, крайне прост. Внутри корпуса расположены два бака. Из одного из них через смесительную головку окислитель подается в камеру разложения, где в присутствии катализатора топливо, поступающее из второго бака, переходит в газообразное состояние. Происходит раскаленный газ проходит сначала сужающуюся дозвуковую зону сопла, а затем расширяющуюся сверхзвуковую, куда также подается горючее. В реальности все намного сложнее, дюза требует охлаждения, а режимы подачи - высокой степени стабильности. Современные ракетные двигатели в качестве топлива могут питаться водородом, окислителем является кислород. Эта смесь крайне взрывоопасна, и малейшее нарушение режима работы любой системы приводит к аварии или катастрофе. Компонентами горючего также могут быть и другие вещества, не менее опасные:
Керосин и - они использовались на первом этапе программы носителей "Сатурн V" в программе " Аполлон";
Спирт и жидкий кислород - были задействованы в немецких ракетах V2 и советских носителях «Восток»;
Азотный тетраоксид - монометил - гидразин - использовались в двигателях «Кассини».
Несмотря на сложность конструкции, жидкостные ракетные двигатели являются основным средством доставки космических грузов. Они используются и в межконтинентальных Режимы их работы поддаются точному регулированию, современные технологии позволяют автоматизировать процессы, протекающие в их агрегатах и узлах.
Однако ракетные двигатели на твердом топливе также не утратили своего значения. Они применяются в космической технике как вспомогательные. Велико их значение в модулях торможения и спасения.
Под влиянием идей Ф.А. Цандера и К.Э. Циолковского, а также благоприятных технических перспектив в создании ЖРД, вычисленных при расчетах летных характеристик самолетов с ЖРД, советские специалисты пришли к выводу, что пределы применения поршневых двигателей по скорости и высоте могут быть преодолены применением ЖРД.
Жидкостный ракетный двигатель - ракетный двигатель, работающий на жидких компонентах топлива. ЖРД в общем случае состоит: из одной или нескольких камер, агрегатов системы подачи и автоматики, устройств для создания управляющих усилий и моментов, рамы, магистралей и вспомогательных устройств и агрегатов. Агрегаты автоматики ЖРД входят в совокупность устройств, обеспечивающих управление, регулирование и обслуживание ЖРД. ракетный самолет циолковский ЖРД
Двигательная установка с ЖРД состоит из следующих основных частей: одного или нескольких ЖРД, баков с рабочим телом, агрегатов наддува топливных баков или вытеснительной подачи топлива, рулевых приводов, магистралей соединяющих двигатели с баками, и вспомогательных устройств, автоматики, предназначенной для регулирования, как отдельных узлов ЖРД, так и двигательной установки в целом.
Для работы ЖРД необходимо на борту летательного аппарата иметь рабочие тела, способные вступать в химические экзотермические реакции, т.е. реакции с выделением тепла. Если в результате разложения вещества выделяется тепло, то говорят об унитарном топливе. Наиболее распространены двухкомпонентные топлива, горючее и окислитель которых смешиваются только в камере сгорания.
Топлива ЖРД должны удовлетворять ряду серьезных и иногда противоречивых требований. Одним из основных требований является большая удельная теплота сгорания, или теплотворная способность, т.е. тепловой эффект реакции для 1 кг горючего или топлива в целом. Если в компонентах топлива содержатся еще балластные атомы, не принимающие участия в реакциях, то удельная теплота сгорания может стать недостаточной для получения высоких скоростей истечения продуктов реакции.
Другое требование к топливам ЖРД состоит в том, чтобы в результате реакции образовывалась газовая смесь с минимальной относительной молекулярной массой. Как следует из закона сохранения энергии, при одной и той же подведенной энергии вещества с меньшей относительной молекулярной массой имеют большую скорость истечения.
Требования к топливам ЖРД заключаются в том, что топлива в жидком состоянии должны иметь большую плотность, коррозионная стойкость по отношению к конструкционным материалам, токсичность, чувствительность к удару
Имеется еще ряд других требований, но даже из сопоставления уже перечисленных видно, как важен правильный выбор компонентов топлива. В связи с различными требованиями, предъявляемыми к летательным аппаратам, следовательно, и к их ЖРД, используется довольно много различных химических веществ. Применение, в частности, легкокипящих, токсичных агрессивных компонентов вызывает целый ряд дополнительных трудностей при создании и эксплуатации изделий. Однако большинство трудностей удается все же преодолеть.
В качестве горючего в ЖРД применяются углеводороды, водород и т.д. В качестве окислителя используют кислород, азотную кислоту, перекись водорода и т.п.
В некоторых случаях для простоты запуска двигателя применяют самовоспламеняющиеся компоненты, которые активно взаимодействуют между собой. Удельный импульс двигателей, использующих самовоспламеняющиеся топлива не превышает 3500 м/с.
Рассмотрим подробнее некоторые элементы двигателя. В камере сгорания ЖРД происходят процессы испарения, смещения и сгорания компонентов топлива. Головка камеры сгорания снабжена большим числом форсунок, с помощью которых жидкость подвергается распылению на мелкие капли. Это существенно увеличивает интенсивность испарения и перемешивания между собой паров компонентов топлива, что позволяет уменьшить длину камеры, необходимую для полного сгорания. Поскольку используются высокоэффективные топлива, то температура газов внутри камеры может превышать 3000 градусов. Камеры двигателя делаются сравнительно легкими и компактными. На стенки камеры, обычно цилиндрической формы, действует мощный тепловой поток. Чтобы предохранить стенки камер от разрушения, их приходится усиленно охлаждать. С этой целью рубашки камеры делаются двойными. В полость между наружной и внутренней стенками- оболочками подается один из компонентов топлива. Протекая по зазору между оболочками вдоль всей камеры, жидкость нагревается и уносит тепло, подходящее с огневой стороны камеры. Нагретый компонент впрыскивается через форсунки в камеру сгорания. Конструктивно стенки камер сгорания различных двигателей выполнены или в виде двух цилиндров, связанных между собой внутренними вставками, по которым протекает охлаждающий компонент, и т.д. Однако такого наружного охлаждения иногда недостаточно, и у стенки внутри камеры сгорания приходится снижать температуру газа. Это достигается обычно за счет подачи части горючего непосредственно в пристеночный слой. Для камер ЖРД, работающих очень короткое время, иногда не применяют специального охлаждения, а тепло, идущее в стенки камеры, расходуется на нагрев достаточно массивной конструкции камеры.
У ЖРД может быть одна или несколько камер. В зависимости от назначения двигателя и величины его тяги диаметры и длины камер изменяются в широких пределах. Камера ЖРД состоит из смесительной головки с форсунками, камеры сгорания и сопла. Наиболее узкое сечение сопла, где газ разгоняется до скорости звука, называется критическим сечением. В районе критического сечения стенки сопла приходится охлаждать значительно интенсивнее, чем наиболее теплонапряженные части камеры двигателя. В сверхзвуковой части сопла теплоподвод в стенки уменьшается настолько, что концевые части сопла можно делать без жидкостного охлаждения.
Рис. 1. Схема жидкостного ракетного двигателя.
Расширение сопла существенно влияет на величину удельного импульса и зависит от соотношения давлений в двигателе и окружающей среды.
Развитие ЖРД ведет свое начало примерно от рубежа XIX и XX столетий. В этот период были заложены основы теории реактивного движения и механики тел переменной массы. В разработке этих вопросов значительна роль выдающихся русских ученых Н.Е. Жуковского (1847-1921), И.В. Мещерского (1859-1935) и др.
Однако крупнейшим вкладом в развитие проблем реактивного движения явились работы знаменитого русского ученого К.Э. Циолковского (1857- 1935), по праву считающегося основоположником современной космонавтики и ракетной техники. Начав интересоваться проблемами реактивного движения в 1883г., К.Э. Циолковский опубликовал в 1903г. получивший впоследствии всемирную известность труд «Исследование мировых пространств реактивными приборами». В этой работе Циолковский изложил основы ракетодинамики и описал ракету как средство для космических полетов. Предложенная им схема ракетного двигателя на жидком топливе стала базой для разработок, выполненных его последователями. Пророческими оказались его высказывания о выборе топлива и некоторых особенностях устройства такого двигателя. Циолковским были предложены: кислородно-углеводородное и кислородно-водородное топлива; регенеративное охлаждение камеры сгорания и сопла двигателя компонентами жидкого топлива; керамическая изоляция этих элементов конструкции; раздельное хранение и насосная подача компонентов топлива в смесительную головку камеры с последующим сжиганием; управление вектором тяги поворотом выходной части сопла и газовыми рулями. Им была показана первостепенная важность высокой скорости истечения рабочего тела из двигателя и охарактеризованы способы ее увеличения.
Первыми последователями Циолковского в нашей стране были талантливые ученые и изобретатели Ю.В. Кондратюк (1897-1942), Ф.А. Цандер (1887-1933) и В.П.Глушко (1908-1989).
Ю.В Кондратюк работал независимо от Циолковского. Его основное теоретическое исследование «Завоевание межпланетных пространств» (1929) отчасти повторило и дополнило работы Циолковского, некоторые вопросы нашли новое решение. В частности, Кондратюк предложил в качестве топлива для двигателей некоторые металлы и их водородные соединения.
Ф.А. Цандер еще в студенческие годы изучал труды Циолковского и интересовался вопросами космических полетов. В 1924г. он изложил свою основную идею - сочетание ракеты с самолетом для взлета с Земли и последующее сжигание металлических частей самолета в качестве горючего для реактивного двигателя. Цандером выполнены теоретические исследования различных вопросов воздушно-реактивных и ракетных двигателей, начал работы по их практической реализации.
В.П. Глушко еще в юности увлекался вопросами космонавтики. В письме Циолковскому от 26 сентября 1923г. он написал, что уже более 2 лет поглощен идеей межпланетных путешествий. С 1924г. Глушко начинает публиковать научно-популярные и научные работы по ракетно-космической технике. В 1930г. Глушко предложил в качестве компонентов ракетного топлива азотную кислоту, смесь азотной кислоты с четырехокисью азота, тетранитрометан, перекись водорода, смеси фтора с кислородом, трехкомпонентное топливо и др., была разработана керамическая теплоизоляция камеры сгорания двуокисью циркония. В 1931г. Глушко предложил, а в 1933г. внедрил химическое зажигание и самовоспламеняющееся топливо. Тогда же были разработаны профилированное сопло, карданная подвеска двигателя для управления полетом ракеты, конструкция турбонасосного агрегата с центробежными топливными насосами.
Глушко выполнены многочисленные теоретические и экспериментальные исследования по важнейшим вопросам создания и развития ЖРД, разработано большое количество конструкций двигателей от первых отечественных опытных ракетных моторов (ОРМ) до новейших образцов, летающих в космос. Являясь одним из пионеров ракетной техники, Глушко по праву считается основоположником отечественного ракетного двигателестроения.
Теми же путями, что и Циолковский, но позднее его, подошли к идее создания ракет с ЖРД в зарубежных странах.
Циолковский не проводил экспериментальных работ по созданию ЖРД. Эта задача решалась его учениками и последователями, как в СССР, так и за рубежом.
В США экспериментальные работы были начаты Р.Годдардом (1882-1945), предложившим много различных технических решений в области создания ЖРД и ракет с ними.
В США уже в 1921г. Годдардом были проведены стендовые испытания экспериментального ЖРД, работавшего на кислородно-эфирном топливе. 16 марта 1926г. им был осуществлен первый запуск экспериментальной жидкостной ракеты.
В Германии стендовые испытания ЖРД были начаты Обертом в 1929г., а летные испытания жидкостных ракет Винклером с 1931г. С 1937г. под руководством Вернера фон Брауна разрабатывалась наиболее мощная по тому времени ракета Фау-2, летные испытания которой были начаты в 1942г.
В СССР начало экспериментальных работ по реализации идей Циолковского относится к 15 маю 1929г., когда в составе Газодинамической лаборатории в Ленинграде было создано и приступило к практической деятельности первое опытно- конструкторское подразделение для разработки ракет и электрических и жидкостных ракетных двигателей к ним. Руководил подразделением Глушко. В этом подразделении в 30-х гг. было создано семейство опытных ЖРД с тягой от 60 до 300 кгс, работавших на различных жидких окислителях и горючих. Двигатели имели обозначение ОРМ (опытный ракетный мотор).
Первый советский экспериментальный ЖРД ОРМ-1 был разработан и построен в 1930-1931гг. Топливо двигателя - четырехокись азота и толуол или жидкий кислород и бензин. При испытании на кислородном топливе ОРМ-1 развивал тягу до 20 кгс.
Рис. 2. Первый отечественный жидкостно-ракетный двигатель ОРМ-1.
В период 1930-1933г. в ГДЛ была создана серия ЖРД от ОРМ-1 до ОРМ-52. Наиболее мощный ЖРД ОРМ-52 работал на азотной кислоте и керосине и развивал тягу до 250…300 кгс при давлении в камере сгорания 2…2,5 МПа.
В ГДЛ были впервые успешно решены многие практические вопросы создания ЖРД, определены дальнейшие пути развития.
Проблемы ракетной техники, привлекавшие широкое внимание, разрабатывались многими советскими энтузиастами на общественных началах. Их объединения получили название групп изучения реактивного движения (ГИРД). Такие общественные организации при Осовиахиме были созданы в 1931г. в Москве (МосГИРД) и Ленинграде (ЛенГИРД), позже - в других городах. Среди организаторов и активных работников МосГИРД были Ф.А. Цандер, С.П. Королев, В.П. Ветчинкин, М.К. Тихонравов, Ю.А. Победоносцев и др. МосГИРД развернула широкую лекционную и печатную пропаганду, организовала курсы по теории реактивного движения и начала работу по проектированию авиационного ЖРД ОР-2 Ф.А.Цандера для ракетоплана РП-1. В 1932г. в Москве на базе МосГИРД была создана научно-исследовательская и опытно-конструкторская организация по разработке ракет и двигателей, также именовавшаяся ГИРД, а ее начальником стал С.П. Королев.
Двигатели, разрабатывавшиеся в ГИРД, использовали в качестве окислителя жидкий кислород, а в качестве горючего - бензин и этиловый спирт. Первый ЖРД Цандера, ОР-2, был испытан в 1933г., он работал на кислороде и бензине.
В конце 1933г. в Москве на базе ГДЛ и ГИРД был создан первый в мире государственный Реактивный научно-исследовательский институт (РНИИ). Специалисты по ЖРД, выросшие в ГДЛ, разработали в РНИИ в 1934-1938гг. серию экспериментальных двигателей от ОРМ-53 до ОРМ-102 и газогенератор ГГ-1, работавший часами на азотной кислоте и керосине с водой при температуре 850 К и давлении 2,5 МПа. Двигатель ОРМ-65, прошедший официальные испытания в 1936г., был наиболее совершенным двигателем своего времени. Двигатель работал на азотной кислоте и керосине, тяга регулировалась в пределах 50…175 кгс, запуск многократный, в том числе автоматизированный. Огневые испытания ОРМ-65 проходили на летательных аппаратах конструкции С.П.Королева, крылатой ракете 212 и ракетном планере РП-318-1. 28 февраля 1940г. летчик В.П.Федоров совершил первый полет на ракетном планере с двигателем РДА-1 - 150, который был модификацией ОРМ-65.
Начались реальные экспериментальные работы по использованию ЖРД на планерах и самолетах. Эти работы продолжались всю войну и первые послевоенные годы.
