Гильберг Лев Абрамович
Г47
Ракеты и ракетные двигатели. М., «Знание»,
1972,
’
64 стр. (Новое в жизни, науке, технике. Серия «Космонавти
ка, астрономия», № 9).
О ракетных двигателях — могучем сердце ракет и космических
аппаратов — рассказано в этой брошюре. Читатель найдет в ней све
дения о первых советских ракетных двигателях и их создателях, о
мощных современных жидкостных ракетных двигателях, которые дали
возможность вывести в космос искусственные спутники Земли и косми
ческие корабли с космонавтами на борту, осуществить полеты на Луну,
■ послать на Венеру и Марс автоматические межпланетные станции. В
брошюре рассказывается также о ракетных двигателях твердого топ
лива, атомных ракетных двигателях, об электрических ракетных дви
гателях, которым в будущем предстоит сыграть большую роль в освое
нии космического пространства. Впервые в научно-популярной литера
туре подробно описаны эксперименты советских ученых, производивших
с помощью геофизических ракет запуски автоматических ионосферных
лабораторий «Янтарь» с плазменно-ионными двигателями для цсследо.
вания перспектив управляемого полета в верхних слоях атмосферы.
Брошюра рассчитана на широкий круг читателей.
2-6-5
т. п. 1972 г. № 36
6Т6
Могучее сердце ракеты
Спутники и лунники, космические корабли «Восток» и
«Восход» с космонавтами на борту, автоматические меж
планетные станции, космические корабли «Союз» и орби
тальная станция «Салют», американские космические аппара
ты и капсулы с космонавтами, лунные космические корабли
«Аполлон» — всех их вынесли на просторы космоса ракетные
двигатели.
Мощную современную космическую ракету движет та же
сила, что и праздничный увеселительный фейерверк в парке
культуры и отдыха — сила реакции газов, вытекающих из
сопла ракеты. Вырываясь огненным столбом из ракетного
двигателя, они толкают сам двигатель и все, что с ним кон
структивно связано, в противоположном направлении.
Ракетный двигатель — могучее сердце ракеты, летатель
ного аппарата, движущегося за счет реактивной силы, возни
кающей при отбросе части собственной массы. Именно нали
чие ракетного двигателя и превращает летательный аппарат
в ракету.
Космическая ракета представляет собой весьма сложный и
совершенный летательный аппарат- Она состоит из собствен
но ракеты-корпуса, двигателей и их систем, систем управле
ния движением ракеты и полезной нагрузки*— космического
корабля или космического автоматического аппарата.
Ограниченные энергетические возможности ракетных топ
лив (подробнее об этом-речь впереди) приводят к тому, что
для достижения даже первой космической скорости (около
8 километров в секунду) запас топлива для одноступенчатой
ракеты должен составлять более 90% (до 95—96%) ее обще
го веса.'
Даже используя новейшие сверхлегкие «и сверхпрочные
материалы и выдающиеся достижения конструкторской мыс
ли, практически очень трудно создать ракету, у которой вес
корпуса, двигателей, различных систем и полезной нагрузки
составлял бы всего 5—7% общего веса заправленной топли
вом ракеты. Поэтому современные космические ракеты-носи3
тели состоят обычно из 2, 3 или 4 ступеней. И каждая ступень
имеет свои двигатели. После -выработки топлива работающей
ступени она отделяется, и двигатели следующей ступени про
должают разгонять облегченную ракету, уже имеющую зна
чительную -скорость. Это позволяет многоступенчатой ракете
при одинаковых запасе топлива и весе полезной нагрузки раз
вить значительно большую -скорость, чем одноступенчатой.
Ракетные двигатели представляют собой могучую ветвь
обширного семейства реактивных двигателей, двигателей
прямой реакции.
Главное принципиальное отличие любого реактивного
двигателя состоит в том, что он непосредственно вырабаты
вает движение, сам приводит в движение связанный с ним
транспортный аппарат без участия промежуточных агрегатов,
называемых движителями.
У самолета с поршневым или турбовинтовым двигателем
мотор заставляет вращаться воздушный винт, пропеллер, ко
торый, врезаясь в воздух, отбрасывает массу воздуха назад и
заставляет самолет лететь вперед. В этом случае движителем
служит воздушный винт. Аналогично работает гребной винт
корабля — только он отбрасывает массу воды. У автомобиля
или поезда движителем служит колесо. И только реактивный
двигатель не нуждается в опоре в окружающей среде, в мас
се, от которой отталкивался бы аппарат. Масса, отбрасывая
-которую назад, реактивный двигатель получает движение
вперед, находится в нем самом. Она называется рабочим те
лом, или рабочим веществом двигателя.
Обычно раскаленные газы, работающие в реактивном дви
гателе, образуются при сгорании топлива, т. е- при химиче
ской реакции бурного окисления горючего вещества. Химиче
ская энергия сгорающих веществ преобразуется при .этом в
тепловую энергию продуктов сгорания. А тепловая энергия
полученных в камере сгорания двигателя горячих газов, ко
торая представляет собой кинетическую энергию теплового
движения молекул газа, превращается при его расширении в
* сопле в механическую энергию поступательного движения ра
кеты или реактивного самолета.
Для протекания реакции в двигателе должны взаимодей
ствовать два вещества—горючее и окислитель.
К горючим элементам относятся водород, углерод, бор и
некоторые металлы — литий, бериллий, алюминий и др.
Окислителем являются кислород, фтор, хлор. Причем наибо
лее сильной способностью к окислению обладают кислород и
фтор.
Горючее для реактивного двигателя всегда находится на
борту летательного аппарата, а окислитель может также на
ходиться на борту или поступать из окружающего воздуха
(кислород). Таким образом, большая группа ре а к пивных дви-
4
I
гателей, хотя и вырабатывает движение непосредственно, без
специального агрегата, взаимодействующего с окружающей
средой — движителя, все же в такой среде нуждается. Этим
двигателям нужен воздух или, точнее, кислород воздуха для
окисления горючего. Поэтому они называются воздушнореактивными. Воздушно-реактивными двигателями оснащены
реактивные самолеты.
Есть также проекты их использования в-первых 'Ступенях
ракет — они должны работать в начале полета, пока ракета
находится в плотных слоях атмосферы Земли.
Другой класс реактивных . двигателей — это двигатели,
для которых и горючее и окислитель находятся на борту ле
тательного аппарата. Именно эти двигатели называются ра
кетными. Они 'Совсем не нуждаются в окружающей среде.
Как раз это и делает их пригодными для работы в космосе.
Основной ракетный двигатель наших дней — это двига
тель термохимический, т. е. такой двигатель, где для получе
ния движения используется тепловая энергия, а источником
тепла служит потенциальная химическая энергия топлива.
Возможны, однако, тепловые ракетные двигатели, где источ
ником тепла служит не химическое топливо, а солнечная
энергия или ядерная энергия. В них нагревание рабочего тела
происходит благодаря концентрации солнечных лучей или-за
счет тепла, выделяемого при реакции ядерного распада или
синтеза. Более того, могут быть ракетные двигатели, не ис
пользующие и тепловой энергии — таковы некоторые типы
электрических ракетных двигателей, в которых рабочее ве
щество разгоняется без участия тепла благодаря взаимодей
ствию электрич'еских и магнитных сил. К проектам и опытным
образцам нехимических ракетных двигателей мы еще вер
немся.
Одна из особенностей химических ракетных двигателей —
объединение в одном веществе источника энергии (топлива)
и рабочего тела двигателя. Агрегатное состояние этого ве
щества может быть различным. В ракетных двигателях твер
дого топлива (РДТТ) —это твердая смесь необходимых ве
ществ. В жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) горючее
и окислитель хранятся в жидком виде и обычно в отдельных
баках, воспламенение горючего происходит в камере сгора
ния, где оно смешивается с окислителем. Химические ракет
ные двигатели очень прожорливы. Им необходим большой
запас топлива. Современная ракета с жидкостным ракетным
двигателем представляет собой огромную летающую цистер
ну. В некоторых случаях баки с топливом занимают до 90%
объема ракеты. Одна из причин этого то, что для ракетного
двигателя необходимо запасти на борту и горючее и окисли
тель. А окислителя требуется во много раз больше, чем горю
чего. Именно поэтому воздушно-реактивные двигатели за
5
каждую секунду работы расходуют гораздо меньше запасен
ного на борту топлива на каждый килограмм тяги двигателя
(эта величина называется удельным расходом топлива) - 'Ведь
они расходуют только горючее, а кислород для -его окисления,
как мы уже знаем, поступает из окружающего воздуха. Очень
высокий удельный расход топлива химических ракетных дви
гателей предопределяет кратковременность их работы. Для
сколько-нибудь Длительной работы ракетного двигателя не
возможно запасти топливо на борту ракеты. Далеко не все
читатели, вероятно, представляют гебе, что маршевый ракет
ный двигатель лунного космического корабля «Аполлон»
рассчитан на работу в течение 750 секунд, т. е. всего 12,5 ми
нуты! Время работы жидкостных ракетных двигателей не пре
вышает обычно 16—17 минут, а двигатели твердого топлива
работают, как правило, и того меньше —до 2,5 минуты!
И вот за эти-то короткие мгновения химический ракетный
двигатель разгоняет огромную многотонную ракету до чудо
вищных скоростей. Ведь для вывода искусственного спутника
Земли на орбиту ракета должна превысить первую космиче
скую скорость, которая у поверхности Земли составляет
7900 метров в секунду, т. е. больше 28 тысяч километров в
час! В 12 раз больше скорости полета сверхзвукового само
лета Ту-144! А ведь еще необходим определенный запас ско
рости, чтобы преодолеть сопротивление атмосферы и достичь
заданной высоты. Для полетов на Луну, Марс, Венеру нужна
еще значительно большая скорость, которая превышала бы
вторую космическую (11 190 метров в секунду у поверхности
Земли).
■
/.
Для получения высоких гиперзвуковых (больших сверх
звуковых) и космических скоростей нужны двигатели’, раз
вивающие большую сиду тяги, т. е. силу, толкающую ракету.
В этом отношении химические ракетные двигатели вне кон
куренции. Так, тяга одного из пяти жидкостных ракетных
двигателей, установленных на первой ступени ракеты-носите
ля «Сатурн-5», с помощью которой запускаются к Луне кос
мические корабли «Аполлон», составляет 690 тонн; вы
пускаются ракетные двигатели твердого топлива, имеющие
тягу более 1000 тонн каждый.
Маряду с наличием всех компонентов топлива — рабочего
тела на борту ракеты большая сила тяги химических ракет
ных двигателей — важнейшее условие, которое делает их при
годными для полетов в космос.
Благодаря чему получают в ракетных двигателях большую
тягу?
Как мы уже говорили, движение ракеты возникает при
отбрасывании рабочего вещества. Далеко не безразлично, с
какой скоростью истекает из сопла реактивного двигателя
рабочее тело. Физический закон сохранения количества дви
6
жения говорит о том, что количество движения ракеты (про
изведение ее массы на скорость, с которой она летит) 'будет
равно количеству движения рабочего тела. Значит, чем боль
ше масса выбрасываемых из сопла газов и скорость их исте
чения, тем больше тяга двигателя, тем большую • скорость
можно придать ракете, тем больше может быть ее масса и по
лезная нагрузка.
В большом ракетном двигателе за несколько минут рабо
ты перерабатывается и с большой скоростью выбрасывается
из сопла огромное количество топлива — рабочего тела.
Чтобы увеличить скорость и массу ракеты, кроме разделения
ее на ступени, есть только один способ—увеличение тяги
двигателей. А повысить тя(у, не увеличивая расхода топлива,
можно только наращивая скорость истечения тазов из сопла.
Существует в ракетной технике понятие удельной тяги ра
кетного двигателя. Удельная тяга — это тяга, получаемая в
двигателе при расходе 1 кг топлива за 1 секунду.
Удельной тяге идентичен удельный импульс — импульс,
развиваемый ракетным двигателем на каждый килограмм
расходуемого-топлива (рабочего тела). Удельный импульс
определяется отношением тяги двигателя к массе топлива,
расходуемого за 1 секунду. Удельный импульс— наиболее
важная характеристика ракетного двигателя.
Удельный импульс двигателя (пропорционален скорости
истечения газов из сопла. Увеличение скорости истечения поз
воляет снизить расход топлива на 1 кг тяги, развиваемой
двигателем. Чем больше удельная тяга, чем больше скорость
истечения рабочего тела, тем экономичнее двигатель, тем
меньше топлива нужно ракете для совершения одного и того •
же полета.
А скорость истечения непосредственно зависит от кинети
ческой энергии движения молекул газа, от его температуры и,
следовательно, от калорийности (теплотворной способности)
топлива. Естественно, чем выше калорийность, энергопроизво
дительность топлива, тем меньше его нужно для совершения
одной и той же работы.
.
Но скорость истечения зависит не только от температуры,
она возрастает с уменьшением молекулярного веса рабочего
вещества. Кинетическая энергия молекул при одной и той же
температуре обратно пропорциональна их молекулярному
весу. Чем меньше молекулярный вес топлива, тем больше
объем газов, образующихся при его сгорании. Чем больше
объем газов, образующихся при сгорании топлива, тем боль
ше скорость их истечения.
Поэтому водород в качестве компонента ракетного топли
ва выгоден вдвойне — из-за высокой теплотворной способ
ности и малого молекулярного веса.
Весьма важная характеристика ракетного двигателя —
его удельная масса, т. е. масса двигателя, приходящаяся на
единицу его тяги. Ракетный двигатель должен развивать
большую тягу и в то же время быть очень легким. Ведь подъ
ем каждого килограмма нагрузки в космос дается дорогой
ценой, и если двигатель 'будет тяжелым, то он будет подни
мать главным образом самого себя. Большинство реактивных
двигателей вообще имеет относительно небольшую удельную
массу, но особенно хорош этот показатель у жидкостных ра
кетных двигателей. Это связано с простотой их устройства.
РДТТ и ЖРД
Немного истории
Ракетный двигатель твердого топлива — старейший из ра
кетных двигателей. Более того, это вообще старейший тепло
вой двигатель. Первые пороховые ракеты появились еще в
древнем Китае. На протяжении сотен лет пороховые ракеты
применялись на Востоке, а затем в Европе как фейервероч
ные, сигнальные, боевые. Уже примерно в 1680 году в Москве
было открыто «ракетное заведение», изготовлявшее значи
тельное количество пороховых ракет. В XVIII—XIX веках
пороховые ракеты состояли на вооружении русской армии и
флота. В начале XIX века новые образцы боевых ракет и лег
кие пусковые установки к ним создал генерал А. Д. Засядко,
который был инициатором широкого внедрения в русскую ар
мию ракетного оружия. Поборником ракетного оружия был
генерал К. И. Константинов, ученый-артиллерист, руководи
тель Петербургского ракетного завода, автор вышедшего в
1861 году фундаментального труда «О боевых ракетах».
Несколькими страницами ранее мы с вами говорили о ра
венстве количества движения ракеты и вытекающих из сопла
газов. В книге «Артиллерия»,, изданной в Петербурге в
1857 году, К. И. Константинов писал: «В каждый момент го- .
рения ракетного состава количество движения, сообщаемого
ракете, равно количеству движения истекающих газов».
(Впоследствии, независимо от Константинова, это равенство
определил К. Э. Циолковский и вывел из него основное урав
нение ракетодинамики.)
Начиная с середины XIX века появляются и первые пред
ложения русских изобретателей и ученых об использовании
ракетных двигателей на летательных аппаратах. К 1849 году
относится предложение военного инженера И. И. Третеского
о летательных аппаратах легче воздуха, которые могут дви
гаться при помощи реакции струи газа или пара. В 1866 году
предложил реактивный аэростат адмирал русского флота
8
Н. М. С о ко в ни и. Патент на .реактивный самолет типа «Дель
та» был выдан в 1867 'году отставному капитану артиллерии
Н. А. Телешову. В 1887 году в своей брошюре «Общее осно
вание устройства воздухоплавательного парохода (паролета)» «проект летательной машины с паровым реактивным дви
гателем предложил киевский изобретатель Ф. Р. Гешвенд.
Автором первого в мире -проекта ракетного аппарата для
полета человека был Николай Иванович Кибальчич, извест
ный русский революционер-народоволец, казненный за’ поку
шение на царя. В марте 1861 года, находясь в тюрьме перед
казнью, этот человек большого таланта и огромного мужества
разработал «Проект воздухоплавательного прибора», в ко
тором рассматривались устройство порохового ракетного дви
гателя, управление аппаратом путем изменения угла накло
на двигателя, обеспечение устойчивости аппарата и другие
•технические вопросы. Научный подвиг Кибальчича увекове
чен в космосе. Его именем назван .один из кратеров на об
ратной стороне Луны.
Уже через два года после казни Кибальчича впервые об
ращается жела
тельно, чтобы оп имел невысокие температуры плавления и
кипения).
Для ионизатора же выбирают материал с большой рабо
той выхода — этим условиям отвечают платина, иридий,.
вольфрам и некоторые другие материалы. Кроме того, этот
материал должен быть тугоплавким, так как ионизатор при
ходится нагревать. Дело в том, что получивший заряд атом,
т. е. ион, притягивается к поверхности ионизатора электро
статическими силами. Их можно преодолеть, нагревая по
верхность ионизатора. В противном случае па поверхности
ионизатора образуется пленка из ионов рабочего вещества
и оп перестает работать.
В созданных моделях ионных двигателей наиболее часто
применяется пара вольфрам (ионизатор) — цезий (рабочее
вещество).
•
.
Одним из важных условий, предопределяющих возможные
варианты конструкции ионизатора, является требование,
чтобы все атомы рабочего вещества соприкоснулись с нагре
той поверхностью ионизатора. Ведь каждый атом, оставшнй’ ся нейтральным, не превратившийся в ион, является бал
ластом в ускоряющей камере. Электрическое поле на него не
действует, он не создает тяги, тормозит реактивную струю.
Известны ленточные ионизаторы, сетчатые ионизаторы с
одной или несколькими вольфрамовыми сетками и некоторые
другие типы. Однако наибольшее внимание исследователи
уделяют пористым ионизаторам.
Такой ионизатор представляет собой коробочку с крышкой
. в виде тонкой пластинки из спеченного пористого вольфрама.
(Собственно, ионизатором служит как раз эта пластинка).
Пары цезия поступают в коробочку и затем проходят через
поры пластинки, атомы цезия многократно соударяются с
зернами вольфрама, ионизируются.
В газоразрядных ионных двигателях (иначе — двигатели с
электронной бомбардировкой) ионизация происходит благо
даря электронному удару.
Общая схема двигателя с электронной бомбардировкой
несложна. Рабочее вещество (есть газоразрядные двигатели
также на цезии, ио здесь в отличие от двигателей с контакт
ной ионизацией часто успешно используется ртуть) в баке на49
Рис. 20. Ионный двигатель, смонтированный для
испытаний в вакуумной камере (США).
гревается с помощью электричества, испаряется и через не
большое дозирующее отверстие направляется в ионизатор,
имеющий цилиндрический анод и смонтированный по-оси ка
тод. С катода эммитнруются электроны, которые, соударяясь
с атомами паров ртути, ионизируют ее. Чтобы достичь более
или менее значительной степени ионизации, надо заставить
электроны поработать более добросовестно, увеличить их «ра
бочее время», а значит не дать им срйзу уйти на анод. Этого
достигают с помощью специального магнитного поля, застав
ляющего электроны колебаться.
Ионизированные атомы ртути продвигаются к выходу из
ионизатора..Здесь они фокусируются экранной сеткой и уско
ряются разностью напряжений между положительно заряжен
ным экраном и отрицательно заряженной ускоряющей сеткой.
Дугоплазмотрон — электродуговой ионизатор с механиче
ским (с помощью диафрагмы) или магнитным сжатием кана
ла дуги позволяет получать ионный поток с большой плот
ностью тока и высоким коэффициентом использования ра
бочего вещества.
Общая схема работы такого ионизатора следующая.
Электродуговой разряд происходит в газовой среде с низ
ким давлением между термоэмиссионным катодом и анодом.
50
Между электродами находится диафрагма, сжимающая дугу.
Магнитное поле, действующее по оси электрической дуги, до
полнительно сжимает разряд. В области дуги образуется
плазма высокой плотности, из которой электрическим полем
отсасывают ионы.
' ‘
•
В большинстве созданных моделей электростатических
ракетных двигателей ускоряются атомарные или молекуляр
ные ионы рабочего вещества. Однако существует также прин
ципиальная возможность электрического ускорения гораздо
более тяжелых заряженных частиц — коллоидальных и даже
мелких пылинок и капель.
Тяга ионного двигателя зависит от общей массы вытекаю
щих в реактивной струе ионов и электрической мощности этой
струи. Если струя состоит из легких чпастиц, то их должно
быть много, т. е. сила тока велика (ведь это не просто ча
стицы, каждая несет электрический заряд), а ускоряющее
напряжение невелико. Если частицы тяжелые, то их для той
же тяги может быть меньше, значит меньше и сила тока, но
зато (при той же электрической мощности) больше должно
быть ускоряющее напряжение.
• Благодаря большой массе применение тяжелых частиц мо
жет дать определенное преимущество в количестве выходя
щей заряженной м^ссы, приходящейся на единицу затрачи
ваемой для зарядки этих частиц энергии. Применение тяже
лых частиц позволяет также получить выигрыш в весе и раз
мерах камер ионизации и ускоряющих камер.
В электроракетных двигателях на коллоидных частицах в
будущем могут быть использованы элементы конструкции,
ставшие ненужными на ракете, скажем, отработавшие алю
миниевые баки из-под топлива. Алюминий имеет низкую тем-.
пературу плавления и легко испаряется. Коллоидные частицы
из него могут быть получены конденсацией однородных капе
лек парообразного алюминия. Эта идея сейчас обсуждается
некоторыми зарубежными учеными.
Здесь уместно будет отметить, что первым идею использо
вания металлических элементов конструкции ракеты в качест
ве топлива для ракетных двигателей выдвинул наш соотечест
венник, один из пионеров ракетной техники — Фридрих Арту
рович Цандер.
Коллоидные двигатели пока еще находятся на начальной
стадии развития и исследованы гораздо хуже цезиевых и
ртутных ионных двигателей.
Вообще же разработка электростатических ракетных дви
гателей идет успешно. Многие их образцы тысячи и тысячи
часов испытывались в лабораториях. Несколько ионных дви
гателей опробовалось в условиях космического полета.
Одно из главных достоинств ионных двигателей — воз
можность получить очень высокую скорость истечения реак51
тивной струи. Важное положительное качество — способность
работать с относительно холодной плазмой. Рабочие темпера
туры ионных двигателей значительно меньше, чем в электро
термических и плазменных ускорителях. Достигнутый к.п.д.
ионных двигателей значительно выше, чем в двух других ти
пах электрических ракет. Есть у ионных ускорителей и су
щественные недостатки. В них используется для ускорения
реактивной струи сила электрического давления, которое
меньше магнитного. Поэтому ионный двигатель дает меньше
тяги на единицу поперечного сечения, чем плазменный. Не
обходимость разделения плазмы на два потока (ионов и элек
тронов) в ионном двигателе, потребность в нейтрализатореи т. п. делают ионные ускорители весьма сложными в кон
структивном отношении, они тяжелы сами и требуют обычно
более тяжелых источников энергии (потребность в более вы
соком напряжении). .
В последнее время делаются попытки создать комбиниро
ванные ускорители, электроракетные двигатели смешанного»
.типа.
В космосе «Янтарь»
Еще одна возможная сфера применения электроракетных
двигателей связана с идеей использования верхних разрежен
ных слоев атмосферы для экономичного управляемого полета
орбитальных аппаратов. Идея использования верхней атмо
сферы для орбитальных полетов была высказана еще в тру
дах К. Э. Циолковского и Ф. А. Цандера. Главное .в этой
проблеме — возможность использовать воздух в качестве ра
бочего тела для орбитального полета в верхних разреженных
слоях атмосферы, подобно тому как он используется в воз
душно-реактивных двигателях современных самолетов, ле
тающих относительно невысоко над Землей.
На первый взгляд дело кажется простым — усовершен
ствовать современные турбореактивные двигатели и выигрыш'
.будет двойной. Как и на самолетах, воздух будет использован
и в качестве компонента рабочего тела, и как окислитель го
рючего.
Однако на пути такого использования стоят принципиаль
ные трудности. Дело в том, что воздух в верхних слоях атмо
сферы, где возможен орбитальный полет, очень разрежен..
Так, на высотах 95—100 километров плотность воздуха ужев миллион раз меньше, чем у поверхности Земли, и с ростом
высоты продолжает быстро падать. А ведь для работы реак-
Рис. 21. Ракета «Янтарь», на которой испытывались совет
ские плазменно-ионные двигатели.
дивного двигателя через него должно проходить очень боль
шое количество воздуха. Выражаясь языком специалистов,
массовый забор воздуха через воздухозаборник двигателя
должен быть большим. Количество воздуха, поступающего в
двигатель, зависит, однако, не только от плотности воздуха.
Поступление воздуха из атмосферы пропорционально плот
ности воздуха, умноженной на скорость полета.
Расчеты показывают, что благодаря большой скорости ор
битального полета (первая космическая скорость — примерно
•8 километров в секунду), даже на высоте 100 километров при
диаметре воздухозаборника 3,5 метра расход воздуха через
аппарат составит 10 тонн в сутки, или 0,1 килограмма в се
кунду.
Теоретические исследования советских и иностранных уче
ных по механике полета показали, что такое количество воз
духа, поступающего через воздухозаборник, может быть ис
пользовано для создания реактивной тяги. Однако для ком
пенсации лобового сопротивления аппарата и создания реак
тивной тяги- скорость реактивной струи, вытекающей из дви
гателя, должна быть значительно больше скорости воздуха
на входе в воздухозаборник' (последняя равна скорости по
лета аппарата), т. е. значительно больше 8 километров в се
кунду. Ученые подсчитали, что в случае забора воздуха из
.атмосферы желательна скорость истечения реактивной струи
двигателя в несколько десятков километров в секунду. Но мы
уже знаем, что такие скорости истечения’ недостижимы в хи53
мических тепловых ракетных двигателях. И здесь могут
прийти на помощь электроракетные двигатели.
Для исследования особенностей работы газовых электроракетных двигателей в условиях верхней атмосферы в Со
ветском Союзе с помощью геофизических ракет были произ
ведены запуски на высоты 100—400 километров автоматиче
ских ионосферных лабораторий «Янтарь» с газовыми плаз
менно-ионными двигателями.
Лаборатория «Янтарь-1» была запущена в октябре
1966 года. На ней был установлен плазменно-ионный двига
тель, состоящий из газового плазменного источника, электро
статического ускорителя ионной реактивной струи и нейтра
лизатора-эмиттера электронов. В качестве рабочего тела
ЭРД в этом эксперименте был использован аргон. Главная
задача эксперимента состояла в том, чтобы исследовать взаи
модействие реактивной струи плазменно-ионного двигателя с
летательным аппаратом в условиях полета в ионосфере.
Подача рабочего тела была включена за 12 секунд до
старта ракеты. Программное устройство включило плазменно
ионный двигатель на высоте примерно 160 километров. В те
чение дальнейшего полета — подъема до высоты 400 километ
ров и спуска — было проведено 11 циклов включения и ра
боты двигателя. Проведенные измерения показали, что в ре
зультате сложного взаимодействия газовой ионной струи _и
нейтрализатора с плазмой ионосферы около 20% энергии ре
активной струи расходовалось на процесс нейтрализации.
Скорость истечения реактивной струи составила примерно
40 километров в секунду, т. е. в 10 раз больше, чем у весьма
совершенных ЖРД.
.
В другом полете плазменно-ионный ЭРД работал па азо
те. Кроме термоэмиссионных нейтрализаторов, которые при
менялись при исследовании двигателя на аргоне, применялись
эффективные плазменные нейтрализаторы. В таком нейтрали
заторе хлористый цезий при температуре 650—670°С давал
необходимый поток пара, который поступал на раскаленную
поверхность эмиттера из сплава вольфрама с рением.
На высоте 160 километров двигатель был предварительно
включен для прогрева без подачи высокого ускоряющего на
пряжения.
Полное включение ЭРД на азоте с ускоряющим напряже
нием 2100—2200 вольт было произведено па высоте 250 ки
лометров.
Двигатель устойчиво работал при подъеме до максималь
ной высоты (325 километров) и последующем спуске до вы
соты примерно"! 10 километров. Скорость реактивной-струи в
. этом плазменно-ионном двигателе достигла 120 километров в
секунду, и на нейтрализацию расходуется только 0,5% энергии
реактивной струи.
54
Испытывался также плазменно-ионный двигатель на воз
духе в полете лаборатории «Янтарь» на высоту до 370 кило
метров. Он устойчиво работал и дал скорость истечения ре
активной струи 140 километров в секунду. Расход на нейтра
лизацию — только 0,3% энергии реактивной струи.
Исследования, проведенные в ионосфере в полетах авто
матических лабораторий «Янтарь», показали, что газовые
плазменно-ионные двигатели надежно работают на высоте
100—400 километров при высоких скоростях истечения реак
тивной струи (140 километров в секунду — это примерно в
35 раз больше скорости истечения в ЖРД!) Электроны, ге
нерируемые плазменными нейтрализаторами, обеспечивают
эффективную нейтрализацию ионной реактивной струи.
Мы убедились, что электрические ракетные двигатели не
заменимы для решения многих задач в освоении космоса. Но
для их работы необходима электрическая энергия.
Электростанция в космосе
Многочисленные космические аппараты, запускаемые в
космос и не снабженные электрическими ракетными двига
телями, также нуждаются в электрической энергии—она нуж
на для связи с Землей, для работы многих приборов и агрега
тов. Но электрические ракетные системы требуют гораздо
большего количества электроэнергии. На борту ракеты нуж
на настоящая электростанция и в ряде случаев достаточно
большой мощности.
К бортовым источникам электроэнергии для электрических 4
ракет предъявляются весьма жесткие требования. Они долж
ны иметь высокий к.п.д., быть очень надежными и работать в
течение длительного времени, вырабатывать возможно боль
шую электрическую мощность на каждый килограмм соб
ственного веса. Для преобразования различных видов энер
гии в электрическую и для накопления электроэнергии тре
буется весьма тяжелое оборудование. Источники электроэнер
гии поэтому являются самыми тяжелыми агрегатами электроракетных силовых установок.
Реальное значение для производства электричества на
космических аппаратах могут иметь источники энергии трех
видов: использующие химическую энергию, солнечную энер
гию и ядерную энергию.
К первому виду относятся батареи, аккумуляторы, топлив
ные элементы и некоторые другие системы, ко второму — си
стемы с солнечными элементами и термодинамические и тер-
ь
моэлектрические системы с нагревом с помощью зеркал и
линз, к третьему — реакторные системы и радиоизотопные
установки или, как их иногда называют, атомные батареи.
Обычные батареи и аккумуляторы электроэнергии широ
ко используются на космических аппаратах для электропита
ния различных систем, в первых летных испытаниях в США
электроракетные двигатели также получали электроэнергию
ют аккумуляторов, и все же они не имеют практического зна
чения для электрических ракетных двигателей, предназна
ченных для сколько-нибудь длительной работы — слишком
мала накапливаемая ими электроэнергия.
В аккумуляторах, превращающих химическую энергию
непосредственно в электрическую, «топливом» служит мате
риал электродов. По мере выработки электрического тока
расходуются электроды.
* •
В так называемых топливных элементах принцип дей
ствия тот же, что и в аккумуляторах — химическая реакция
идет с выделением электрической энергии. Только расходуют
ся не электроды, а вещества, непрерывно подаваемые в эле
мент из специальных баков.
Топливные элементы позволяют получить гораздо более
значительный выход энергии на единицу веса. Их удельная
емкость на 1 кг веса батареи в 10—15 раз больше, чем у
обычных аккумуляторов. К.п.д.,созданных топливных элемен
тов достигает 80% (к.п.д. превращения химический энергии в
электрическую) и может быть еще более высоким. Срок ра
боты достигает многих сотен (и даже нескольких тысяч) ча
сов.
■
• - •■ ■
• Довольно широко известен кислородно-водородный топ
ливный элемент. Схема его работы несложна. Хранящиеся в
баках в жидком виде кислород и водород испаряются и по
даются в герметический элемент, где происходит реакция
образования воды с выделением электричества.
Конструктивно элемент представляет собой герметическую
коробку, разделенную пористой перегородкой — ионообмен
ной мембраной. В одну половину коробки подается кислород,
во вторую — водород. Поступают они через пористые метал
лические электроды. На одном электроде происходит иони
зация выделяющегося водорода. Положительные ионы водо
рода через ионообменную мембрану проникают во вторую
половину элемента, ко второму электроду.
А освободившиеся при ионизации водорода электроны по
внешнему контуру подаются ко второму электроду — течет
электрический ток. У второго электрода, который выделяет
отрицательные ионы кислорода, из них и проникших через
мембрану положительных ионов водорода образуется вода.
От электродов отводится электрический ток. Известны и дру
гие системы топливных элементов (на других видах топлива).
•56
Рис. 22. Панель солнечных батарей космического корабля «Союз».
Топливные элементы могут быть использованы в некото
рых электрических ракетных системах с ограниченными за
дачами. Однако ясно, что ни по мощности, ни по длительности
действия они не могут удовлетворять создателей электриче
ских ракет.
Весьма заманчива идея использовать в качестве источни
ка энергии излучение Солнца. Система, основанная на ис
пользовании солнечной энергии, позволяет потреблять энер
гию из источника, вес которого не является частью веса ра
кеты. Конечно, для преобразования солнечной энергии в
электричество также требуются специальные установки и,
как мы увидим, довольно громоздкие и тяжелые, но топлива,
баков для его хранения и систем подачи уже не нужно.
Солнце излучает огромное количество энергии. Вблизи
Земли солнечный поток имеет мощность 1,3 киловатта на
квадратный метр, на орбите Марса его энергия ослабевает
более чем вдвое — 0,6 квт!м2. У Юпитера, который находится
от Солнца на расстоянии 788 миллионов километров, энергия
нашей звезды совсем уже невелика — 4,8*10-2 квт/м2. Зато
при полете к внутренним планетам Солнечной системы поток
энергии, поступающий на солнечные преобразователи, будет
быстро нарастать. У Венеры он составит более 2,5 квт]м2, а у
Меркурия — даже 8,6 кет.
Использовать солнечную энергию для получения электри
чества можно, фокусируя лучи Солнца с помощью зеркал
или линз на специальном котле с рабочим телом турбоэлектрического генератора, в термоионных преобразователях, в
57
4
термоэлектрических генераторах, т. е. используя тепло. Мож
но применять и' фотоэлементы. Именно последний способ
уже нашел весьма широкое применение на многих советских
и американских космических аппаратах. Причем на некото
рых спутниках они вырабатывают довольно значительное
(относительно, конечно) количество электроэнергии. Солнеч
ные батареи нашего метеорологического спутника «Космос144», запущенного на орбиту вокруг Земли в феврале
1967 года, за пол года работы выработали более 2000 кило
ватт-часов электроэнергии.
Обычно солнечные батареи состоят из кремниевых элемен
тов. Они основаны на свойстве кремния, германия и некого-'
рых других полупроводниковых материалов генерировать
электрический ток под влиянием света. Современные образны
фотоэлементов преобразуют в электричество до 12—14% па
дающей на них солнечной энергии.
Для получения сколько-нибудь значительной энергий в ба
тареи объединяют большое число кремниевых солнечных эле
ментов. Так, на американском спутнике «Тирос» установлено
около 9200 элементов.
Процесс преобразования солнечной энергии происходит в
весьма тонком слое элемента, однако если учесть необходи
мость несущей конструкции и защитных покрытий, солнечная
батарея получается довольно тяжелой.
Ресурс работы солнечных батарей может быть очень боль
шим, однако на практике он снижается под воздействием ра
диации, из-за столкновения с микрометеорами, из-за умень
шения прозрачности покрытий и т. п. И все же срок службы
солнечных элементов, как правило, достаточно велик для их
использования в электроракетных системах (на некоторых
спутниках солнечные батареи отработали в космосе по не
скольку лет).
Наибольший выход энергии солнечные элементы дают в
том случае, когда лучи Солнца падают на них вертикально.
Для успешной работы солнечных батарей особенно тщатель
но выбирают систему их расположения на спутнике, а также
применяют системы ориентации на Солнце. В связи с тем что
выработка электроэнергии солнечными батареями значитель
но колеблется в зависимости от расстояния до Солнца и
ориентации, а также учитывая, что они в некоторых случаях
периодически перестают работать, попадая в тень планеты
(так бывает на космических аппаратах — спутниках Земли),
солнечные батареи используют в- комплексе с химическими
аккумуляторами.
Для получения электрической энергии из солнечной други
ми способами используется тепловая энергия солнечных лу
чей. Для того чтобы сделать возможным ее практическое при
менение, необходимо прежде всего увеличить плотность теп58
левой эпериш, увеличить тепловую мощность; приходящуюся
па 1 квадратный метр площади.
Достигаю! этого, концентрируя солнечную энергию с по
мощью зеркал или оптических линз. Полученное тепло затем
превращается в электроэнергию с помощью термоэлектриче
ских элементов, термоэлектронных и термоионных преобразо
вателей пли машинных электрогенераторов.
В гермоэлектрических элементах используется возникнове
ние электрического потенциала под действием разности тем
ператур.
Разработаны также так называемые термоэмиссионные
(термоэлектронные и. термоиоииые) преобразователи солнеч
ной энергии в электрическую, основанные на явлении испуска
ния электронов сильно нагретой металлической! поверхностью.
Катод термоэмиссионного преобразователя помещают в фо
кусе солнечного коллектора, высокая температура сфокуси
рованных солнечных лучей раскаляет катод и он выделяет
электроны. Между катодом и анодом появляется разность
потенциалов. Отсюда и название генератора — термоэмисси
онный, эмиссия электронов происходит под воздействием
тепла.
Коэффициент полезного действия термоэлектрических эле
ментов и термоэмиссиоиных преобразователей пока очень не
велик.
...
Энергия Солнца на космическом < аппарате может быть
преобразована в электрическую и с помощью более распро
страненных в нашей земной практике термодинамических
процессов, посредством машинных преобразователей. Такие
установки принципиально не отличаются от «земных» тепло
вых электростанций. Рабочая жидкость в котле превращает
ся в пар, который вращает турбину, приводящую в движение
электрогенератор. Затем пар конденсируется в конденсаторе,
и полученная жидкость вновь поступает в котел. Конечно,
как любая космическая установка такое устройство должно
обладать высокой надежностью, иметь значительный ресурс
работы, минимальный вес и габариты, максимально возмож
ную удельную мощность.
Для различных преобразователей солнечной энергии в
электрическую, использующих тепловую энергию Солнца, не
обходимы концентраторы солнечной энергии — зеркала, лин
зы и т. п. Создание таких систем — задача не из легких. Ведь
они не только должны работать в сложных условиях космоса,
но п сами переводиться, так сказать, из «походного» положе
ния в «боевое» — разворачиваться после вывода космическо
го аппарата на орбиту и ориентироваться на Солнце. Такая
система должна иметь высокие оптические характеристики,
которые зависят от коэффициента отражения поверхности
•собирающего зеркала и точности его геометрической формы.
59
Весьма важно’ также, чтобы установка имела небольшой
объем в сложенном состоянии, надежный механизмразвер
тывания, необходимый запас прочности. Материал зеркала
должен быть устойчивым к воздействию условий, существую
щих в космическом пространстве. И, конечно же, очень важен
вес установки, как и любого агрегата, который нужно доста
вить в космос.
Заключение
Борьба за все более высокие скорости не может ограни
читься применением и созданием электроракетных двигате
лей. Как мы видели, ионные двигатели с очень высокой ско
ростью истечения рабочего вещества (а уже созданы модели
таких двигателей со скоростью истечения более 100 километ
ров в секунду) могут обеспечить приемлемые сроки для поле
тов к дальним окраинам Солнечной системы. Но ведь челове
ка манят не только планеты. Он мечтает и о полете к звез
дам! А даже самая близкая к нашему Солнцу звезда —
Проксима Центавра — находится от нас на расстоянии более
4 световых лет. Чудовищность этого расстояния можно себе
представить, если припомнить, что расстояние от Земли до
Солнца, равное 14,95 • 107 км. свет пробегает всего за
8 минут! Нетрудно понять, что полет даже к самой близкой
нашей соседке требует совсем иных скоростей. Чтобы совер
шить его в сколько-нибудь разумные сроки, нужны уже ско
рости, близкие к световой, т. е. к 300 тысячам километров в
секунду.
<
Чтобы получить такие скорости, нужно, конечно, использо
вать ракетный двигатель с максимально возможной ско
ростью истечения рабочего тела, т. е. скоростью света. Для
этого необходимо выбрасывать из двигателя не струю какого-'
либо вещества, а мельчайшие • порции энергии — кванты.
Этими частицами могут быть, например, фотоны — кванты
световой энергии. Но чтобы получить реактивную силу, доста
точную для разгона звездного корабля, необходимо излучать
огромный поток световой энергии. Даже если решить задачу
получения этой энергии, то встает чрезвычайно сложная про
блема направленного отражения (излучения) этой энергии
от звездолета. Любое идеальное зеркало поглощает неболь
шую часть отражаемой энергии. В нашем случае эта неболь
шая часть от необходимой энергии будет столь огромна, что
61
мгновенно испарит любой известный материал. К сожалению,
проблема направленного отражения мощнейшего светового
потока далеко не единственная для создания ракетных двига
телей, пригодных для звездолетов.
Пожалуй, еще более сложно получить огромное количест
во необходимой для такого-двигателя энергии. Вероятно, нет
надобности объяснять, что химические источники энергии тут
совершенно бессильны. Как показывают расчеты, и энергия,
выделяемая при реакции ядерного деления, и даже энергия
термоядерного синтеза здесь недостаточны.
И все же получение огромной необходимой энергии прин
ципиально возможно. Дело в том, что даже при термоядер
ной реакции, осуществленной пока только в водородной
бомбе, в энергию превращается примерно одна десятая про
цента массы вещества. Однако науке известны процессы, при
которых вся масса вещества превращается в энергию — это
реакция аннигиляции. Именно при этой реакции выделяется
максимально мыслимое количество энергии, причем в форме
частиц, имеющих столь нужную для двигателей звездолета
световую скорость.
Создание аннигиляционных источников энергии и способов
ее излучения также еще не разрешит окончательно проблему
межзвездных перелетов. Даже при световой, т. е. максималь
но возможней скорости истечения из фотонного ракетного
двигателя, запас вещества, необходимого для получения энер
гии, позволяющей осуществить полеты к звездам, должен
быть огромным — порядка сотен миллионов тонн!
Есть множество и других сложнейших проблем, стоящих
на пути межзвездных перелетов. Тут и очень длительные пе
регрузки, которым будут подвергаться звездолетчики, и про
блема’столкновения с мельчайшими частичками космической
пыли, которые при околосветовых скоростях звездного кораб
ля становятся грозным препятствием, и многое, многое дру
гое. При современном уровне развития науки и техники труд
но даже весьма приблизительно наметить пути решения этих
задач. И все же полеты с околосветовыми скоростями не про
тиворечат принципам науки.
Безграничная мощь человеческого разума способна ре
шить эти проблемы. И настанет время, когда человек отпра
вится к звездам. И так же, как корабли ближнего космоса, его
звездолеты будут приводить в движение реактивные двига
тели — двигатели прямой реакции.
СОДЕРЖАНИЕ
Могучее сердце ракеты.......................................................
3
РДТТ -и ЖРД.............................................................. ......
8
Немного истории •.
.
. ’...........................
8
Современные ЖРД
................................................ |18
РДТТ............................................................................ • . 28
Ядерные ракеты..................................................................... 32
Межпланетный полет па электрической тяге
...
36
Электротермический ракетный двигатель
.
.
42
Плазменные двигатели
.................................. 44
Ионные двигатели
I............................................. .
46
В космосе «Янтарь»............................................................. 52
Электростанция в космосе................................................ 55
Заключение.............................................................. . .
.
(И
I
ГИЛЬБЕРГ Лев Абрамович
РАКЕТЫ
И РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Редактор Базурин. Р. Г.
Художник Астрецов А. А.
Худ. редактор Конюхов В. Н.
Технический редактор Красавина А. М
Корректор Мелешкина Н. Д.
Т 15205. Сдано в набор 13/УП 1972 г. Подписано к печати 10/Х 1972 г.
Формат бумаги 60Х90*/|в- Бумага типографская № 3. Бум. л. 2. Печ.
л. 4. Уч.-изд. л. 3,88. Тираж 30 000 экз. Издательство «Знание». Москва,
Центр, Новая пл., д. 3/4. Заказ 1654. Типография Всесоюзного общества
«Знание». Москва, Центр, Новая пл., д. 3/4,
Цена 12 коп.
