Александр Дмитриев - Космические двигатели будущего

В случае замедленной управляемой ядерной реакции, которая осуществляется в атомных реакторах, осколки деления теряют энергию на столкновения с еще не прореагировавшими атомами, концентрация которых на несколько порядков больше, и в целом все делящееся вещество приобретает энергию, намного меньшую удельной энергии ядерной реакции. Использовать эту энергию для создания скорости истечения самого делящегося вещества невыгодно, так как будет теряться слишком много энергии в виде внутренней энергии непрореагировавших ядер, и, следовательно, КПД двигателя будет недопустимо низким.

В связи с этими ограничениями использование ядерных реакций в ракетных двигателях в первую очередь предполагает передачу энергии нейтральной массе, запасаемой на борту ракеты, т. е. источники энергии и отбрасываемой массы оказываются разделенными.

Следует отметить следующую принципиальную разницу в требованиях к скорости истечения для таких двигателей и для двигателей, в которых рабочее тело является одновременно и источником энергии. Режим — полета с постоянной скоростью истечения, описываемый уравнением Циолковского, не выгоден с точки зрения тяговых потерь (тяговый КПД равен 100 % лишь в той точке траектории, где скорость истечения равна скорости ракеты). Действительно, как следует из рис. 1, для типичного двигателя с постоянной скоростью истечения (ЖРД) потери, связанные с кинетической энергией отбрасываемой массы, составляют около половины всех потерь.

Однако из анализа уравнений движения ракеты следует, что для двигателей, использующих в качестве источника энергии внутреннюю энергию рабочего тела, при максимально возможной для данного двигателя скорости истечения минимальное значение числа Циолковского обеспечивается независимо от величины характеристической скорости. В двигателях же с разделенными источниками энергии и отбрасываемой массы режим ускорения ракет с постоянной скоростью истечения уже не является оптимальным, и повышение тягового КПД может существенно улучшить характеристики ракеты. Скорость истечения в этом случае должна увеличиваться пропорционально скорости ракеты.

Зависимости, описывающие конкретные значения скорости истечения, достаточно сложны и мы на них не будем останавливаться. Кроме того, двигатели с переменной скоростью истечения трудно осуществить на практике. Поэтому двигатели с разделенными источниками энергии и отбрасываемой массой целесообразно характеризовать некоторой средней скоростью истечения. Минимальный запас энергии на борту ракеты (характеризуемый, например, массой урана-235) достигается при скорости истечения, равной примерно 62 % от величины характеристической скорости, и числе Циолковского, равным 4. И наоборот, если заданы запас энергии па борту и характеристическая скорость, то данное оптимальное значение скорости истечения соответствует максимально возможному полезному грузу ракеты.

Отсюда следует, что в двигателях с разделенными источниками энергии и отбрасываемой массы скорость истечения не должна превышать оптимальной величины, определяемой конкретной задачей космического полета. Это положение не противоречит сделанному выше утверждению о стремлении к повышению скорости истечения при разработке новых двигателей, так как для большинства задач в существующих схемах двигателей еще не достигнута оптимальная скорость истечения.

В некоторых случаях даже для двигателей, использующих внутреннюю энергию рабочего тела, выгодно снижать скорость истечения за счет добавления пассивной массы. Например, ракета с ЖРД, покидающая Луну, должна сообщить полезному грузу характеристическую скорость около 2,5 км/с. Оптимальная же скорость истечения для выполнения данной задачи — 1,6 км/с (0,62 v x). ЖРД имеет существенно большую скорость истечения, и поэтому оказывается выгодным снизить ее до оптимальной за счет добавления лунной пыли к рабочему телу (желательно тех ее компонентов, которые испаряются при рабочей температуре двигателя), если на ракете имеются пустые баки, освободившиеся при ее посадке на Луну. [2] Конечно, если бы на Луне были запасы ракетных топлив, то заправка ими пустых баков дала бы еще больший выигрыш в полезном грузе. Но такая дозаправка эквивалентна увеличению бортового запаса энергии, и поэтому приведенные соображения относительно оптимальной скорости истечения будут неприменимы. В результате этой операции полезный груз может быть увеличен в зависимости от вида ракетного топлива на 20–50 %.

Рис. 3. Классификация автономных двигателей

Другим важным параметром, по которому сравниваются между собой ракетные двигатели, является тяга, т. е. сила, создаваемая двигателем для ускорения ракет. Величина тяги равна произведению секундного расхода отбрасываемой массы (рабочего тела двигателя) на скорость истечения. По этому параметру различают двигатели большой тяги, когда тяга превосходит вес ракеты и последняя может стартовать с поверхности Земли, и малой тяги, пригодные лишь для старта с орбиты спутника.

Разделение на двигатели малой и большой тяги непосредственно связано с еще одним параметром — удельной массой двигателя, равной отношению веса двигателя к развиваемой им тяге. Естественно, что двигатели с удельным весом больше единицы должны быть отнесены к двигателям малой тяги.

Рассмотрим теперь перспективные схемы автономных двигателей, а также способы улучшения существующих схем с точки зрения улучшения рассмотренных параметров, и в первую очередь скорости истечения. [3] В ракетной технике для характеристики двигателей вместо скорости истечения часто пользуются другим эквивалентным ей понятием — удельной тягой (удельным импульсом), которая численно равна скорости истечения, деленной на ускорение свободного падения (9,81 м/с 2 ), и соответственно измеряется в секундах. Удельная тяга соответствует тяге, создаваемой в результате расхода рабочего тела массой 1 кг в 1 с. В дальнейшем мы, наряду со скоростью истечения, также будем пользоваться и этим понятием. Значения удельных тяг для некоторых рабочих тел были приведены в табл. 1. Однако прежде отметим, что по способу преобразования энергии в кинетическую энергию отбрасываемой массы можно выделить два основных класса ракетных двигателей — тепловые и электрические (рис. 3). Кроме того, существуют двигатели взрывные, фотонные и др.

Тепловые двигатели.Основной механизм преобразования энергии в тепловых двигателях, как и в любых тепловых машинах (газовых турбинах, двигателях внутреннего сгорания), — это расширение газа, предварительно сжатого и нагретого до высокой температуры. Устройством, осуществляющим это преобразование, является реактивное сопло (профилированный канал переменного сечения), через которое происходит истечение рабочего тела во внешнее пространство.