Ракетный двигатель - Rocket engine

Эта статья о типе реактивного двигателя. Для ракетных транспортных средств см. Ракета. Для реактивных двигателей, не имеющих сопла де Лаваля, см. Двигатель реакции.

RS-68 проходит испытания в НАСА Космический центр Стеннис

Ракетный двигатель Viking 5C используется на Ариана 1 через Ариана 4

А ракетный двигатель использует сохраненные ракетное топливо как реакционная масса для формирования быстроходного движителя струя жидкости, обычно высокотемпературного газа. Ракетные двигатели двигатели реакции, создавая тягу путем выброса массы назад, в соответствии с Третий закон Ньютона. Большинство ракетных двигателей используют горение реактивных химикатов для обеспечения необходимой энергии, но негорючие формы, такие как подруливающие устройства на холодном газе и ядерные тепловые ракеты тоже существуют. Транспортные средства с ракетными двигателями обычно называют ракеты. Ракетные машины несут свои окислитель, в отличие от большинства двигателей внутреннего сгорания, поэтому ракетные двигатели можно использовать в вакуум продвигать космический корабль и баллистические ракеты.^{[нужна цитата ]}

По сравнению с другими типами реактивных двигателей, ракетные двигатели самые легкие и имеют наибольшую тягу, но наименее эффективны по топливу (у них самые низкие удельный импульс ). Идеальный выхлоп - это водород, самый легкий из всех элементов, но химические ракеты производят смесь более тяжелых веществ, снижая скорость истечения.^{[нужна цитата ]}

Ракетные двигатели становятся более эффективными на высоких скоростях за счет Эффект Оберта.^[1]

Терминология

Здесь «ракета» используется как сокращение от «ракетный двигатель».

Тепловые ракеты использовать инертное топливо, нагретое электричеством (электротермическая тяга ) или ядерный реактор (ядерная тепловая ракета ).

Химические ракеты питаются от экзотермический восстановление-окисление химические реакции пороха:

• Твердотопливные ракеты (или же твердотопливные ракеты или же моторы) являются химическими ракетами, которые используют топливо в твердая фаза.
• Жидкостные ракеты использовать одно или несколько порохов в жидкое состояние питается из танков.
• Гибридные ракеты использовать твердое топливо в камере сгорания, к которому подается вторая жидкость или газ окислитель или пропеллент добавлен для обеспечения возможности горения.
• Монотопливные ракеты использовать одно топливо, разложенное катализатор. Наиболее распространенными монотопливами являются: гидразин и пероксид водорода.

Принцип действия

Упрощенная схема ракеты на жидком топливе.
1. Жидкое ракетное топливо.
2. Окислитель.
3. Насосы перекачивают топливо и окислитель.
4. камера сгорания смешивает и сжигает две жидкости.
5. Горячий выхлоп застревает в горле, что, среди прочего, определяет величину создаваемой тяги.
6. Выхлоп выходит из ракеты.

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

Ракетные двигатели создают тягу за счет выброса выхлопных газов. жидкость который был ускорен до высокой скорости через форсунка. Жидкость обычно представляет собой газ, создаваемый при сжигании твердого или жидкого твердого вещества под высоким давлением (от 150 до 4350 фунтов на квадратный дюйм (от 10 до 300 бар)). пропелленты, состоящий из топливо и окислитель компоненты, в пределах камера сгорания. Когда газы расширяются через сопло, они ускоряются до очень высокой (сверхзвуковой ) скорости, и реакция на это толкает двигатель в обратном направлении. Горение наиболее часто используется для практических ракет, поскольку для достижения наилучших характеристик желательны высокие температуры и давление.^{[нужна цитата ]}

А модель ракетной техники альтернативой горению является водная ракета, который использует воду под давлением сжатого воздуха, углекислый газ, азот или любой другой легкодоступный инертный газ.

Пропеллент

Ракетное топливо - это масса, которая хранится, обычно в той или иной форме топливного бака или в самой камере сгорания, до выброса из ракетного двигателя в виде струи жидкости для создания тяги.

Чаще всего используются химические ракетные топлива, которые подвергаются экзотермическим химическим реакциям с образованием горячего газа, который используется ракетой в качестве двигателя. В качестве альтернативы химически инертный реакционная масса может нагреваться с помощью источника энергии высокой энергии через теплообменник, и тогда камера сгорания не используется.

Твердая ракета пропелленты готовятся как смесь топлива и окисляющих компонентов, называемая «зерном», и корпус для хранения пороха фактически становится камерой сгорания.

Инъекция

Ракеты на жидком топливе нагнетать отдельные компоненты топлива и окислителя в камеру сгорания, где они смешиваются и сгорают. Гибридная ракета в двигателях используется сочетание твердого и жидкого или газообразного топлива. И жидкие, и гибридные ракеты используют форсунки ввести порох в камеру. Часто это набор простых струи - отверстия, через которые топливо выходит под давлением; но иногда могут быть и более сложные форсунки. Когда впрыскиваются два или более пороха, струи обычно сознательно вызывают столкновение порохов, так как это разбивает поток на более мелкие капли, которые легче горят.

Камера сгорания

Для химических ракет камера сгорания обычно имеет цилиндрическую форму и держатели пламени, используемые для удержания части горения в более медленной части камеры сгорания, не нужны.^{[нужна цитата ]} Размеры баллона таковы, что топливо способно полностью сгореть; разные ракетное топливо для этого требуются камеры сгорания разных размеров.

Это приводит к числу, называемому ${\displaystyle L^{*}}$:^{[нужна цитата ]}

${\displaystyle L^{*}={\frac {V_{c}}{A_{t}}}}$

куда:

• ${\displaystyle V_{c}}$ объем камеры
• ${\displaystyle A_{t}}$ площадь горловины сопла.

L * обычно находится в диапазоне 25–60 дюймов (0,64–1,52 м).

Комбинация температур и давлений, обычно достигаемых в камере сгорания, обычно экстремальна по любым стандартам. В отличие от воздушно-реактивные двигатели, атмосферный азот отсутствует для разбавления и охлаждения горения, и топливная смесь может достигать истинного стехиометрический соотношения. В сочетании с высоким давлением это означает, что скорость теплопроводности через стены очень высока.^{[нужна цитата ]}

Для того, чтобы топливо и окислитель поступали в камеру, давление рабочих жидкостей, поступающих в камеру сгорания, должно превышать давление внутри самой камеры сгорания. Это может быть выполнено с помощью различных подходов к проектированию, включая: турбонасосы или, в более простых двигателях, через достаточное давление в баллоне для продвижения потока жидкости. Давление в баллоне можно поддерживать несколькими способами, включая высокое давление. гелий система наддува, обычная для многих больших ракетных двигателей или, в некоторых более новых ракетных системах, путем отвода газа высокого давления из цикла двигателя в автогенно нагнетать топливные баки^[2][3] Например, газовая система самонаддува SpaceX Starship является важной частью стратегии SpaceX по сокращению количества жидкостей в ракетах-носителях с пяти в их устаревшем семействе Falcon 9 до двух в Starship, устраняя не только гелиевый баллон, но и все гиперголические пропелленты а также азот для холодного газа реактивные двигатели.^[4]

Сопло

Основная статья: Сопло ракетного двигателя

Тяга ракеты создается за счет давления, действующего в камере сгорания и сопле. Согласно третьему закону Ньютона, равное и противоположное давление действует на выхлоп, что ускоряет его до высоких скоростей.

Горячий газ, образующийся в камере сгорания, выходит через отверстие («горловину»), а затем через расширяющуюся секцию расширения. Когда на сопло подается достаточное давление (примерно в 2,5–3 раза превышающее давление окружающей среды), сопло задыхается и образуется сверхзвуковая струя, резко ускоряющая газ, превращая большую часть тепловой энергии в кинетическую. Скорость выхлопа различается в зависимости от степени расширения, на которую рассчитано сопло, но скорость выхлопа в десять раз выше скорость звука в воздухе на уровне моря не редкость. Около половины тяги ракетного двигателя создается за счет неуравновешенного давления внутри камеры сгорания, а остальная часть - за счет давления, действующего внутри сопла (см. Диаграмму). По мере расширения газа (адиабатически ) давление на стенки сопла заставляет ракетный двигатель двигаться в одном направлении, а газ ускоряется в другом.

Четыре режима расширения сопла де Лаваля: • недостаточно расширенный • полностью расширенный • чрезмерно расширенный • сильно расширенный

Наиболее часто используемым соплом является сопло де Лаваля сопло с фиксированной геометрией и высокой степенью расширения. Большое колоколообразное или конусообразное сопло, выходящее за горловину, придает ракетному двигателю характерную форму.

Выход статическое давление выхлопной струи зависит от давления в камере и отношения площади выходного отверстия сопла к площади горловины. Поскольку выходное давление отличается от окружающего (атмосферного) давления, засоренное сопло называется

• недостаточно расширенный (давление на выходе выше окружающего),
• отлично расширен (давление на выходе равно окружающему),
• чрезмерно расширенный (давление на выходе ниже окружающего; шок алмазы форма вне сопла), или
• сильно расширен (а ударная волна образует внутри насадки насадки).

На практике идеальное расширение достижимо только с форсункой с регулируемой площадью выходного отверстия (поскольку давление окружающей среды уменьшается с увеличением высоты) и невозможно выше определенной высоты, поскольку давление окружающей среды приближается к нулю. Если форсунка не полностью расширена, происходит потеря эффективности. Избыточно расширенные сопла теряют меньшую эффективность, но могут вызвать механические проблемы с соплом. Сопла с фиксированной площадью становятся все более недорасширенными по мере набора высоты. Почти все сопла де Лаваля на мгновение сильно расширяются во время запуска в атмосфере.^[5]

На эффективность сопла влияет работа в атмосфере, поскольку атмосферное давление изменяется с высотой; но из-за сверхзвуковой скорости газа, выходящего из ракетного двигателя, давление струи может быть ниже или выше окружающего, и равновесие между ними не достигается на всех высотах (см. диаграмму).

Противодавление и оптимальное расширение

Для оптимальной производительности давление газа на конце форсунки должно просто равняться давлению окружающей среды: если давление выхлопных газов ниже, чем давление окружающей среды, то автомобиль будет замедляться из-за разницы в давлении между верхней частью двигателя. и выход; с другой стороны, если давление выхлопа выше, то давление выхлопа, которое могло быть преобразовано в тягу, не преобразуется, и энергия тратится впустую.

Чтобы поддерживать этот идеал равенства между выходным давлением выхлопных газов и давлением окружающей среды, диаметр сопла должен увеличиваться с высотой, давая более длинное сопло, на которое оно воздействует (и уменьшая выходное давление и температуру). Это увеличение трудно организовать легким способом, хотя обычно это делается с другими формами реактивных двигателей. В ракетной технике обычно используется легкое компромиссное сопло, и некоторое снижение атмосферных характеристик происходит при использовании на высоте, отличной от «проектной», или при дросселировании. Чтобы улучшить это, используются различные экзотические конструкции сопел, такие как заглушка сопла, ступенчатые форсунки, то расширяющееся сопло и аэроспайк Были предложены, каждый из которых обеспечивает некоторый способ адаптации к изменению давления окружающего воздуха, и каждый из них позволяет газу расширяться дальше относительно сопла, создавая дополнительную тягу на больших высотах.

При выпуске в достаточно низкое окружающее давление (вакуум) возникает несколько проблем. Один из них - это собственный вес форсунки - сверх определенного значения для конкретного транспортного средства дополнительный вес форсунки перевешивает любую полученную производительность. Во-вторых, по мере того как выхлопные газы адиабатически расширяются внутри сопла, они охлаждаются, и в конечном итоге некоторые химические вещества могут замерзнуть, образуя «снег» внутри сопла. Это вызывает нестабильность струи, и этого следует избегать.

На сопло де Лаваля отрыв потока выхлопных газов будет происходить в сильно расширенном сопле. Поскольку точка отсоединения не будет равномерной вокруг оси двигателя, на двигатель может быть передана боковая сила. Эта боковая сила может со временем измениться и привести к проблемам управления ракетой-носителем.

Передовой высотно-компенсирующий конструкции, такие как аэроспайк или же заглушка сопла, попытайтесь свести к минимуму потери производительности, регулируя степень расширения, вызванную изменением высоты.

Топливная эффективность

Смотрите также: Удельный импульс

Типичные профили температуры (T), давления (p) и скорости (v) в сопле де Лаваля

Для того чтобы ракетный двигатель был эффективным по топливу, важно, чтобы на стенках камеры и сопла создавалось максимально возможное давление за счет определенного количества топлива; поскольку это источник тяги. Этого можно достичь с помощью всех:

• нагрев топлива до максимально возможной температуры (с использованием высокоэнергетического топлива, содержащего водород и углерод, а иногда и металлы, такие как алюминий, или даже с использованием ядерной энергии)
• использование газа с низкой удельной плотностью (как можно более богатого водородом)
• использование пропеллентов, которые являются простыми молекулами или разлагаются на них с несколькими степенями свободы, чтобы максимизировать скорость поступательного движения

Поскольку все это сводит к минимуму массу используемого топлива, и поскольку давление пропорционально массе топлива, которое должно быть ускорено, когда оно толкает двигатель, и поскольку от Третий закон Ньютона давление, которое действует на двигатель, также взаимно действует на топливо, оказывается, что для любого данного двигателя скорость, с которой топливо покидает камеру, не зависит от давления в камере (хотя тяга пропорциональна). Однако на скорость значительно влияют все три из вышеперечисленных факторов, и скорость выхлопа является отличным показателем эффективности топлива двигателя. Это называется скорость истечения, и с учетом факторов, которые могут его уменьшить, эффективная скорость истечения является одним из наиболее важных параметров ракетного двигателя (хотя обычно очень важны вес, стоимость, простота изготовления и т. д.).

По аэродинамическим причинам поток идет звуковым ("задыхается ") в самой узкой части сопла, в горловине. скорость звука в газах увеличивается с увеличением квадратного корня из температуры, использование горячего выхлопного газа значительно улучшает производительность. Для сравнения: при комнатной температуре скорость звука в воздухе составляет около 340 м / с, в то время как скорость звука в горячем газе ракетного двигателя может превышать 1700 м / с; Большая часть этих характеристик обусловлена ​​более высокой температурой, но, кроме того, ракетное топливо выбрано с низкой молекулярной массой, что также дает более высокую скорость по сравнению с воздухом.

Затем расширение сопла ракеты увеличивает скорость, обычно в 1,5–2 раза, что дает коллимированный гиперзвуковая выхлопная струя. Увеличение скорости сопла ракеты в основном определяется степенью расширения его площади - отношением площади выхода к площади горловины, но также важны подробные свойства газа. Форсунки с большим передаточным числом более массивны, но способны извлекать больше тепла из продуктов сгорания, увеличивая скорость выхлопа.

Вектор тяги

Основная статья: Вектор тяги

Транспортным средствам обычно требуется общая тяга для изменения направления по длине горения. Для этого использовалось несколько различных способов:

• Весь двигатель установлен на петля или же подвес и любое топливо поступает в двигатель через гибкие трубы низкого давления или поворотные муфты.
• Только камера сгорания и форсунка шарнирно закреплены, насосы закреплены, а к двигателю присоединены каналы высокого давления.
• Развертываются несколько двигателей (часто наклоненных под небольшим углом), но дросселируются для получения необходимого общего вектора, что дает лишь очень небольшой штраф.
• Высокотемпературные лопатки выступают в выхлопную трубу и их можно наклонить, чтобы отклонить струю.

Общая производительность

Ракетная техника может сочетать очень большую тягу (меганьютоны ), очень высокая скорость выхлопа (примерно в 10 раз больше скорости звука в воздухе на уровне моря) и очень высокое соотношение тяги к весу (> 100) одновременно а также возможность работать за пределами атмосферы, позволяя использовать низкое давление и, следовательно, легкие резервуары и конструкции.

Ракеты могут быть дополнительно оптимизированы для еще более экстремальных характеристик по одной или нескольким из этих осей за счет других.

Удельный импульс

я_зр в вакууме различных ракет

Ракета	Пропелленты	язр, вакуум (ы)
Космический шатл жидкостные двигатели	LOX /LH2	453[6]
Космический шатл твердые двигатели	APCP	268[6]
Космический шатл OMS	NTO /MMH	313[6]
Сатурн V этап 1	LOX /РП-1	304[6]

Основная статья: Удельный импульс

Наиболее важным показателем эффективности ракетного двигателя является импульс на единицу пропеллент, это называется удельный импульс (обычно пишется ${\displaystyle I_{sp}}$). Это либо измеряется как скорость ( эффективная скорость истечения ${\displaystyle v_{e}}$ в метрах / секунду или фут / с) или в виде времени (секунды). Например, если двигатель, производящий тягу в 100 фунтов, работает в течение 320 секунд и сжигает 100 фунтов топлива, то удельный импульс составляет 320 секунд. Чем выше удельный импульс, тем меньше топлива требуется для получения желаемого импульса.

Удельный импульс, который может быть достигнут, в первую очередь зависит от смеси топлива (и в конечном итоге ограничивает удельный импульс), но практические ограничения на давление в камере и коэффициенты расширения сопла снижают достижимые характеристики.

Чистая тяга

Основная статья: Толкать

Ниже приводится приблизительное уравнение для расчета полезной тяги ракетного двигателя:^[7]

${\displaystyle F_{n}={\dot {m}}\;v_{e}={\dot {m}}\;v_{e-opt}+A_{e}(p_{e}-p_{amb})}$

куда:
${\displaystyle {\dot {m}}}$	= массовый расход выхлопных газов
${\displaystyle v_{e}}$	= эффективная скорость выхлопа (иногда обозначается иначе как c в публикациях)
${\displaystyle v_{e-opt}}$	= эффективная скорость струи, когда Pamb = Pe
${\displaystyle A_{e}}$	= проходное сечение в выходной плоскости сопла (или плоскости, в которой струя выходит из сопла при отрывном потоке)
${\displaystyle p_{e}}$	= статическое давление в выходной плоскости сопла
${\displaystyle p_{amb}}$	= окружающее (или атмосферное) давление

Поскольку, в отличие от реактивного двигателя, у обычного ракетного двигателя нет воздухозаборника, нет «лобового сопротивления», которое можно было бы вычесть из общей тяги. Следовательно, чистая тяга ракетного двигателя равна полной тяге (не считая статического противодавления).

В ${\displaystyle {\dot {m}}\;v_{e-opt}\,}$ член представляет собой импульс тяги, который остается постоянным при данной настройке дроссельной заслонки, тогда как ${\displaystyle A_{e}(p_{e}-p_{amb})\,}$ термин представляет член давления тяги. На полностью открытой дроссельной заслонке чистая тяга ракетного двигателя немного улучшается с увеличением высоты, потому что по мере того, как атмосферное давление уменьшается с высотой, термин тяги давления увеличивается. У поверхности Земли напорную тягу можно уменьшить до 30% в зависимости от конструкции двигателя. Это снижение экспоненциально падает до нуля с увеличением высоты.

Максимальный КПД ракетного двигателя достигается за счет максимального увеличения импульса, вносимого уравнением, без штрафных санкций из-за чрезмерного расширения выхлопных газов. Это происходит, когда ${\displaystyle p_{e}=p_{amb}}$. Поскольку атмосферное давление меняется с высотой, большинство ракетных двигателей очень мало работают с максимальной эффективностью.

Поскольку удельный импульс представляет собой силу, деленную на скорость массового расхода, это уравнение означает, что удельный импульс изменяется с высотой.

Удельный импульс вакуума, I_зр

Из-за того, что удельный импульс изменяется с давлением, полезна величина, которую легко сравнивать и рассчитывать. Потому что ракеты удушение в горловине, и поскольку сверхзвуковой выхлоп предотвращает воздействие внешнего давления, распространяющегося вверх по потоку, оказывается, что давление на выходе идеально точно пропорционально потоку топлива ${\displaystyle {\dot {m}}}$при условии соблюдения соотношения компонентов смеси и эффективности сгорания. Таким образом, довольно часто можно немного изменить приведенное выше уравнение:^[8]

${\displaystyle F_{vac}=C_{f}\,{\dot {m}}\,c^{*}}$

и так определим вакуум Isp быть:

${\displaystyle v_{evac}=C_{f}\,c^{*}\,}$

куда:

${\displaystyle c^{*}}$ = постоянная скорость звука в горле

${\displaystyle C_{f}}$ = постоянный коэффициент тяги сопла (обычно около 2)

И поэтому:

${\displaystyle F_{n}={\dot {m}}\,v_{evac}-A_{e}\,p_{amb}}$

Дросселирование

Ракеты можно дросселировать, контролируя скорость сгорания топлива. ${\displaystyle {\dot {m}}}$ (обычно измеряется в кг / с или фунтах / с). В жидкостных и гибридных ракетах поток топлива, поступающий в камеру, регулируется с помощью клапанов, в твердые ракеты он контролируется изменением площади горящего пороха, и это может быть встроено в гранулированное топливо (и, следовательно, не может контролироваться в реальном времени).

Ракеты обычно можно задросселировать до выходного давления около одной трети давления окружающей среды.^[9] (часто ограничивается отрывом потока в форсунках) и до максимального предела, определяемого только механической прочностью двигателя.

На практике степень, до которой можно дросселировать ракеты, сильно варьируется, но большинство ракет можно дросселировать с коэффициентом 2 без особого труда;^[9] типичным ограничением является стабильность горения, так как, например, форсунки нуждаются в минимальном давлении, чтобы избежать возникновения разрушительных колебаний (пыхтение или нестабильность горения); но форсунки могут быть оптимизированы и испытаны для более широких диапазонов. Например, некоторые более свежие конструкции жидкостных двигателей, которые были оптимизированы для большей дроссельной способности (BE-3, Raptor ) можно дросселировать до 18–20 процентов от номинальной тяги.^[10][3]Твердые ракеты можно задросселировать, используя зерна определенной формы, площадь поверхности которых будет изменяться в процессе горения.^[9]

Энергоэффективность

Дальнейшая информация: Ракета § Энергоэффективность

Механический КПД ракетного транспортного средства как функция мгновенной скорости транспортного средства, деленной на эффективную скорость выхлопа. Эти проценты необходимо умножить на коэффициент полезного действия внутреннего двигателя, чтобы получить общую эффективность.

Сопла ракетных двигателей на удивление эффективны тепловые двигатели для создания высокоскоростной струи, как следствие высокой температуры сгорания и высокой коэффициент сжатия. Ракетные сопла дают отличное приближение к адиабатическое расширение что является обратимым процессом, и, следовательно, они дают эффективность, очень близкую к эффективности Цикл Карно. Учитывая достигнутые температуры, с помощью химических ракет можно достичь КПД более 60%.

Для средство передвижения при использовании ракетного двигателя энергетический КПД очень хороший, если скорость транспортного средства приближается или несколько превышает скорость истечения (относительно запуска); но на низких скоростях энергоэффективность достигает 0% на нулевой скорости (как и у всех реактивный двигатель ). Видеть Энергоэффективность ракеты Больше подробностей.

Отношение тяги к массе

Основная статья: тяговооруженность

Из всех реактивных двигателей, по сути, из всех двигателей, ракеты имеют самое высокое отношение тяги к массе. Особенно это касается жидкостных ракетных двигателей.

Такая высокая производительность обусловлена ​​небольшим объемом сосуды под давлением из которых состоит двигатель - насосы, трубы и камеры сгорания. Отсутствие впускного канала и использование плотного жидкого топлива позволяет системе наддува быть небольшой и легкой, в то время как канальные двигатели имеют дело с воздухом, плотность которого примерно на три порядка ниже.

Jet или же ракетный двигатель	Масса		Тяга, вакуум		Тяга к соотношение веса
	(кг)	(фунт)	(кН)	(фунт-сила)
РД-0410 ядерный ракетный двигатель[11][12]	2,000	4,400	35.2	7,900	1.8
J58 реактивный двигатель (SR-71 Блэкберд )[13][14]	2,722	6,001	150	34,000	5.2
Роллс-Ройс / Snecma Olympus 593 турбореактивный с подогревом (Конкорд )[15]	3,175	7,000	169.2	38,000	5.4
Пратт и Уитни F119[16]	1,800	3,900	91	20,500	7.95
РД-0750 ракетный двигатель, трехкомпонентный режим[17]	4,621	10,188	1,413	318,000	31.2
РД-0146 ракетный двигатель[18]	260	570	98	22,000	38.4
Rocketdyne RS-25 ракетный двигатель[19]	3,177	7,004	2,278	512,000	73.1
РД-180 ракетный двигатель[20]	5,393	11,890	4,152	933,000	78.5
РД-170 ракетный двигатель	9,750	21,500	7,887	1,773,000	82.5
F-1 (Сатурн V Начальная ступень)[21]	8,391	18,499	7,740.5	1,740,100	94.1
НК-33 ракетный двигатель[22]	1,222	2,694	1,638	368,000	136.7
Мерлин 1D ракетный двигатель, тягач [23]	467	1,030	825	185,000	180.1

Среди используемых жидких топлив плотность самая низкая для жидкий водород. Хотя у этого пороха самый высокий удельный импульс, его очень низкая плотность (примерно одна четырнадцатая плотности воды) требует более крупных и тяжелых турбонасосов и трубопроводов, что снижает удельную тягу двигателя (например, RS-25) по сравнению с теми, которые этого не делают (NK-33) .

Охлаждение

По соображениям эффективности желательны более высокие температуры, но материалы теряют свою прочность, если температура становится слишком высокой. Ракеты работают с температурой сгорания, которая может достигать 3500 К (3200 ° C; 5800 ° F).

Большинство других реактивных двигателей имеют газовые турбины в горячем выхлопе. Из-за большей площади поверхности их труднее охладить, и, следовательно, необходимо запускать процессы сгорания при гораздо более низких температурах, теряя эффективность. Кроме того, канальные двигатели используйте воздух в качестве окислителя, который содержит 78% в значительной степени инертного азота, который разбавляет реакцию и снижает температуру.^[9] Ракеты не имеют ни одного из этих ограничителей температуры сгорания.

Температуры, достигаемые при выхлопе ракет, часто значительно превышают температуры плавления материалов сопла и камеры сгорания (около 1200 К для меди). Большинство строительных материалов также воспламеняются при воздействии высокотемпературного окислителя, что приводит к ряду конструктивных проблем. Стенки сопла и камеры сгорания не должны гореть, плавиться или испаряться (иногда это шутливо называют «выхлопом, обогащенным двигателем»).

Ракеты, в которых используются обычные конструкционные материалы, такие как алюминий, сталь, никель или медные сплавы, должны использовать системы охлаждения для ограничения температур, которым подвергаются конструкции двигателя. Регенеративное охлаждение, где пропеллент проходит через трубы вокруг камеры сгорания или сопла, и используются другие методы, такие как охлаждение завесой или пленочное охлаждение, чтобы продлить срок службы сопла и камеры. Эти методы гарантируют, что газообразное термическое пограничный слой прикосновение к материалу поддерживается ниже температуры, которая может привести к катастрофическому разрушению материала.

Два существенных исключения, которые могут напрямую поддерживать температуру выхлопных газов ракет: графит и вольфрам, хотя оба они подвержены окислению, если не защищены. Технологии материалов в сочетании с конструкцией двигателя являются ограничивающим фактором температуры выхлопа химических ракет.

В ракетах тепловые потоки, которые могут проходить через стену, являются одними из самых высоких в технике; потоки обычно находятся в диапазоне 100–200 МВт / м². Самые сильные тепловые потоки находятся в горле, которое часто вдвое больше, чем в соответствующей камере и сопле. Это связано с сочетанием высоких скоростей (что дает очень тонкий пограничный слой) и, хотя и ниже, чем в камере, наблюдаются высокие температуры. (Видеть § Ракетные сопла выше для температуры в сопле).

В ракетах методы охлаждения включают:

1. неохлаждаемый (используется для коротких пробегов в основном во время тестирования)
2. абляционный стены (стены облицованы материалом, который постоянно испаряется и уносится)
3. радиационное охлаждение (камера становится почти добела и излучает тепло)
4. охлаждение отвала (топливо, обычно водород, проходит по камере и сбрасывается)
5. регенеративное охлаждение (жидкие ракеты использовать топливо или иногда окислитель для охлаждения камеры через охлаждающую рубашку перед впрыском)
6. завесное охлаждение (впрыск топлива устроен таким образом, чтобы температура газов была ниже у стен)
7. пленочное охлаждение (поверхности смачиваются жидким топливом, которое охлаждается при испарении)

Во всех случаях охлаждающий эффект, предотвращающий разрушение стены, вызван тонким слоем изоляционной жидкости ( пограничный слой ), который соприкасается со стенками, температура которого намного ниже температуры горения. Если этот пограничный слой не поврежден, стена не будет повреждена.

Разрушение пограничного слоя может происходить во время сбоев охлаждения или нестабильности горения, а стенка обычно разрывается вскоре после этого.

При регенеративном охлаждении второй пограничный слой находится в каналах охлаждающей жидкости вокруг камеры. Эта толщина пограничного слоя должна быть как можно меньшей, поскольку пограничный слой действует как изолятор между стенкой и охлаждающей жидкостью. Этого можно добиться, сделав охлаждающую жидкость скорость в каналах как можно выше.

На практике регенеративное охлаждение почти всегда используется в сочетании с охлаждением завесой и / или пленочным охлаждением.

Двигатели на жидком топливе часто работают богатый топливом, что снижает температуру горения. Это снижает тепловую нагрузку на двигатель и позволяет использовать более дешевые материалы и упрощенную систему охлаждения. Это также может увеличивать производительность за счет снижения средней молекулярной массы выхлопных газов и повышения эффективности преобразования теплоты сгорания в кинетическую энергию выхлопных газов.

Механические проблемы

Камеры сгорания ракет обычно работают при достаточно высоком давлении, обычно 10–200 бар (1–20 МПа, 150–3,000 фунтов на квадратный дюйм). При работе в условиях значительного атмосферного давления более высокое давление в камере сгорания дает лучшие характеристики, позволяя устанавливать более крупное и эффективное сопло без чрезмерного его расширения.

Однако из-за этих высоких давлений самая внешняя часть камеры оказывается под очень большим кольцевые напряжения - ракетные двигатели сосуды под давлением.

Хуже того, из-за высоких температур, создаваемых в ракетных двигателях, используемые материалы имеют тенденцию иметь значительно пониженную рабочую прочность на разрыв.

Кроме того, в стенках камеры и сопла создаются значительные температурные градиенты, которые вызывают дифференциальное расширение внутреннего вкладыша, что создает внутренние напряжения.

Акустические проблемы

Чрезвычайная вибрация и акустическая среда внутри ракетного двигателя обычно приводят к пиковым напряжениям, значительно превышающим средние значения, особенно в присутствии органная труба -подобные резонансы и турбулентность газа.^[24]

Нестабильность горения

Горение может проявлять нежелательные нестабильности внезапного или периодического характера. Давление в камере впрыска может увеличиваться до тех пор, пока поток топлива через пластину инжектора не уменьшится; через мгновение давление падает, а поток увеличивается, впрыскивая больше топлива в камеру сгорания, которая сгорает мгновением позже, и снова увеличивает давление в камере, повторяя цикл. Это может привести к колебаниям давления большой амплитуды, часто в ультразвуковом диапазоне, что может привести к повреждению двигателя. Колебания ± 200 фунтов на квадратный дюйм при 25 кГц были причиной отказов ранних версий Титан II двигатели второй ступени ракеты. Другой режим отказа - это переход от дефлаграции к детонации; сверхзвуковой волна давления образовавшаяся в камере сгорания может разрушить двигатель.^[25]

Неустойчивость горения также была проблемой во время Атлас разработка. Было установлено, что двигатели Rocketdyne, используемые в семействе Atlas, страдали от этого эффекта в нескольких испытаниях статической стрельбы, и три запуска ракет взорвались на площадке из-за грубого сгорания в ускорительных двигателях. В большинстве случаев это происходило при попытке запустить двигатели методом «сухого пуска», при котором механизм воспламенителя приводился в действие до впрыска топлива. В процессе присвоения рейтинга человек Атлас для Проект Меркурий Решение проблемы нестабильности горения было первоочередной задачей, и последние два полета «Меркурия» показали модернизированную силовую установку с перегородками форсунок и воспламенителем.

Проблема, с которой столкнулись машины Atlas, заключалась в основном в так называемом явлении «гоночной трассы», когда горящее топливо вращалось по кругу с все более высокой скоростью, в конечном итоге создавая достаточно сильную вибрацию, чтобы разорвать двигатель, что привело к полному разрушению ракеты. В конечном итоге проблема была решена путем добавления нескольких перегородок вокруг лицевой стороны форсунки для разрушения закрученного пороха.

Что еще более важно, нестабильность горения была проблемой с двигателями Saturn F-1. Некоторые из первых испытанных агрегатов взорвались при статической стрельбе, что привело к установке перегородок для форсунок.

В советской космической программе нестабильность горения также оказалась проблемой для некоторых ракетных двигателей, включая двигатель РД-107, используемый в семействе Р-7, и РД-216, используемый в семействе Р-14, и произошло несколько отказов этих аппаратов. до того, как проблема была решена. Советские инженерные и производственные процессы так и не смогли удовлетворительно решить проблему нестабильности горения в более крупных двигателях RP-1 / LOX, поэтому в двигателе РД-171, который использовался для питания семейства «Зенит», по-прежнему использовались четыре камеры тяги меньшего размера, питаемые от общего механизма двигателя.

Нестабильность горения может быть спровоцирована остатками чистящих растворителей в двигателе (например, первая попытка запуска Titan II в 1962 году), отраженной ударной волной, начальной нестабильностью после воспламенения, взрывами возле сопла, отражающегося в камеру сгорания, и многими другими факторами. больше факторов. В стабильных двигателях колебания быстро подавляются; в нестабильных конструкциях они сохраняются в течение длительного времени. Обычно используются подавители колебаний.

Периодические изменения тяги, вызванные нестабильностью горения или продольными колебаниями конструкций между баками и двигателями, которые модулируют поток топлива, известны как "пого колебания "или" пого ", названный в честь Пого-палка.

Возникают три различных типа нестабильности горения:

Пыхтение

Это низкочастотные колебания давления в камере с частотой несколько герц, обычно вызываемые колебаниями давления в линиях подачи из-за колебаний ускорения транспортного средства.^[26]:261 Это может вызвать циклическое изменение тяги, а эффекты могут варьироваться от просто раздражающих до фактических повреждений полезной нагрузки или транспортного средства. Вздутие может быть минимизировано за счет использования газонаполненных демпфирующих трубок на линиях подачи топлива высокой плотности.^{[нужна цитата ]}

Жужжание

Это может быть вызвано недостаточным перепадом давления на форсунках.^[26]:261 Обычно это скорее раздражает, чем наносит ущерб. Однако в крайних случаях горение может в конечном итоге быть вытесненным назад через форсунки - это может вызвать взрывы с монотопливом.^{[нужна цитата ]}

Визг

Это наиболее опасный момент, и его труднее всего контролировать. Это происходит из-за акустики внутри камеры сгорания, которая часто сочетается с химическими процессами горения, которые являются основными движущими силами выделения энергии, и может привести к нестабильному резонансному «визгу», который обычно приводит к катастрофическому отказу из-за утончения изолирующей тепловой границы. слой. Акустические колебания могут быть вызваны тепловыми процессами, такими как поток горячего воздуха по трубе или горение в камере. В частности, стоячие акустические волны внутри камеры могут быть усилены, если горение происходит более интенсивно в областях, где давление акустической волны является максимальным.^{[27][28][29][26]} Такие эффекты очень трудно предсказать аналитически в процессе проектирования, и обычно они устраняются путем дорогостоящих, длительных и обширных испытаний в сочетании с мерами по исправлению ошибок методом проб и ошибок.

Визг часто устраняется детальными изменениями в форсунках, изменениями химического состава топлива, испарением топлива перед впрыском или использованием Амортизаторы Гельмгольца внутри камер сгорания для изменения резонансных режимов работы камеры.^{[нужна цитата ]}

Проверка на возможность визга иногда проводится путем взрыва небольших зарядов взрывчатого вещества вне камеры сгорания с трубкой, установленной по касательной к камере сгорания рядом с форсунками, чтобы определить мощность двигателя. импульсивный ответ а затем оценка временной реакции давления в камере - быстрое восстановление указывает на стабильность системы.

Выхлопной шум

Основная статья: акустическая подпись

Выхлоп ракеты для всех двигателей, кроме самых маленьких, по сравнению с другими двигателями, как правило, очень шумный. Поскольку гиперзвуковой выхлопные смеси с окружающим воздухом, ударные волны сформированы. В Космический шатл сгенерировано более 200 дБ (А) шума вокруг его основания. Чтобы уменьшить это, а также риск повреждения полезной нагрузки или травмы экипажа на вершине штабеля, мобильная пусковая платформа был оснащен Система шумоподавления которая за 41 секунду во время запуска распыляла 1,1 миллиона литров (290 000 галлонов США) воды вокруг основания ракеты. Использование этой системы позволило сохранить уровень шума в отсеке для полезной нагрузки на уровне 142 дБ.^[30]

В интенсивность звука от генерируемых ударных волн зависит от размера ракеты и от скорости истечения. Такие ударные волны, кажется, объясняют характерные трескающие и хлопающие звуки, производимые большими ракетными двигателями, когда их слышат вживую. Эти шумовые пики обычно перегружают микрофоны и звуковую электронику, поэтому они обычно ослабляются или полностью отсутствуют при воспроизведении записанного или транслируемого звука. Для больших ракет на близком расстоянии акустические эффекты могут действительно убить.^[31]

Что еще более тревожно для космических агентств, такие уровни звука могут также повредить стартовую конструкцию или, что еще хуже, отразиться обратно на сравнительно хрупкую ракету наверху. Вот почему при запусках обычно используется так много воды. Водяные брызги изменяют акустические качества воздуха и уменьшают или отклоняют звуковую энергию от ракеты.

Вообще говоря, шум наиболее интенсивен, когда ракета находится близко к земле, поскольку шум двигателей исходит от струи вверх, а также отражается от земли. Кроме того, когда транспортное средство движется медленно, небольшая часть химической энергии, поступающей в двигатель, может идти на увеличение кинетической энергии ракеты (поскольку полезная мощность п передается на транспортное средство ${\displaystyle P=F*V}$ для тяги F и скорость V). Тогда наибольшая часть энергии рассеивается при взаимодействии выхлопных газов с окружающим воздухом, создавая шум. Этот шум можно несколько уменьшить за счет пламенных траншей с крышами, нагнетания воды вокруг струи и отклонения струи под углом.

Тестирование

Ракетные двигатели обычно проходят статические испытания на испытательная установка перед запуском в производство. Для высотных двигателей необходимо использовать либо более короткое сопло, либо испытать ракету в большой вакуумной камере.

Безопасность

Ракета автомобили имеют репутацию ненадежных и опасных; особенно катастрофические неудачи. Вопреки этой репутации, тщательно разработанные ракеты можно сделать сколь угодно надежными.^{[нужна цитата ]} В военном отношении ракеты не являются ненадежными. Однако одно из основных невоенных применений ракет - орбитальный запуск. В этом приложении на первое место обычно ставится минимальный вес, и одновременно трудно достичь высокой надежности и низкого веса. Кроме того, если количество запущенных рейсов невелико, очень высока вероятность того, что ошибка конструкции, эксплуатации или изготовления приведет к разрушению транспортного средства.^{[нужна цитата ]}

Семья Сатурна (1961–1975)

В Рокетдайн Н-1 двигатель, используемый в кластере из восьми на первой ступени Сатурн I и Сатурн IB ракеты-носители, не имел катастрофических отказов в 152 полетах двигателей. В Пратт и Уитни RL10 Двигатель, который использовался в группе из шести на второй ступени Сатурна I, не имел катастрофических отказов в 36 полетах двигателей.^{[примечания 1]} В Рокетдайн Ф-1 двигатель, используемый в кластере из пяти на первой ступени Сатурн V, не имел отказов в 65 полетах двигателя. В Рокетдайн J-2 Двигатель, который использовался в группе из пяти на второй ступени Сатурна V и отдельно на второй ступени Сатурна IB и третьей ступени Сатурна V, не имел катастрофических отказов в 86 полетах двигателей.^{[примечания 2]}

Спейс шаттл (1981–2011)

В Твердотопливный ракетный ускоритель космического корабля, используется парами, вызывает одна заметная катастрофическая неудача в 270 мотор-рейсах.

В RS-25, использовавшиеся в группе из трех, летали в 46 отремонтированных двигателях. Всего было выполнено 405 полетов двигателей без серьезных отказов в полете. Единый в полете RS-25 отказ двигателя произошел во время Космический шатл Претендент с СТС-51-Ф миссия.^[32] Этот отказ не повлиял на цели или продолжительность миссии.^[33]

Химия

Ракетное топливо требуют высокой энергии на единицу массы (удельная энергия ), что необходимо уравновесить с учетом тенденции к самопроизвольному взрыву высокоэнергетических порохов. Если предположить, что химическая потенциальная энергия топлива может быть безопасно сохранена, процесс сгорания приводит к высвобождению большого количества тепла. Значительная часть этого тепла передается кинетической энергии в сопле двигателя, продвигая ракету вперед в сочетании с массой выделяемых продуктов сгорания.

В идеале вся энергия реакции проявляется в виде кинетической энергии выхлопных газов, поскольку скорость выхлопных газов является самым важным параметром производительности двигателя. Однако настоящие выхлопные газы молекулы, которые обычно имеют перевод, вибрацию и режимы вращения для рассеивания энергии. Из них только трансляция может выполнять полезную работу с транспортным средством, и хотя энергия действительно передается между режимами, этот процесс происходит во времени, намного превышающем время, необходимое для выхода выхлопных газов из сопла.

Чем больше химические связи У молекулы выхлопных газов больше мод вращения и колебаний. Следовательно, обычно желательно, чтобы частицы выхлопных газов были как можно более простыми, с двухатомной молекулой, состоящей из легких, обильных атомов, таких как H₂ быть идеальным с практической точки зрения. Однако в случае химической ракеты водород является реагентом и Восстановитель, а не продукт. An окислитель, чаще всего кислород или богатые кислородом частицы, необходимо вводить в процесс сгорания, добавляя массу и химические связи в выхлопные газы.

Дополнительным преимуществом легких молекул является то, что они могут ускоряться до высокой скорости при температурах, которые могут сдерживаться доступными в настоящее время материалами - высокие температуры газа в ракетных двигателях создают серьезные проблемы для разработки двигателей, способных выжить.

Жидкость водород (LH2) и кислород (LOX или LO2) - наиболее эффективные с точки зрения скорости истечения топлива, которые широко использовались на сегодняшний день, хотя несколько экзотических комбинаций с участием бора или жидкого озона потенциально несколько лучше в теории, если можно решить различные практические проблемы.^[34]

Важно отметить, что при вычислении удельной энергии реакции данной комбинации пороха необходимо учитывать всю массу пороха (как топлива, так и окислителя). Исключение составляют двигатели с воздушным дыханием, которые используют кислород воздуха и, следовательно, должны нести меньшую массу при заданной выходной энергии. Топливо для автомобиля или турбореактивные двигатели имеют гораздо лучшую эффективную выходную энергию на единицу массы топлива, которое необходимо нести, но аналогичны на единицу массы топлива.

Доступны компьютерные программы, предсказывающие характеристики топлива в ракетных двигателях.^[35][36][37]

Зажигание

Дальнейшая информация: Горение

Для жидкостных и гибридных ракет очень важно немедленное воспламенение топлива (-ов) при первом попадании в камеру сгорания.

При использовании жидкого топлива (но не газообразного) невозможность воспламенения в течение миллисекунд обычно приводит к тому, что слишком много жидкого топлива оказывается внутри камеры, и если / когда происходит воспламенение, количество образовавшегося горячего газа может превысить максимальное расчетное давление в камере, вызывая катастрофический отказ сосуда высокого давления. Это иногда называют тяжелый старт или быстрая внеплановая разборка (РУД).^[38]

Зажигание может быть достигнуто несколькими различными способами; можно использовать пиротехнический заряд, можно использовать плазмотрон,^{[нужна цитата ]} или электрическое искровое зажигание^[4] могут быть использованы. Некоторые комбинации топлива / окислителя воспламеняются при контакте (гиперголичный ), а негипергольное топливо можно «химически воспламенить», заправив топливопроводы гиперголическим ракетным топливом (популярно в российских двигателях).

Газообразное топливо обычно не вызывает жесткий старт у ракет общая площадь форсунки меньше, чем горловина, поэтому давление в камере стремится к окружающему до воспламенения, и высокие давления не могут образоваться, даже если при воспламенении вся камера заполнена горючим газом.

Для воспламенения твердого топлива обычно используются одноразовые пиротехнические устройства.^[9]

После воспламенения камеры ракеты являются самоподдерживающимися, и воспламенители не требуются. Более того, камеры часто самопроизвольно воспламеняются, если они перезапускаются после выключения на несколько секунд. Однако после охлаждения многие ракеты не могут быть перезапущены без хотя бы небольшого технического обслуживания, такого как замена пиротехнического воспламенителя.^[9]

Реактивная физика

Квадроцикл Armadillo Aerospace с видимыми полосами (алмазами от удара) в выхлопной струе

Ракетные реактивные двигатели различаются в зависимости от ракетного двигателя, проектной высоты, высоты, тяги и других факторов.

Выхлопные газы с высоким содержанием углерода керосин топливо часто бывает оранжевого цвета из-за излучение черного тела несгоревших частиц, помимо синих Лебединые группы. Перекись Ракеты на основе окислителей и водородные реактивные двигатели содержат в основном пар и почти невидимы невооруженным глазом, но ярко светятся в ультрафиолетовый и инфракрасный. Самолеты из твердые ракеты может быть хорошо виден, поскольку топливо часто содержит металлы, такие как элементарный алюминий, который горит оранжево-белым пламенем и добавляет энергии в процесс горения.

Некоторые выхлопы, в частности алкоголь заправленные ракеты, могут показывать видимые шок алмазы. Это происходит из-за циклических изменений давления струи относительно окружающей среды, создающих ударные волны, которые образуют «диски Маха».

Ракетные двигатели, сжигающие жидкий водород и кислород, будут иметь почти прозрачный выхлоп из-за того, что он в основном перегретый пар (водяной пар) плюс несгоревший водород.

Форма струи зависит от проектной высоты: на большой высоте все ракеты сильно недорасширяются, и довольно небольшой процент выхлопных газов фактически расширяется вперед.

Типы ракетных двигателей

С физическим питанием

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Водная ракета	Частично заполненный контейнер для газированных напитков под давлением с утяжелением в носу	Очень просто построить	Высота обычно ограничивается несколькими сотнями футов или около того (мировой рекорд составляет 623 метра или 2044 фута).
Двигатель на холодном газе	Негорючая форма, используемая для верньерные двигатели	Не загрязняющий выхлоп	Чрезвычайно низкая производительность

С химическим приводом

Смотрите также: Жидкое ракетное топливо и твердотопливная ракета

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Твердая ракета	Воспламеняющаяся, самоподдерживающаяся смесь твердого топлива / окислителя ("зерно") с центральным отверстием и соплом	Просто, часто нет движущиеся части, достаточно хорошая массовая доля, разумная язр. График тяги может быть встроен в зерно.	Дросселирование, прекращение горения и повторное зажигание требуют специальной конструкции. Проблемы с воспламеняющейся смесью. Характеристики ниже, чем у жидкостных ракет. Если зерно потрескается, оно может заблокировать форсунку с плачевными последствиями. Трещины зерен горят и расширяются во время ожога. Заправка сложнее, чем просто заправка баков.
Гибридная ракета	Отдельный окислитель / топливо; обычно окислитель является жидким и хранится в баке, а топливо - твердым.	Довольно просто, твердое топливо по сути инертно без окислителя, безопаснее; трещины не увеличиваются, дросселируются и легко выключаются.	Некоторые окислители являются одноразовыми горючими веществами, могут взорваться самостоятельно; механическое повреждение твердого топлива может заблокировать сопло (очень редко для прорезиненного топлива), центральное отверстие расширяется над горением и отрицательно влияет на соотношение смеси.
Монотопливная ракета	Пропеллент (такой как гидразин, перекись водорода или закись азота) протекает через катализатор и экзотермически разлагается; горячие газы выходят через сопло.	Простая концепция, дроссельная заслонка, низкие температуры в камере сгорания	Катализаторы могут быть легко загрязнены, одноразовые горючие вещества могут взорваться, если их загрязнить или спровоцировать. язр пожалуй, 1/3 лучших жидкостей
Двухкомпонентная ракета	Два жидких (обычно жидких) топлива вводятся через форсунки в камеру сгорания и сжигаются.	Эффективное сгорание до ~ 99% с отличным контролем смеси, дроссельная заслонка, может использоваться с турбонасосами, что позволяет получить невероятно легкие резервуары, может быть безопасным с особой осторожностью	Насосы, необходимые для обеспечения высокой производительности, дороги в проектировании, огромные тепловые потоки через стенку камеры сгорания могут повлиять на повторное использование, режимы отказа включают крупные взрывы, требуется много водопровода.
Ракета с двухрежимной силовой установкой	Ракета взлетает как двухкомпонентная ракета, а затем переходит на использование только одного ракетного топлива в качестве монотоплива.	Простота и удобство управления	Более низкая производительность, чем у двухкомпонентного топлива
Трехкомпонентная ракета	Три разных топлива (обычно водород, углеводород и жидкий кислород) вводятся в камеру сгорания в различных соотношениях смесей, либо используются несколько двигателей с фиксированными соотношениями топливной смеси и дросселированием или отключением.	Снижает взлетный вес, так как водород легче; сочетает хорошую тягу к весу с высоким средним язр, увеличивает полезную нагрузку для запуска с Земли на значительный процент	Аналогичные проблемы с двухкомпонентным топливом, но с большим количеством сантехники, дополнительных исследований и разработок
Ракета с воздушным усилением	По сути, это ПВРД, в котором всасываемый воздух сжимается и сжигается вместе с выхлопом ракеты.	От 0 до 4,5+ Маха (также может работать внеатмосферно), хорошая эффективность при 2-4 Маха	Эффективность аналогична ракетам на низкой скорости или внеатмосферной, с трудностями на входе, относительно неразвитым и неизученным типом, с трудностями охлаждения, очень шумным, соотношение тяги к весу аналогично ПВРД.
Турборокет	Турбореактивный двигатель / ракета комбинированного цикла, в котором дополнительный окислитель, такой как кислород, добавляется в воздушный поток для увеличения максимальной высоты.	Очень близок к существующим конструкциям, работает на очень большой высоте, в широком диапазоне высот и скоростей полета.	Атмосферная скорость ограничена тем же диапазоном, что и турбореактивный двигатель, с окислителем, подобным LOX может быть опасно. Намного тяжелее простых ракет.
Реактивный двигатель с предварительным охлаждением / КРУЖЕВО (комбинированный цикл с ракетой)	Впускной воздух охлаждается до очень низких температур на входе перед прохождением через ПВРД или турбореактивный двигатель. Может быть совмещен с ракетным двигателем для вывода на орбиту.	Легко тестируется на земле. Возможны высокие соотношения тяги к весу (~ 14) вместе с хорошей топливной экономичностью в широком диапазоне скоростей полета, 0–5,5 + Маха; такое сочетание эффективности может позволить осуществить запуск на орбиту, одноступенчатое или очень быстрое межконтинентальное путешествие.	Существует только на стадии лабораторного прототипирования. Примеры включают RB545, САБРА, ATREX

С электрическим приводом

Основная статья: Движитель космического корабля с электрическим приводом

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Ракета Resistojet (электрическое отопление)	Энергия передается обычно инертной жидкости, служащей реакционной массой, через Джоулевое нагревание нагревательного элемента. Также может использоваться для придания дополнительной энергии монотопливу.	Эффективен там, где электроэнергия стоит меньше, чем масса. Выше язр чем одно топливо, примерно на 40% выше.	Требует большой мощности, поэтому обычно дает низкую тягу.
Ракета Arcjet (химическое горение с помощью электрического разряда)	Идентичен Resistojet, за исключением того, что нагревательный элемент заменен электрической дугой, что устраняет физические требования к нагревательному элементу.	1600 секунд язр	Очень низкая тяга и высокая мощность, характеристики аналогичны ионный привод.
Магнитоплазменная ракета с переменным удельным импульсом	Плазма с микроволновым нагревом и магнитным горлом / соплом	Переменная язр от 1000 секунд до 10000 секунд	Аналогичное соотношение тяги к весу с ионными двигателями (хуже), тепловые проблемы, как и с ионными двигателями, очень высокие требования к мощности для значительной тяги, действительно нужны усовершенствованные ядерные реакторы, никогда не запускались, требуются низкие температуры для работы сверхпроводников
Импульсный плазменный двигатель (электродуговый нагрев; излучает плазму)	Плазма используется для разрушения твердого топлива	Высоко язр, может включаться и выключаться для контроля ориентации	Низкая энергетическая эффективность
Ионная двигательная установка	Высокое напряжение на земле и на плюсовых сторонах	Работает от батареи	Низкая тяга, требуется высокое напряжение

Термический

Предварительно нагретый

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Ракета с горячей водой	Горячая вода хранится в резервуаре при высокой температуре / давлении и превращается в пар в сопле.	Просто, достаточно безопасно	Низкая эффективность работы из-за тяжелого танка; Isp менее 200 секунд

Солнечная тепловая энергия

В солнечная тепловая ракета будет использовать солнечную энергию для прямого нагрева реакционная масса, и поэтому не требует электрического генератора, как это требуется для большинства других силовых установок на солнечной энергии. Солнечная тепловая ракета должна нести только средства улавливания солнечной энергии, такие как концентраторы и зеркала. Нагретое топливо подается через обычное сопло ракеты для создания тяги. Тяга двигателя напрямую связана с площадью поверхности солнечного коллектора и локальной интенсивностью солнечного излучения и обратно пропорциональна мощности. я_зр.

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Солнечная тепловая ракета	Топливо нагревается солнечным коллектором.	Простой дизайн. Используя водородное топливо, 900 секунд язр сравнима с ядерной тепловой ракетой, без проблем и сложности управления реакцией деления.[нужна цитата ] Способность к продуктивно использовать отходы газообразные водород - неизбежный побочный продукт длительного жидкий водород хранение в лучистое тепло среда космоса - для обоих орбитальная станция и контроль отношения.[39]	Полезно только в космосе, так как тяга довольно низкая, но традиционно считалось, что водород нелегко хранить в космосе.[39] в остальном умеренный / низкий язр если используются пропелленты с более высокой молекулярной массой.

Балочный термический

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Ракета с приводом от светового луча	Топливо нагревается световым лучом (часто лазером), направленным на транспортное средство на расстоянии, прямо или косвенно через теплообменник.	Принципиально просто, в принципе можно добиться очень высокой скорости выхлопа	~ 1 МВт мощности на кг полезной нагрузки требуется для достижения орбиты, относительно высокие ускорения, лазеры блокируются облаками, туман, отраженный лазерный свет может быть опасным, для хорошей работы в значительной степени требуется водородное монотопливо, которое требует большой емкости, некоторые конструкции являются ограничено ~ 600 секундами из-за переизлучения света, так как топливо / теплообменник нагревается добела
Ракета, работающая на СВЧ-луче	Топливо нагревается микроволновым лучом, направленным на машину с большого расстояния.	язр сопоставима с ядерной тепловой ракетой в сочетании с Т / Вт, сопоставимой с обычной ракетой. В то время как LH2 топливо предлагает самый высокий Iзр и доля полезной нагрузки ракеты, аммиак или метан экономически превосходят ракеты Земля-орбита из-за их особого сочетания высокой плотности и Iзр. ССТО работа с этими порохами возможна даже для небольших ракет, поэтому нет никаких ограничений по местоположению, траектории и ударам, добавляемым процессом ступенчатой ​​установки ракеты. Микроволны в 10-100 раз дешевле лазеров и работают в любых погодных условиях на частотах ниже 10 ГГц.	0.3-3 МВт мощности на кг полезной нагрузки требуется для выхода на орбиту в зависимости от топлива,[40] и это требует затрат на инфраструктуру для директора луча плюс соответствующие затраты на НИОКР. Концепции, работающие в диапазоне миллиметровых волн, должны иметь дело с погодными условиями и высотными местами направления луча, а также с эффективными диаметрами передатчиков, составляющими 30–300 метров, для продвижения транспортного средства на НОО. Концепции, работающие в X-диапазоне или ниже, должны иметь эффективный диаметр передатчика, измеряемый в километрах, чтобы получить достаточно тонкий луч, чтобы следовать за транспортным средством на НОО. Передатчики слишком велики, чтобы их можно было разместить на мобильных платформах, и поэтому ракеты с микроволновым двигателем должны запускаться вблизи фиксированных мест направления луча.

Ядерная тепловая

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Радиоизотопная ракета / "Пудель" (энергия радиоактивного распада)	Тепло от радиоактивного распада используется для нагрева водорода.	Около 700–800 секунд, почти нет движущихся частей	Низкое соотношение тяги и веса.
Ядерная тепловая ракета (энергия ядерного деления)	Топливо (обычно водород) пропускается через ядерный реактор для нагрева до высокой температуры.	язр может быть большим, возможно, 900 секунд или более, выше единичного отношения тяги к весу в некоторых конструкциях	Максимальная температура ограничена технологией материалов, некоторые радиоактивные частицы могут присутствовать в выхлопных газах некоторых конструкций, защита ядерного реактора тяжелая, что вряд ли будет разрешено с поверхности Земли, соотношение тяги к весу невысокое.

Ядерная

Ядерная двигательная установка включает в себя широкий спектр движение методы, которые используют некоторую форму ядерная реакция в качестве основного источника энергии. Для космических аппаратов были предложены и некоторые из них испытаны различные типы ядерных двигателей:

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Ракета-реактор с газовым сердечником (энергия ядерного деления)	Ядерная реакция с использованием газового реактора деления в тесном контакте с ракетным топливом	Очень горячее топливо, не ограниченное твердым реактором, язр между 1500 и 3000 секунд, но с очень высокой тягой	Трудности с подогревом топлива без потери расщепляющихся веществ в выхлопных газах, серьезные тепловые проблемы, особенно в области сопла / горловины, выхлопные газы по своей природе обладают высокой радиоактивностью. Варианты ядерной лампочки могут содержать делящиеся, но разрезанные язр в половине.
Осколочная ракета (энергия ядерного деления)	Продукты деления напрямую истощаются, создавая тягу.		Теоретически только на данный момент.
Деление паруса (энергия ядерного деления)	Материал паруса с одной стороны покрыт делящимся материалом.	Без движущихся частей, работает в глубоком космосе	Теоретически только на данный момент.
Ядерная ракета с морской водой (энергия ядерного деления)	Ядерные соли находятся в растворе, что вызывает реакцию на сопле.	Очень высоко язр, очень высокая тяга	Проблемы с температурой в сопле, топливо может быть нестабильным, высокорадиоактивный выхлоп. Теоретически только на данный момент.
Ядерный импульсный двигатель (взрывающиеся ядерные / термоядерные бомбы)	Формованные ядерные бомбы взрываются позади машины, а взрыв улавливается «толкающей пластиной».	Очень высоко язр, очень высокое соотношение тяги к массе, для этой технологии известны неявные стопоры	Никогда не тестировался, толкатель может скинуть фрагменты из-за шока минимальный размер ядерных бомб все еще довольно велик, дорог в малых масштабах, проблемы с ядерными соглашениями, радиоактивные осадки при использовании под магнитосферой Земли.
Катализируемая антивеществом ядерная импульсная тяга (энергия деления и / или синтеза)	Ядерно-импульсная тяга с антивеществом для небольших бомб	Возможны автомобили меньшего размера	Сдерживание антивещества, производство антивещества в макроскопических количествах в настоящее время невозможно. Теоретически только на данный момент.
Термоядерная ракета (энергия ядерного синтеза)	Fusion используется для нагрева топлива	Очень высокая скорость выхлопа	Во многом выходит за рамки современного уровня техники.
Ракета на антивеществе (энергия аннигиляции)	Аннигиляция антивещества нагревает топливо	Чрезвычайно энергичный, очень высокая теоретическая скорость выхлопа	Проблемы с производством и обращением с антивеществом; потери энергии в нейтрино, гамма излучение, мюоны; тепловые проблемы. Теоретически только на данный момент

История ракетных двигателей

Согласно писаниям римского Авл Геллий, самый ранний известный пример реактивный двигатель был в ц. 400 г. до н.э., когда Греческий Пифагорейский названный Archytas, запустил деревянную птицу по проволоке с помощью пара.^[41][42] Однако казалось, что он не был достаточно мощным, чтобы взлететь самостоятельно.

В эолипил описан в первом веке до нашей эры (часто известен как Двигатель героя ) по существу состоит из паровая ракета на несущий. Он был создан почти за два тысячелетия до Индустриальная революция но принципы, лежащие в основе этого, не были хорошо поняты, и его полный потенциал не был реализован в течение тысячелетия.

Наличие черный порошок метательные снаряды были предвестником разработки первой твердотопливной ракеты. Девятый век Китайский Даосский алхимики обнаружил черный порох в поисках эликсир жизни; это случайное открытие привело к огненные стрелы которые были первыми ракетными двигателями, оторвавшимися от земли.

Утверждается, что «реактивные силы зажигательных веществ, вероятно, не применялись к движению снарядов до 13 века». Поворотным моментом в ракетной технике стала короткая рукопись, озаглавленная Liber Ignium ad Comburendos Hostes (сокращенно Книга огней). Рукопись состоит из рецептов создания зажигательного оружия с середины восьмого до конца тринадцатого веков, две из которых - ракеты. Первый рецепт предусматривает добавление одной части колофония и серы к шести частям селитры (нитрата калия), растворенной в лавр маслом, затем вставили в полое дерево и зажгли, чтобы «внезапно улететь в любое место, куда вы пожелаете, и все сжечь». Второй рецепт сочетает в себе один фунт серы, два фунта древесного угля и шесть фунтов селитры - все это мелко измельчено на мраморной плите. Эта порошковая смесь плотно упакована в длинный и узкий футляр. Введение селитры в пиротехнические смеси связало переход от метательного Греческий огонь в самоходную ракетную технику. .^[43]

Статьи и книги по ракетной технике все чаще появлялись с пятнадцатого по семнадцатый века. В шестнадцатом веке немецкий военный инженер Конрад Хаас (1509–1576) написал рукопись, в которой познакомил с конструкцией многоступенчатых ракет.^[44]

Ракетные двигатели также использовались Типпу Султан, король Майсура. Эти ракеты могли быть разных размеров, но обычно состояли из трубы из мягкого кованого железа длиной около 8 дюймов (20 см) и 1 ¹⁄₂Диаметр –3 дюйма (3,8–7,6 см), закрытый с одного конца и привязанный к бамбуковому стержню длиной около 4 футов (120 см). Железная труба действовала как камера сгорания и содержала хорошо уплотненный черный порох. Ракета, несущая около одного фунта пороха, могла пролететь почти 1000 ярдов (910 м). Эти «ракеты», оснащенные мечами, будут преодолевать большие расстояния, несколько метров в воздухе, прежде чем упасть с лезвиями мечей, обращенными к врагу. Эти ракеты очень эффективно использовались против Британской империи.

Современная ракетная техника

Медленное развитие этой технологии продолжалось до конца XIX века, когда русские Константин Циолковский впервые написал о жидкостные ракетные двигатели. Он был первым, кто разработал Уравнение ракеты Циолковского, хотя в течение нескольких лет он широко не публиковался.

Современные двигатели, работающие на твердом и жидком топливе, стали реальностью в начале 20 века благодаря американскому физику. Роберт Годдард. Годдард был первым, кто использовал Сопло Де Лаваля на твердотопливном (пороховом) ракетном двигателе, удваивая тягу и увеличивая эффективность примерно в 25 раз. Так родился современный ракетный двигатель. Он рассчитал из своего независимо выведенного уравнения ракеты, что ракета разумного размера, использующая твердое топливо, может разместить на Луне полезный груз весом в один фунт.

Эпоха ракетных двигателей на жидком топливе

Годдард начал использовать жидкое топливо в 1921 году, а в 1926 году стал первым, кто запустил жидкостную ракету. Годдард первым применил сопло Де Лаваля, легкие топливные баки, небольшие легкие турбонасосы, управление вектором тяги, плавно регулируемый двигатель на жидком топливе, регенеративное охлаждение и охлаждение завесой.^{[9]:247–266}

В конце 1930-х годов немецкие ученые, такие как Вернер фон Браун и Хельмут Вальтер, исследовал установку жидкостных ракет на военных самолетах (Heinkel He 112, Он 111, Он 176 и Мессершмитт Me 163 ).^[45]

Турбонасос использовался немецкими учеными во время Второй мировой войны. До этого охлаждение сопла было проблематичным, и A4 В баллистических ракетах в качестве топлива использовался разбавленный спирт, который значительно снижал температуру сгорания.

Поэтапное горение (Замкнутая схема) был впервые предложен Алексей Исаев в 1949 году. Первым ступенчатым двигателем внутреннего сгорания стал С1.5400, который использовался в советской планетарной ракете, разработанной Мельниковым, бывшим помощником Исаева.^[9] Примерно в то же время (1959 г.), Николай Кузнецов начал работу над двигателем замкнутого цикла НК-9 для орбитальной МБР Королева ГР-1. Кузнецов позже развил этот дизайн в НК-15 и НК-33 двигатели для неудачных Lunar Ракета N1.

На Западе первый лабораторный двигатель с поэтапным сгоранием был построен в Германии в 1963 г. Людвиг Бёльков.

Двигатели, работающие на перекиси водорода / керосине, такие как британские Гамма 1950-х годов использовали процесс замкнутого цикла (возможно, не ступенчатое горение, но это в основном вопрос семантики) путем каталитического разложения пероксида для привода турбин. перед горение с керосином в самой камере сгорания. Это дало преимущества по эффективности ступенчатого сжигания, избегая при этом основных инженерных проблем.

Двигатели на жидком водороде были впервые успешно разработаны в Америке. RL-10 двигатель впервые взлетел в 1962 году. Водородные двигатели использовались как часть Программа Аполлон; жидкое водородное топливо дает довольно низкую массу ступени и, таким образом, снижает общий размер и стоимость транспортного средства.

Большинство двигателей на одном полете ракеты было установлено НАСА в 2016 году. Черный Брант.^[46]

Смотрите также

• Сравнение орбитальных ракетных двигателей
• Демпфирование струи, эффект выхлопной струи ракеты, которая имеет тенденцию замедлять скорость вращения транспортного средства.
• Классификация модельного ракетного двигателя буквенные двигатели
• NERVA (Ядерная энергия для ракетных двигателей), американская программа ядерных тепловых ракет
• Фотонная ракета
• Проект Прометей, НАСА разработка ядерной двигательной установки для длительного космического полета, начатая в 2003 г.

Примечания

1. RL10 сделалтем не менее, время от времени возникают сбои (некоторые из них катастрофические) в других случаях использования в качестве движка для часто используемых Кентавр и DCSS верхние ступени.
2. У J-2 было три преждевременных остановки в полете (два отказа двигателя второй ступени на Аполлон 6 и один на Аполлон-13 ) и одна неудача при перезапуске на орбите (двигатель третьей ступени Аполлона-6). Но эти сбои не привели к потере машины или прерыванию миссии (хотя отказ двигателя третьей ступени Аполлона 6 перезапустился бы вынудили прервать миссию, если бы она произошла во время пилотируемой лунной миссии).

Рекомендации

1. Герман Оберт (1970). «Пути в космос». Перевод немецкого оригинала "Wege zur Raumschiffahrt" (1920). Тунис, Тунис: Тунисское агентство по связям с общественностью.
2. Бергин, Крис (27.09.2016). "SpaceX раскрывает, что изменит правила игры на Марсе через план колонизации". NASASpaceFlight.com. Получено 2016-09-27.
3. Ричардсон, Дерек (27.09.2016). «Илон Маск демонстрирует межпланетную транспортную систему». Spaceflight Insider. Получено 2016-10-20.
4. Беллуссио, Алехандро Г. (2016-10-03). «ITS Propulsion - Развитие двигателя SpaceX Raptor». NASASpaceFlight.com. Получено 2016-10-03.
5. Декстер К. Хузель и Дэвид Х. Хуанг (1971), НАСА SP-125, Проект жидкостных ракетных двигателей Второе издание технического отчета получено с веб-сайта Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства (НАСА).
6. Брауниг, Роберт А. (2008). «Ракетное топливо». Ракетно-космические технологии.
7. Джордж П. Саттон и Оскар Библарц (2001). Элементы силовой установки ракеты (7-е изд.). Wiley Interscience. ISBN  0-471-32642-9. См. Уравнение 2-14.
8. Джордж П. Саттон и Оскар Библарц (2001). Элементы силовой установки ракеты (7-е изд.). Wiley Interscience. ISBN  0-471-32642-9. См. Уравнение 3-33.
9. Саттон, Джордж П. (2005). История жидкостных ракетных двигателей. Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики.
10. Фуст, Джефф (2015-04-07). «Blue Origin завершает работу над двигателем BE-3 по мере продолжения работы над BE-4». Космические новости. Получено 2016-10-20.
11. Уэйд, Марк. «РД-0410». Энциклопедия Astronautica. Получено 2009-09-25.
12. «« Конструкторское бюро химавтоматики »- научно-исследовательский комплекс / РД0410. Ядерный ракетный двигатель. Перспективные ракеты-носители». КБХА - Конструкторское бюро химической автоматики. Получено 2009-09-25.
13. «Самолет: Lockheed SR-71A Blackbird». Архивировано из оригинал в 2012-07-29. Получено 2010-04-16.
14. "Информационные бюллетени: Pratt & Whitney J58 Turbojet". Национальный музей ВВС США. Архивировано из оригинал на 2015-04-04. Получено 2010-04-15.
15. "Rolls-Royce SNECMA Olympus - Jane's Transport News". Архивировано из оригинал на 2010-08-06. Получено 2009-09-25. С форсажной камерой, реверсом и форсункой ... 3175 кг ... Форсажной камерой ... 169,2 кН
16. Приобретение военного реактивного двигателя, РЭНД, 2002.
17. «Научно-исследовательский комплекс« Конструкторское бюро химавтоматики »/ РД0750». КБХА - Конструкторское бюро химической автоматики. Получено 2009-09-25.
18. Уэйд, Марк. «РД-0146». Энциклопедия Astronautica. Получено 2009-09-25.
19. SSME
20. «РД-180». Получено 2009-09-25.
21. Энциклопедия Astronautica: F-1
22. Запись Astronautix NK-33
23. Мюллер, Томас (8 июня 2015 г.). «Является ли отношение тяги к массе SpaceX Merlin 1D более 150 правдоподобным?». Получено 9 июля, 2015. Merlin 1D весит 1030 фунтов, включая приводы гидравлического рулевого управления (TVC). Он составляет 162 500 фунтов тяги в вакууме. это почти 158 тяги / веса. Новый вариант с полной тягой весит столько же и составляет около 185 500 фунтов силы в вакууме.
24. Созер, Бретань. "Что такое вибрации ракеты?". Обзор технологий MIT. Получено 2018-04-27.
25. Дэвид К. Штумпф (2000). Тициан II: История ракетной программы холодной войны. Пресса Университета Арканзаса. ISBN  1-55728-601-9.
26. Г.П. Саттон и Д. Росс (1975). Элементы силовой установки ракеты: введение в конструкцию ракет (4-е изд.). Wiley Interscience. ISBN  0-471-83836-5. См. Главу 8, раздел 6 и особенно раздел 7, нестабильность повторного горения.
27. Джон У. Струтт (1896 г.). Теория звука - Том 2 (2-е изд.). Макмиллан (перепечатано Dover Publications в 1945 г.). п. 226. Согласно критерию лорда Рэлея для термоакустических процессов: «Если тепло подводится к воздуху в момент наибольшей конденсации или отбирается от него в момент наибольшего разрежения, вибрация поощряется. С другой стороны, если выделяется тепло в момент наибольшего разрежения или абстрагирования в момент наибольшего уплотнения вибрация не приветствуется ".
28. Лорд Рэлей (1878 г.) «Объяснение некоторых акустических явлений» (а именно, Трубка Рийке ) Природа, т. 18, страницы 319–321.
29. Э. К. Фернандес и М. В. Хейтор, «Неустойчивое пламя и критерий Рэлея» в Ф. Кулик; М. В. Хайтор; Дж. Х. Уайтлоу, ред. (1996). Неустойчивое горение (1-е изд.). Kluwer Academic Publishers. п. 4. ISBN  0-7923-3888-X.
30. «Система шумоподавления». НАСА.
31. R.C. Поттер и М.Дж. Крокер (1966). NASA CR-566, Методы акустического прогнозирования для ракетных двигателей, включая влияние кластерных двигателей и отклоненного потока С веб-сайта Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства Лэнгли (NASA Langley)
32. "Главный двигатель космического корабля" (PDF). Пратт и Уитни Рокетдайн. 2005. Архивировано с оригинал (PDF) 8 февраля 2012 г.. Получено 23 ноября, 2011.
33. Уэйн Хейл & разное (17 января 2012 г.). "Запрос, связанный с SSME". NASASpaceflight.com. Получено 17 января, 2012.
34. Переписка групп новостей, 1998–99
35. Комплексные расчеты химического равновесия и характеристик ракет, Cpropep-Web
36. Инструмент для анализа движения ракет, РПА
37. Компьютерная программа НАСА «Химическое равновесие с приложениями», CEA
38. Свитак, Эми (26 ноября 2012). "Falcon 9 RUD?". Авиационная неделя. Архивировано из оригинал на 2014-03-21. Получено 2014-03-21.
39. Зеглер, Франк; Бернард Куттер (02.09.2010). «Переход к архитектуре космического транспорта на базе депо» (PDF). Конференция и выставка AIAA SPACE 2010. AIAA. Архивировано из оригинал (PDF) на 2011-07-17. Получено 2011-01-25. См. Страницу 3.
40. Паркин, Кевин. "Микроволновые тепловые ракеты". Получено 8 декабря 2016.
41. Леофранк Холфорд-Стревенс (2005). Авл Геллий: писатель-антонин и его достижения (Пересмотренное издание в мягкой обложке). Издательство Оксфордского университета. ISBN  0-19-928980-8.
42. Чисхолм, Хью, изд. (1911). "Архитас". Британская энциклопедия. 2 (11-е изд.). Издательство Кембриджского университета. п. 446.
43. Фон Браун, Вернер; Ордуэй III, Фредерик I. (1976). Красные блики ракет. Гарден-Сити, Нью-Йорк: Anchor Press / Doubleday. п.5. ISBN  9780385078474.
44. Фон Браун, Вернер; Ордуэй III, Фредерик I. (1976). Красные блики ракет. Гарден-Сити, Нью-Йорк: Anchor Press / Doubleday. п.11. ISBN  9780385078474.
45. Лутц Варзиц (2009). Первый пилот реактивного самолета - История немецкого летчика-испытателя Эриха Варсица. Pen and Sword Ltd. ISBN  978-1-84415-818-8. Включает эксперименты фон Брауна и Хельмута Вальтера с ракетными самолетами. Английское издание.
46. «НАСА и ВМС установили мировой рекорд по количеству двигателей за один полет».

внешняя ссылка

• Расчет на расчетный ресурс ракетных двигателей
• Анализ характеристик ракетного двигателя с помощью плюм-спектрометрии
• Техническая статья "Тяговая камера ракетного двигателя"
• Калькулятор полезной тяги ракетного двигателя
• Инструмент проектирования для термодинамического анализа жидкостных ракетных двигателей
• Ракетно-космические технологии - Ракетный двигатель
• Официальный сайт летчика-испытателя Эриха Варситца (первого в мире пилота реактивного самолета), на котором размещены видеоролики Heinkel He 112, оснащенного ракетными двигателями фон Брауна и Хельмута Вальтера (а также He 111 с установками ATO)