Qu'est-ce (qui) est Твердотопливный ракетный двигатель - définition

пороховой ракетный двигатель, ракетный двигатель твёрдого топлива, Реактивный двигатель, работающий на твёрдом ракетном топливе (Порохах). В РДТТ всё топливо в виде заряда помещается в камеру сгорания (См. Камера сгорания); двигатель обычно работает непрерывно до полного выгорания топлива.

РДТТ были первыми ракетными двигателями, нашедшими практическое применение. Ракеты с РДТТ (пороховые ракеты) известны уже около 1000 лет; они использовались как сигнальные, фейерверочные, боевые. Описания "огненных стрел" - прототипов пороховых ракет - содержатся в китайских и индийских рукописях 10 в. Это оружие представляло собой обычные стрелы, к которым прикреплялись бамбуковые трубки, заполненные порохом. В 1-й половине 17 в. в "Уставе" Онисима Михайлова описываются первые русские ракеты - артиллерийские ядра с каналом, в котором помещался пороховой заряд. В 1799 индийцы применяли боевые ракеты против английских колонизаторов, а в 1807 англичане использовали подобные ракеты в войне с Данией (при осаде Копенгагена). Первоначально топливом для РДТТ служил Дымный порох. В конце 19 в. был разработан Бездымный порох, превосходивший дымный по устойчивости горения и работоспособности. В дальнейшем были получены новые высокоэффективные виды твёрдых топлив, что позволило конструировать боевые ракеты с РДТТ самой различной дальности, вплоть до межконтинентальных баллистических ракет.

РДТТ применяются (1976) главным образом в реактивной артиллерии (См. Реактивная артиллерия), а также в космонавтике в качестве тормозных двигателей космических летательных аппаратов и двигателей первых ступеней ракет-носителей.

РДТТ состоит из корпуса (камеры сгорания), в котором размещен весь запас топлива, и реактивного сопла. Корпус РДТТ обычно стальной, но иногда выполняется из стеклопластика. Околокритическая (наиболее теплонапряжённая) часть сопла РДТТ делается из графита, тугоплавких металлов и их сплавов, закритическая - из стали, пластических масс, графита.

Твёрдое ракетное топливо обычно заливается в корпус РДТТ в полувязком текучем состоянии; после отверждения топливо плотно примыкает к стенкам, защищая их от горячих газов. Иногда (в РДТТ неуправляемых ракет) топливо закладывается в камеру в виде спрессованных из порошка зёрен и шашек. Для зажигания топлива служит воспламенительное устройство, которое может входить непосредственно в конструкцию РДТТ или быть автономным (например, специальный пусковой двигатель). В простейшем случае воспламенительное устройство представляет собой навеску дымного пороха в оболочке из материи или металла. Навеска поджигается с помощью электрозапала или пиросвечи с пиропатроном.

Регулирование тяги РДТТ может производиться изменением (увеличением или уменьшением) поверхности горения заряда или площади критического сечения сопла; впрыскиванием жидкости, например воды, в камеру РДТТ. Направление тяги РДТТ меняется с помощью газовых рулей; отклоняющейся цилиндрической насадки (дефлектора); вспомогательных управляющих двигателей; качающихся сопел основных двигателей и т. д. Для обеспечения заданной скорости ракеты в конце активного участка (См. Активный участок) траектории применяется "отсечка" РДТТ (гашение заряда путём быстрого снижения давления в камере двигателя, отклонение реактивной струи и др. способы).

Диапазон тяг РДТТ-от сотых долей к для микроракетных двигателей (См. Микроракетный двигатель) до 10-15 Мн для мощных двигателей, устанавливаемых на ракетах-носителях (тяга экспериментального РДТТ, разработанного в США, составляет около 16 Мн). Для лучших РДТТ (1975) удельный импульс достигает 2,5-3 (кн․сек)/кг.

РДТТ характеризуются высокой надёжностью (99,96-99,99\%); возможностью длительного хранения, то есть постоянной готовностью к запуску; значительной тягой за счёт очень короткого времени горения; безопасностью в обращении из-за отсутствия токсичных материалов; большой плотностью топлива (1,5- 2 г/см³). Недостатки РДТТ: большая масса конструкции из-за высоких давлений в камере сгорания; чувствительность большинства видов топлива к удару и изменениям температуры; неудобство транспортировки снаряженных РДТТ; малое время работы; трудности, связанные с регулированием вектора тяги; малый удельный импульс по сравнению с жидкостными ракетными двигателями.

Лит.: Сокольский В. Н., Ракеты на твердом топливе в России, М., 1963; Рожков В. В,, Двигатели ракет на твердом топливе, М., 1971; Виницкий А. М., Ракетные двигатели на твердом топливе, М., 1973.

Г. А. Назаров.

ракетный двигатель, в котором тяга создаётся за счёт энергии, выделяющейся при радиоактивном распаде или ядерной реакции. Соответственно типу происходящей в ЯРД ядерной реакции выделяют Радиоизотопный ракетный двигатель, Термоядерный ракетный двигатель и собственно ЯРД (используется энергия деления ядер). ЯРД состоит из реактора, реактивного сопла, турбонасосного агрегата (ТНА) для подачи рабочего тела в реактор из бака двигательной установки (где оно хранится в жидком состоянии), управляющих агрегатов и других элементов. В ядерном реакторе (См. Ядерный реактор) рабочее тело превращается в высокотемпературный газ, при истечении которого создаётся тяга. Газ для привода ТНА можно получить нагревом основного рабочего тела в реакторе. Сопло ТНА и многие другие агрегаты ЯРД аналогичны соответствующим элементам жидкостных ракетных двигателей (См. Жидкостный ракетный двигатель) (ЖРД). Принципиальное отличие ЯРД от ЖРД - в наличии ядерного реактора вместо камеры сгорания (разложения). Достоинство ЯРД - в их высоком удельном импульсе благодаря большой скорости истечения рабочего тела, достигающей 50 км/сек и более. По удельному импульсу ЯРД значительно превосходят химические ракетные двигатели (См. Химический ракетный двигатель), у которых скорость истечения рабочего тела не превышает 4,5 км/сек. В стадии технической разработки (1977) экспериментальный американский ЯРД "Нерва-I" ("Nerva-1"); при массе 11 т развивает тягу свыше 300 кн при удельном импульсе 8,1 км/сек. К 1978 созданы экспериментальные образцы радиоизотопных ЯРД с тягой до нескольких н. Использование всех типов ЯРД предусматривается только в космосе.

Лит.: Бассард Р. В., Де-Лауэр Р. Д., Ракета с атомным двигателем, пер. с англ., М., 1960; их же. Ядерные двигатели для самолётов и ракет, пер. с англ., М., 1967.