Алексей Иванович Морозов , Александр Павлович Шубин - Космические электрореактивные двигатели

ско­
ростей для некоторых вариантов космических полетов
приведены в табл. 2.
Из формулы Циолковского следует, что резкое
уменьшение конечной массы по сравнению с начальной
происходит при v > и (см. табл. 2). Следовательно,
важнейшим условием создания относительно легких (и
соответственно дешевых) космических систем является
увеличение скорости истечения и. Вся история создания
современных реактивных двигателей — это прежде все­
го борьба за всемерное повышение эффективной скоро­
сти истечения реактивной струи.
Возможности термохимических двигателей. На на­
чальном этапе развития космической техники единст­
венно возможными и актуальными были термохимиче­
ские ракетные двигатели, жидкостные или твердотоп­
ливные, поскольку только они при относительно малом
6

Таблица 2
Типичные характеристические скорости и отношения конечной массы
ракеты к ее начальной массе для различных космических полетов

Назначение полета

Характеристи­
ческая ско­ ----- (и = 3 км/с)
Цо
рость, км/с

Выведение КА на круговую
орбиту вокруг Земли, высо­
той h = 200 км

* 9,5

Перевод КА с орбиты h =
200 км на геостационарную
орбиту Л = 36 000 км

4

0,26

Полет к Луне с захватом на
орбиту высотой hn= 200 км
с орбиты Земли h3= 200 км

4

0,26

Полет к Марсу с захватом на
орбиту высотой Л м = 200 км
с орбиты Земли ft3 = 200 км

5,7

0,15

* 0,04

Полет с орбиты Земли высо­
той h3 = 200 км к планетам
юпитерианской группы:
а) к Юпитеру с захватом на
орбиту высотой ft ю 14 000 км

24
б) к Плутону без захвата на
орбиту вокруг него

8,5

3.io-»
6 • 10-2

весе могли развивать тягу, необходимую для вывода КА
на орбиту. В соплах этих двигателей происходит разгон
продуктов сгорания высококалорийных смесей. Сущест­
вует простая формула для подсчета максимально дости­
жимой скорости истечения струи для данного случая:
«тах=уЛ 2х&77(%—1)Л1.
Здесь Т — температура в камере сгорания, Л! —
средняя масса молекул — продуктов реакции, % — так
называемый показатель адиабаты *, k — постоянная
Больцмана (1,38- 10~23 Дж/град). Значение скорости ис­
течения струи, рассчитанное по этой формуле, соответ­
ствует к.п.д. двигателя, равному 100%.
1 Для одноатомных газов X = 5/3, для двухатомных — 7/5.

7

Как видно, скорость истечения струи прежде всего
определяется начальной температурой Т и средней мас­
сой молекул Л/. Физически это совершенно понятно,
поскольку в сопле за счет столкновений молекул друг с
другом их хаотическая (тепловая) энергия переходит в
кинетическую энергию направленного движения. При
этом одной и той же кинетической энергии соответствует
тем большая скорость, чем меньше масса молекул. Та­
ким образом, выбирая топливо для термохимического
двигателя, необходимо, с одной стороны, брать более
калорийные смеси, а с другой — такие, продукты
реакции
которых обладают малым молекулярным
весом.
В табл. 3 приведены некоторые наиболее эффектив­
ные комбинации «окислитель—горючее», соответствую­
щие им максимальные скорости истечения продуктов ре­
акции и достигаемые температуры.
Таблица 3
Предельные скорости истечения и температуры в камере сгорания
при использовании двухкомпонентного топлива

Окислитель — горючее
Кислород — бензин
Кислород — водород

“ли, км/с

Т, °К

4,5
5,2

4600
4200

Ни одно вещество при указанных в этой таблице
температурах просто не существует в твердом состоя­
нии (самый тугоплавкий элемент вольфрам плавится
при 3670°К), так что возникает труднейшая проблема
охлаждения двигателя. В результате этого и по некото­
рым другим причинам практически достигаемая ско­
рость оказывается заметно ниже своего теоретического
предела, указанного в таблице (сравните данные
табл. 1 и 3). Сопоставляя величины достигаемой скоро­
сти истечения с приведенными выше значениями харак­
теристических скоростей, мы видим, насколько, в об­
щем, малы отношения u/v, а следовательно, насколько
мала доля полезной нагрузки.
Итак, химической энергии, выделяющейся при сгора­
нии ракетного топлива, не хватает, чтобы сообщить про­
дуктам сгорания скорость истечения, соизмеримую с ти8

личными
характеристическими
скоростями
(10—
50 км/с). Поэтому и создаются гигантские ракеты, у ко­
торых полезная нагрузка составляет всего --">