Жрд ракеты. Термохимические ракетные двигатели

Среди технических достижений человечества ракетные двигатели занимают особенно место. Устройства, созданные умом человека и его руками, являются не только вершиной научно-технического прогресса. Благодаря этим сложнейшим машинам – человечество сумело вырваться из объятий нашей планеты и выйти на просторы космоса.

Это сегодня в распоряжении человека самые мощнейшие ракетные двигатели в мире, способные развивать тягу в сотни тонна сил. Начиналась ракетная гонка тысячи лет назад, когда в древнем Китае умельцы сумели создать первые пороховые заряды для фейерверка. Пройдет огромный промежуток времени прежде чем будет создан первый двигатель на реактивной тяге в прямом смысле этого слова.

Отбросив в сторону порох и получив реактивную тягу на жидком топливе, человек перешел к строительству реактивных самолетов и получил возможность создавать более мощные образцы ракетной техники.

Первые шаги человека в мир ракетных технологий

Человечество уже достаточно долго знакомо с реактивным движением. Еще древние греки пытались использовать механические устройства, приводимые в движение сжатым воздухом. Позже уже стали появляться устройства и механизмы, совершающие полет за счет сгорания порохового заряда. Созданные в Китае, а затем появившиеся в Западной Европе первые примитивные ракеты были далеки от совершенства. Однако уже в те далекие годы стала обретать первые очертания теория ракетного двигателя. Изобретатели и ученые пытались найти объяснение процессам, которые возникали при горении пороха, обеспечивая стремительный полет физического, материального тела. Реактивное движение все больше и больше интересовало человека, открывая новые горизонты в развитии техники.

История с изобретением пороха дала новый импульс в развитии ракетной техники. Первые представления о том, что такое тяга реактивного двигателя, формировались в процессе длительных опытов и экспериментов. Работы и изыскания велись с использованием дымного пороха. Оказалось, что процесс горения пороха вызывает большое количество газов, которые обладают огромным рабочим потенциалом. Огнестрельное оружие натолкнуло ученых на идею использовать энергию пороховых газов с большей эффективностью.

Использовать другое топливо для создания реактивного движения не представлялось возможным в силу несовершенства технической базы. Именно пороховой ракетный двигатель стал первым твердотопливным устройством, прообразом современных ракетных двигателей, стоящих на службе человека.

Вплоть до начала XX века ракетная техника пребывала в первобытном состоянии, основываясь на самых примитивных представлениях о реактивном движении. Только в конце XIX века предпринимаются первые попытки объяснить с научной точки зрения процессы, способствующие возникновению реактивного движения. Оказалось, что с увеличением заряда увеличивалась сила тяги, которая являлась основным фактором работающего двигателя. Это соотношение объясняло, как работает ракетный двигатель и в каком направлении следует идти, чтобы добиться большей эффективности запущенного устройства.

Первенство в этой области принадлежит российским ученым. Николай Тихомиров уже в 1894 году пытался математически объяснить теорию реактивного движения и создать математическую модель ракетного (реактивного) двигателя. Огромный вклад в развитие ракетной техники внес выдающийся ученый XX столетия Константин Циолковский. Результатом его трудов стали основы теории ракетных двигателей, которыми в дальнейшем пользовался любой конструктор ракетных двигателей. Все последующие разработки, создание ракетной техники шли с использование теоретической части, созданной российскими учеными.

Циолковский, поглощенный теорией космических полетов, впервые озвучил идею использовать вместо твердых видов топлива жидкие компоненты — водород и кислород. С его подачи появился жидкостный реактивный двигатель, который сегодня является самым эффективным и работоспособным типом двигателя. Все последующие разработки основных моделей ракетных двигателей, которые использовались при запуске ракет, в основной своей массе работали на жидком топливе, где окислителем мог быть кислород, использовались другие химические элементы.

Типы ракетных двигателей: конструкция, схема и устройство

Глядя на схему ракетного двигателя и на промышленные готовые изделия, трудно назвать это вершиной технического гения. Даже такое совершенное устройство, каким является российский ракетный двигатель Рд-180, на первый взгляд выглядит достаточно прозаично. Однако главное в этом устройстве — используемая технология и параметры, которыми обладает это чудо техники. Суть ракетного двигателя – обычный реактивный двигатель, в котором за счет сгорания топлива создается рабочее тело, обеспечивающее необходимое тяговое усилие. Единственное отличие заключается в виде топлива и в условиях, при которых происходит сгорание топлива и образование рабочего тела. Для того чтобы двигатель мог развить максимальную тягу в первые секунды своей работы, требуется много топлива.

В реактивных двигателях сгорание компонентов топлива осуществляется при участии атмосферного воздуха. Прямоточный реактивный двигатель сегодня является основной рабочей лошадкой, где авиационный керосин в камере сгорания сгорает вместе с кислородом, образуя на выходе мощный реактивный поток газов. Ракетный двигатель – это полностью автономная система, где реактивная тяга создается при сгорании твердого или жидкого топлива без участия атмосферного кислорода. К примеру, жидкостный ракетный двигатель работает на топливе, где окислителем является один из химических элементов, подаваемый в камеру сгорания. Твердотопливные ракеты работают на твердых видах топлива, которые находятся в одной емкости. При их сгорании выделяется огромное количество энергии, которая под высоким давлением из камеры сгорания выходит наружу.

Перед началом работы, масса топлива составляет 90% массы ракетного двигателя. По мере расхода топлива его изначальный вес уменьшается. Соответственно растет тяга ракетного двигателя, обеспечивающая выполнение полезной работы по переносу груза.

Процессы горения, происходящие внутри камеры сгорания ракетного двигателя без участия воздуха, делают использование ракетных двигателей идеальными устройствами для полетов на большие высоты и в космическое пространство. Среди всех ракетных двигателей, с которыми работает современная ракетная техника, следует выделить следующие типы:

• твердотопливные ракетные двигатели (ТРД);
• жидкостные (ЖРД);
• химические ракетные двигатели (ХРД);
• ионный ракетный двигатель;
• электрический ракетный двигатель;
• гибридный ракетный двигатель (ГРД).

К отдельному типу относятся детонационный ракетный двигатель (импульсный), который в основном устанавливается на космических аппаратах, путешествующих в космическом пространстве.

В зависимости от эксплуатации и технических возможностей устройства делятся на стартовые ракетные двигатели и рулевые. К первому типу относятся самые мощные ракетные двигатели, обладающие огромной тягой и способные преодолеть силу земного притяжения. Самые известные представители этого типа — советский двигатель, жидкостный РД-170/171, развивающий тягу во время старта ракеты в 700 тс. Создаваемое в камере сгорания давление имеет колоссальные значения 250 кгс/см2. Этот тип двигателя создавался для ракеты-носителя «Энергия». В качестве топлива для работы установки используется смесь керосина и кислорода.

Советская техника оказалась мощнее знаменитого американского устройства F-1, обеспечивающего полет ракет американской лунной программы «Аполлон».

Стартовые ракетные двигатели или маршевые могут использоваться в качестве двигательной установки для первой и второй ступени. Именно они обеспечивают заданную скорость и стабильный полет ракеты по заданной траектории и могут быть представлены всеми типами ракетных двигателей, которые существуют на сегодняшний день. Последний тип — рулевые двигатели — применяется для осуществления маневра ракетной техники как во время маршевого полета в слоях атмосферы, так и во время корректировки космических аппаратов в космосе.

На сегодняшний день только несколько государств обладают техническими возможностями для изготовления маршевых ракетных двигателей большой мощности, способных вывести в космос большие объемы груза. Такие устройства выпускаются в России, в США, в Украине и в странах Европейского Союза. Российский ракетный двигатель РД -180, украинские двигатели ЖРД 120 и ЖРД 170 являются сегодня основными двигательными установками для ракетной техники, используемой для освоения космических программ. Ракетными двигателями России сегодня оснащаются американские ракеты-носители «Сатурн» и «Антарес».

Наиболее распространенными двигателями, с которыми сегодня работает современная техника, являются твердотопливные и жидкостные ракетные двигатели. Первый тип является наиболее простым в эксплуатации. Второй тип — жидкостные ракетные двигатели представляют собой мощные и сложные устройства закрытого цикла, в которых основным компонентами топлива являются химические элементы. К этим двум типам двигательных установок относятся химические РД, которые отличаются только агрегатным состоянием топливных компонентов. Однако эксплуатация этого типа техники происходит в экстремальных условиях, с соблюдением высоких мер безопасности. Основным топливом для этого типа двигателей является водород и углерод, которые взаимодействуют с кислородом, выполняющим функцию окислителя.

Для химических реактивных двигателей в качестве компонентов топлива используются керосин, спирт и другие легкогорючие вещества. Окислителем такой смеси служат фтор, хлор или кислород. Топливная масса для работы химических двигателей является очень токсичной и опасной для человека.

В отличие от своих твердотопливных собратьев, рабочий цикл которых слишком быстр и неконтролируем, двигатели на жидком топливе позволяют регулировать свою работу. Окислитель находится в отдельной емкости и подается в камеру сгорания в ограниченном количестве, где вместе с другими компонентами образуется рабочее тело, выходя через сопло, создавая тягу. Такая особенность двигательных установок позволяет не только регулировать тягу двигателя, но и соответственно следить за скоростью полета ракеты. Лучший ракетный двигатель, который сегодня используется для старта космических ракет — российский РД -180. Это устройство обладает высокими техническими характеристиками и экономично, делая эго эксплуатацию рентабельной.

Оба типа двигателей имеют свои преимущества и недостатки, которые нивелируются сферой их использования и техническими задачами, стоящими перед создателями ракетной техники. Последней из когорты химических двигателей является криогенный метановый ракетный двигатель SpaceX Raptor, создаваемый для ракеты, способной совершать межпланетные перелеты.

Современные типы ракетных двигателей

Главной рабочей характеристикой ракетных двигателей является удельный импульс. Эта величина определяется соотношением создаваемой тяги к количеству топлива, расходуемого за единицу времени. Именно по этому параметру сегодня определяется эффективность ракетной техники, ее экономическая целесообразность. Современные технологии направлены на достижение высоких значений этого параметра, чтобы получить высокий показатель удельного импульса. Может быть, чтобы добиться быстрого и бесконечного движения космического аппарата придется использовать другие виды топлива.

Химические ракетные двигатели как твердотопливные, так и жидкостные, достигли пика своего развития. Несмотря на то, что эти типы двигателей являются основными для баллистических и космических ракет, их последующее усовершенствование проблематично. Сегодня ведутся работы, чтобы использовать другие источники энергии.

Среди приоритетных направлений можно выделить два:

• ядерные ракетные двигатели (ионные);
• электрические ракетные двигатели (импульсные).

Оба типа выглядят приоритетными в сфере строительства космических кораблей. Несмотря на недостатки, которыми обладают сегодня первые опытные образцы этих двигательных установок, запускать в космос их будет значительно дешевле и эффективнее.

В отличие от химических двигателей, на которых человечество въехало в космическую эру, ядерные двигатели дают необходимый импульс не за счет сгорания жидкого или твердого топлива. В качестве рабочего тела выступают разогретые до газообразного состояния водород или аммиак. Разогреваемые за счет контакта с ядерным топливом газы под высоким давлением покидают камеру сгорания. Удельный импульс у этих типов двигателей достаточно высок. Такие установки еще называют ядерными и изотопными. Их мощность оценивается достаточно высоко. Работа ЯРД со старта на Земле считается невозможной ввиду высокой опасности радиоактивного заражения местности и обслуживающего персонала стартового комплекса. Такие двигатели можно будет использовать только во время маршевого полета в просторах космоса.

Считается, что потенциал ЯРД достаточно высокий, однако отсутствие эффективных способов контроля термоядерной реакции делает их использование в нынешних условиях довольно проблематичным и опасным.

Следующий тип — электрические двигатели ЭРД — являются экспериментальными от начала и до конца. Рассматривается сразу четыре типа этой двигательной установки: электромагнитный, электростатический, электротермический и импульсный. Наибольший интерес из этой группы представляет электростатические устройства, которые еще принято называть ионными или коллоидными. В этой установке рабочее тело(как правило, это инертный газ) нагревается электрически полем до состояния плазмы. Ионные ракетные двигатели среди всех остальных обладают самым высоким показателем удельного импульса, однако еще рано говорить о практической реализации проекта.

Несмотря на высокие показатели импульса, данная разработка имеет существенные недостатки. Двигатель требует для работы постоянные источники электроэнергии, способные обеспечить бесперебойную подачу электричества в больших объемах. Соответственно, у такого двигателя не может быть большой тяга, что сводит усилия конструкторов по созданию эффективных и экономичных космических аппаратов к слабым результатам.

Ракетный двигатель, которым сегодня располагает человечество, обеспечил выход человека в космос, дал возможность вести исследования космического пространства на больших расстояниях. Однако технические пределы, которых достигли используемые устройства, создают предпосылки для активизации работ в других направлениях. Возможно, в обозримом будущем космос будут бороздить корабли с ядерными силовыми установками, или мы окунемся в мир плазменных ракетных двигателей, совершающих полеты со скоростью, близкой к скорости света.

Двигателистами КБ «Южное» была выполнена ответственная и сложная задача – разработка двигательного блока 11Д410 для лунного корабля.

Блок двигателей 11Д410 состоял из основного двигателя РД858 и резервного РД859 и решал следующие задачи: осуществление мягкой посадки на поверхность Луны, взлет с поверхности Луны и выведение лунного корабля на эллиптическую орбиту искусственного спутника Луны.

Так как предусматривался полет лунного корабля с экипажем на борту, то к надежности двигателей предъявлялись самые высокие требования. Надежность необходимо было подтвердить большим числом испытаний с имитацией натурных условий работы. Для обеспечения мягкой посадки на Луну и взлета с ее поверхности двигатель РД858 имеет два режима тяги: основной и режим глубокого дросселирования (РГД) и обеспечивает два включения. На основном режиме диапазон регулирования тяги составляет ±9,8%, на РГД – ±35%. Такое глубокое дросселирование требовало применения особых конструктивных мер для обеспечения устойчивости работы камеры двигателя при надежном охлаждении.

Резервный двигатель РД859 – однорежимный с регулированием тяги в диапазоне ±9,8%.

Высочайшие требования предъявлялись к надежности турбонасосных агрегатов двигателей: в частности к торцовым уплотнениям, разделяющим полости насоса окислителя и турбины. Потребовался значительный объем экспериментальных работ, в результате которых была подобрана наиболее надежная и работоспособная пара трения. Конструкция оказалась удачной – ТНА имели ресурс, оценивающийся тысячами секунд.

Для обеспечения надежного охлаждения корпус камеры в зоне высоких тепловых потоков имеет спиральные фрезерованные канавки переменного оптимального сечения на сложнопрофильных деталях.

Количество включений на одном двигателе достигало двенадцати вместо двух в полете. Резервный двигатель является уникальным по возможности запуска после трехсекундного перерыва между выключением и повторным запуском. Процессы выключения двигателя, опорожнения трактов камеры и повторного запуска после трехсекундной паузы тщательно исследовались для подтверждения сходимости характеристик. Параметры повторного запуска при испытаниях были идентичны первому. Ни один из существующих двигателей с турбонасосной системой подачи не обеспечивал такую возможность. Для двигателей с турбонасосной системой подачи, обеспечивающих широкий диапазон регулирования тяги, эти ЖРД имеют весьма высокие величины удельного импульса. Масса и габариты блока двигателей свидетельствуют о высокой степени совершенства конструкции, даже с учетом того, что в ее состав входили системы контроля работы двигателей и регулирования тяги. Общая масса двигателей составляет 110 кг при суммарной тяге 4100 кгс. Для сравнения: масса двигателя верхней ступени РН Ариан-5 при тяге 2700 кгс превышает 100 кг.

Очень большим был объем отработки: 181 двигатель РД858 при суммарной наработке 253281 с и 181 двигатель РД859 при суммарной наработке 209463 с. Испытано 11 блоков двигателей 11Д410 с имитацией аварийных ситуаций.

В целом блок ЖРД лунного посадочного модуля является одним из самых надежных среди своего класса двигателей. Три блока двигателей прошли успешные испытания на орбите вокруг Земли в составе специальных космических аппаратов Т-2К, запущенных ракетой-носителем Р-7.

Маршевые двигатели

История жидкостных ракетных двигателей

Первым опытом самостоятельного создания в КБ «Южное» жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) стали начатые в 1958 г. работы по разработке рулевых двигателей для первой и второй ступеней МБР 8К64. Основной особенностью данной ракеты стало применение впервые в паре с окислителем АК-27 нового горючего – несимметричного диметилгидразина (НДМГ), которое стало основным для нескольких поколений ЖРД.

Успех, достигнутый в создании первых рулевых ЖРД, позволил начать в 1960 г. разработку нового более сложного и многофункционального двигателя РД853 для второй ступени ракеты 8К66.

В 1961 г. были начаты работы по созданию рулевых двигателей для первой и второй ступеней ракеты 8К67, работающих на новой паре компонентов топлива – тетраоксид диазота (АТ) и НДМГ.

В 1962 г. началось проектирование и отработка ЖРД РД854 на топливе АТ+НДМГ без дожигания генераторного газа для тормозной двигательной установки орбитальной головной части МБР 8К69. При проектировании двигателя впервые в практике отечественного двигателестроения было разработано и освоено в производстве трубчатое сопло камеры двигателя.

В 1964 г. были начаты работы по созданию маршевого двигателя РД857 второй ступени комбинированной ракеты 8К99, для которого впервые была разработана схема с дожиганием восстановительного генераторного газа в камере сгорания. На этом двигателе также впервые управление вектором тяги осуществлено с помощью вдува генераторного газа в сверхзвуковую часть сопла.

КБ «Южное» приняло участие и в советской лунной программе, в рамках которой в 1965 г. началась разработка ракетного блока (блока Е) лунного корабля комплекса 11А52. Созданный в КБ «Южное» блок двигателей лунного корабля состоял из основного двигателя РД858 и резервного РД859 и решал следующие задачи: осуществление мягкой посадки на поверхность Луны, взлет с поверхности Луны и выведение лунного корабля на эллиптическую орбиту искусственного спутника Луны. В целом блок ЖРД лунного посадочного модуля являлся одним из самых надежных среди своего класса двигателей. Три блока двигателей прошли успешные испытания на орбите вокруг Земли в составе специальных космических аппаратов Т-2К, запущенных с помощью РН «Союз».

Проектирование двигателя РД861 для третьей ступени РН «Циклон-3» было начато в 1966 г. Этот двигатель обладает весьма высокими энергомассовыми характеристиками.

В 1976 г., в ходе создания МБР 15А18, начались работы по разработке четырехкамерного двигателя РД864, работающего на АТ и НДМГ по схеме без дожигания генераторного газа. Двигатель обеспечил работу на двух режимах: основном и дросселированном с многократным (до 25 раз) переключением с одного режима на другой. Для этого двигателя были впервые разработаны и применены агрегаты регулирования на встречных струях высокого давления, отличающиеся высокой точностью и быстродействием.

Модификацией этого двигателя стал двигатель РД869 для МБР 15А18М, обладающий еще более высокими характеристиками.

Новым этапом для КБ «Южное» явилась разработка РН «Зенит-2», которая началась в 1977 г. Особенностью данной РН является использование на ней криогенных компонентов топлива: керосина и жидкого кислорода, при этом впервые в практике двигателестроения рулевой двигатель на указанных компонентах топлива было решено проектировать по схеме с дожиганием генераторного газа. Благодаря накопленному опыту конструирования ЖРД, внедрению передовых технических решений в ходе проектирования двигателя РД-8 удалось получить высокие энергомассовые характеристики, обеспечить высокую надежность и длительный ресурс работы.

Рулевые двигатели

Жидкостный ракетный двигатель – это двигатель, топливом для которого служат сжиженные газы и химические жидкости. В зависимости от количества компонентов ЖРД делятся на одно-, двух- и трехкомпонентные.

Краткая история развития

Впервые использование сжиженного водорода и кислорода как топлива для ракет предложил К.Э. Циолковский в 1903 году. Первый прототип ЖРД создал американец Роберт Говард в 1926 году. Впоследствии подобные разработки проводились в СССР, США, Германии. Самых больших успехов добились немецкие ученые: Тиль, Вальтер, фон Браун. Во время Второй мировой войны они создали целую линейку ЖРД для военных целей. Есть мнение, что создай Рейх «Фау-2» раньше, они бы выиграли войну. Впоследствии холодная война и гонка вооружений стали катализатором для ускорения разработок ЖРД с целью применения их в космической программе. При помощи РД-108 были выведены на орбиту первые искусственные спутники Земли.

Сегодня ЖРД используется в космических программах и тяжелом ракетном вооружении.

Сфера применения

Как уже было сказано выше, ЖРД используется в основном как двигатель космических аппаратов и ракет-носителей. Основными преимуществами ЖРД есть:

• наивысший удельный импульс в классе;
• возможность выполнения полной остановки и повторного запуска в паре с управляемостью по тяге дает повышенную маневренность;
• значительно меньший вес топливного отсека в сравнении со твердотопливными двигателями.

Среди недостатков ЖРД:

• более сложное устройство и дороговизна;
• повышенные требования к безопасной транспортировке;
• в состоянии невесомости необходимо задействовать дополнительные двигатели для осаждения топлива.

Однако основным недостатком ЖРД является предел энергетических возможностей топлива, что ограничивает космическое освоение с их помощью до расстояния Венеры и Марса.

Устройство и принцип действия

Принцип действия ЖРД один, но он достигается при помощи разных схем устройств. Горючее и окислитель при помощи насосов поступают из разных баков на форсуночную головку, нагнетаются в камеру сгорания и смешиваются. После возгорания под давлением внутренняя энергия топлива превращается в кинетическую и через сопло вытекает, создавая реактивную тягу.

Топливная система состоит из топливных баков, трубопроводов и насосов с турбиной для нагнетания топлива из бака в трубопровод и клапана-регулятора.

Насосная подача топлива создает высокое давление в камере и, как следствие, большее расширение рабочего тела, за счет которого достигается максимальное значение удельного импульса.

Форсуночная головка – блок форсунок для осуществления впрыска топливных компонентов в камеру сгорания. Основное требование к форсунке – качественное смешивание и скорость подачи топлива в камеру сгорания.

Система охлаждения

Хотя доля теплоотдачи конструкции в процессе сгорания незначительна, проблема охлаждения актуальна ввиду высокой температуры горения (>3000 К) и грозит термическим разрушением двигателя. Выделяют несколько типов охлаждения стенок камеры:

Регенеративное охлаждение базируется на создании полости в стенках камеры, через которую проходит горючее без окислителя, охлаждая стенку камеры, а тепло вместе с охладителем (горючим) возвращается обратно в камеру.

Пристенный слой – это созданный из паров горючего слой газа у стенок камеры. Достигается этот эффект путем установки по периферии головки форсунок подающих только горючее. Таким образом горючая смесь испытывает недостаток окислителя, и горение у стенки происходит не так интенсивно, как в центре камеры. Температура пристенного слоя изолирует высокие температуры в центре камеры от стенок камеры сгорания.

Абляционный метод охлаждения жидкостного ракетного двигателя осуществляется нанесением на стенки камеры и сопел специального теплозащитного покрытия. Покрытие при высоких температурах переходит из твердого состояния в газообразное, поглощая большую долю тепла. Данный метод охлаждения жидкостного ракетного двигателя использовался в лунной программе «Аполлон».

Запуск ЖРД очень ответственная операция в плане взрывоопасности при сбоях в ее осуществлении. Есть самовоспламеняющиеся компоненты, с которыми не возникает трудностей, однако при использовании для воспламенения внешнего инициатора необходима идеальная согласованность подачи его с компонентами топлива. Скопление несгоревшего топлива в камере имеет разрушительную взрывную силу и сулит тяжелые последствия.

Запуск больших жидкостных ракетных двигателей проходит в несколько ступеней с последующим выходом на максимальную мощность, в то время как малые двигатели запускаются с моментальным выходом на стопроцентную мощность.

Система автоматического управления жидкостных ракетных двигателей характеризируется выполнением безопасного запуска двигателя и выхода на основной режим, контролем стабильной работы, регулировкой тяги согласно плану полета, регулировкой расходников, отключением при выходе на заданную траекторию. Вследствие не поддающихся расчетам моментов ЖРД оснащается гарантийным запасом топлива, чтобы ракета могла выйти на заданную орбиту при отклонениях в программе.

Компоненты топлива и их выбор в процессе проектирования являются решающими в схеме построения жидкостного ракетного двигателя. Исходя из этого, определяются условия хранения, транспортировки и технологии производства. Важнейшим показателем сочетания компонентов является удельный импульс, от которого зависит распределение процента массы топлива и груза. Размеры и масса ракеты рассчитываются при помощи формулы Циолковского. Кроме удельного импульса, плотность влияет на размер баков с компонентами горючего, температура кипения может ограничивать условия эксплуатации ракет, химическая агрессивность свойственна всем окислителям и при несоблюдении правил эксплуатации баков может стать причиной возгорания бака, токсичность некоторых соединений топлива может нанести серьезный вред атмосфере и окружающей среде. Поэтому фтор хотя и является лучшим окислителем, чем кислород, не используется ввиду своей токсичности.

Однокомпонентные жидкостные ракетные двигатели как топливо используют жидкость, которая, взаимодействуя с катализатором, распадается с выходом горячего газа. Основное преимущество однокомпонентных ЖРД в простоте их конструкции, и хотя удельный импульс таких двигателей небольшой, они идеально подходят как двигатели с малой тягой для ориентации и стабилизации космических аппаратов. Данные двигатели используют вытеснительную систему подачи горючего и ввиду небольшой температуры процесса не нуждаются в системе охлаждения. К однокомпонентным двигателям относятся также газореактивные двигатели, которые используются в условиях недопустимости тепловых и химических выхлопов.

В начале 70-х годов США и СССР разрабатывали трехкомпонентные жидкостные ракетные двигатели, которые использовали бы в качестве горючего водород и углеводородное горючее. Таким образом двигатель работал бы на керосине и кислороде при запуске и переключался на жидкий водород и кислород на большой высоте. Примером трехкомпонентного ЖРД в России есть РД-701.

Управление ракетой впервые было применено в ракетах «Фау-2» при использовании графитных газодинамических рулей, однако это снижало тягу двигателя, и в современных ракетах используются поворотные камеры, прикрепленные к корпусу шарнирами, создающими маневренность в одной или двух плоскостях. Кроме поворотных камер, используются также двигатели управления, которые закреплены соплами в противоположном направлении и включаются при необходимости управления аппаратом в пространстве.

ЖРД закрытого цикла – это двигатель, один из компонентов которого газифицируется при сжигании при небольшой температуре с малой частью другого компонента, полученный газ выступает как рабочее тело турбины, а после подается в камеру сгорания, где сгорает с остатками топливных компонентов и создает реактивную тягу. Основным недостатком данной схемы есть сложность конструкции, но при этом удельный импульс увеличивается.

Перспектива увеличения мощности жидкостных ракетных двигателей

В российской школе создателей ЖРД, руководителем которой долгое время был академик Глушко, стремятся к максимальному использованию энергии топлива и, как следствие, предельно возможному удельному импульсу. Так как максимальный удельный импульс можно получить лишь при повышении расширения продуктов сгорания в сопле, все разработки ведутся на поиски идеальной топливной смеси.

Что первое приходит на ум при словосочетании «ракетные двигатели»? Конечно же, загадочный космос, межпланетные полеты, открытие новых галактик и манящее сияние далеких звезд. Во все времена небо притягивало к себе человека, оставаясь при этом неразгаданной тайной, но создание первой космической ракеты и ее запуск открыли человечеству новые горизонты исследований.

Ракетные двигатели по своей сути – это обычные реактивные двигатели с одной немаловажной особенностью: для создания реактивной тяги в них не используется атмосферный кислород в качестве окислителя топлива. Все, что нужно для его работы, находится либо непосредственно в его корпусе, либо в системах подачи окислителя и топлива. Именно эта особенность и дает возможность использовать ракетные двигатели в открытом космосе.

Видов ракетных двигателей очень много и все они разительно отличаются между собой не только особенностями конструкции, но и принципом работы. Именно поэтому каждый вид нужно рассматривать отдельно.

Среди основных рабочих характеристик ракетных двигателей особое внимание уделяется удельному импульсу – отношению величины реактивной тяги к массе расходуемого за единицу времени рабочего тела. Значение удельного импульса отображает эффективность и экономичность двигателя.

Химические ракетные двигатели (ХРД)

Этот тип двигателей на сегодняшний день является единственным, который массово используется для выведения в открытый космос космических аппаратов, кроме того, он нашел применение и в военной промышленности. Химические двигатели делятся на твердо- и жидкотопливные в зависимости от агрегатного состояния ракетного топлива.

История создания

Первыми ракетными двигателями были твердотопливные, а появились они несколько веков назад в Китае. С космосом их тогда мало что связывало, зато с их помощью можно было запускать военные ракеты. В качестве топлива использовался порошок, по составу напоминающий порох, только процентное соотношение его составляющих было изменено. В результате при окислении порошок не взрывался, а постепенно сгорал, выделяя тепло и создавая реактивную тягу. Такие двигатели с переменным успехом дорабатывались, совершенствовались и улучшались, но их удельный импульс все равно оставался малым, то есть конструкция была неэффективной и неэкономичной. Вскоре появились новые виды твердого топлива, позволяющие получить больший удельный импульс и развивать большую тягу. Над его созданием в первой половине ХХ века трудились ученые СССР, США и Европы. Уже во второй половине 40-х годов был разработан прототип современного топлива, используемого и сейчас.

Ракетный двигатель РД — 170 работает на жидком топливе и окислителе.

Жидкостные ракетные двигатели – это изобретение К.Э. Циолковского, который предложил их в качестве силового агрегата космической ракеты в 1903 году. В 20-х годах работы по созданию ЖРД начали проводиться в США, в 30-хх годах – в СССР. Уже к началу Второй мировой войны были созданы первые экспериментальные образцы, а после ее окончания ЖРД стали выпускаться серийно. Использовались они в военной промышленности для оснащения баллистических ракет. В 1957 году впервые в истории человечества был запущен советский искусственный спутник. Для его запуска использовалась ракета, оснащенная РЖД.

Устройство и принцип работы химических ракетных двигателей

Твердотопливный двигатель вмещает в своем корпусе топливо и окислитель в твердом агрегатном состоянии, причем контейнер с топливом – это одновременно и камера сгорания. Топливо обычно имеет форму стержня с центральным отверстием. В процессе окисления стержень начинает сгорать от центра к периферии, а газы, полученные в результате сгорания, выходят через сопло, образуя тягу. Это самая простая конструкция среди всех ракетных двигателей.

В жидкостных РД топливо и окислитель находятся в жидком агрегатном состоянии в двух раздельных резервуарах. По каналам подачи они попадают в камеру сгорания, где смешиваются и происходит процесс горения. Продукты сгорания выходят через сопло, образуя тягу. В качестве окислителя обычно используется жидкий кислород, а топливо может быть разным: керосин, жидкий водород и т.д.

Плюсы и минусы химических РД, их сфера применения

Достоинствами твердотопливных РД являются:

• простота конструкции;
• сравнительная безопасность в плане экологии;
• невысокая цена;
• надежность.

Недостатки РДТТ:

• ограничение по времени работы: топливо сгорает очень быстро;
• невозможность перезапуска двигателя, его остановки и регулирования тяги;
• небольшой удельный вес в пределах 2000-3000 м/с.

Анализируя плюсы и минусы РДТТ, можно сделать вывод, что их использование оправдано только в тех случаях, когда нужен силовой агрегат средней мощности, достаточно дешевый и простой в исполнении. Сфера их использования – баллистические, метеорологические ракеты, ПЗРК, а также боковые ускорители космических ракет (ими оснащаются американские ракеты, в советских и российских ракетах их не использовали).

Достоинства жидкостных РД:

• высокий показатель удельного импульса (порядка 4500 м/с и выше);
• возможность регулирования тяги, остановки и перезапуска двигателя;
• меньший вес и компактность, что дает возможность выводить на орбиту даже большие многотонные грузы.

Недостатки ЖРД:

• сложная конструкция и пуско-наладочные работы;
• в условиях невесомости жидкости в баках могут хаотично перемещаться. Для их осаждения нужно использовать дополнительные источники энергии.

Сфера применения ЖРД – это в основном космонавтика, так как для военных целей эти двигатели слишком дорогие.

Несмотря на то, что пока химические РД – единственные способные обеспечить вывод ракет в открытый космос, их дальнейшее усовершенствование практически невозможно. Ученые и конструкторы убеждены, что предел их возможностей уже достигнут, а для получения более мощных агрегатов с большим удельным импульсом необходимы другие источники энергии.

Ядерные ракетные двигатели (ЯРД)

Этот тип РД в отличие от химических вырабатывает энергию не при сгорании топлива, а в результате нагревания рабочего тела энергией ядерных реакций. ЯРД бывают изотопными, термоядерными и ядерными.

История создания

Конструкция и принцип работы ЯРД были разработаны еще в 50-хх годах. Уже в 70-хх годах в СССР и США были готовы экспериментальные образцы, которые успешно проходили испытания. Твердофазный советский двигатель РД-0410 с тягой в 3,6 тонны испытывался на стендовой базе, а американский реактор «NERVA» должен был устанавливаться на ракету «Сатурн V» до того, как спонсирование лунной программы было остановлено. Параллельно велись работы и над созданием газофазных ЯРД. Сейчас действуют научные программы по разработке ядерных РД, проводятся эксперименты на космических станциях.

Таким образом, действующие модели ядерных ракетных двигателей уже есть, но пока ни один из них так и не был задействован вне лабораторий или научных баз. Потенциал таких двигателей довольно высокий, но и риск, связанный с их использованием, тоже немалый, так что пока они существуют только в проектах.

Устройство и принцип действия

Ядерные ракетные двигатели бывают газо-, жидко- и твердофазными в зависимости от агрегатного состояния ядерного топлива. Топливо в твердофазных ЯРД – это ТВЭЛы, такие же, как в ядерных реакторах. Они находятся в корпусе двигателя и в процессе распада делящегося вещества выделяют тепловую энергию. Рабочее тело – газообразный водород или аммиак – контактируя с ТВЭЛом, поглощает энергию и нагревается, увеличиваясь в объеме и сжимаясь, после чего выходит через сопло под высоким давлением.

Принцип работы жидкофазного ЯРД и его устройство аналогично твердофазным, только топливо находится в жидком состоянии, что позволяет увеличить температуру, а значит и тягу.

Газофазные ЯРД работают на топливе в газообразном состоянии. Обычно в них используется уран. Газообразное топливо может удерживаться в корпусе электрическим полем или же находится в герметичной прозрачной колбе – ядерной лампе. В первом случае возникает контакт рабочего тела с топливом, а также частичная утечка последнего, поэтому кроме основной массы топлива в двигателе должен быть предусмотрен его запас для периодического пополнения. В случае с ядерной лампой утечки не происходит, а топливо полностью изолировано от потока рабочего тела.

Преимущества и недостатки ЯРД

Ядерные ракетные двигатели имеют огромное преимущество в сравнении с химическими – это высокий показатель удельного импульса. Для твердофазных моделей его величина составляет 8000-9000 м/с, для жидкофазных – 14000 м/с, для газофазных – 30000 м/с. Вместе с тем, их использование влечет за собой заражение атмосферы радиоактивными выбросами. Сейчас ведутся работы по созданию безопасного, экологичного и эффективного ядерного двигателя, и главным «претендентом» на эту роль является газофазный ЯРД с ядерной лампой, где радиоактивное вещество находится в герметичной колбе и не выходит наружу с реактивным пламенем.

Электрические ракетные двигатели (ЭРД)

Еще один потенциальный конкурент химических РД – электрический РД, работающий за счет электрической энергии. ЭРД может быть электротермическим, электростатическим, электромагнитным или импульсным.

История создания

Первый ЭРД был сконструирован в 30-х годах советским конструктором В.П. Глушко, хотя идея создания такого двигателя появилась еще в начале ХХ века. В 60-х годах ученые СССР и США активно работали над созданием ЭРД, и уже в 70-х годах первые образцы начали использоваться в космических аппаратах в качестве двигателей управления.

Устройство и принцип работы

Электроракетная двигательная установка состоит из самого ЭРД, строение которого зависит от его типа, систем подачи рабочего тела, управления и электропитания. Электротермический РД нагревает поток рабочего тела за счет тепла, выделяемого нагревательным элементом, или в электрической дуге. В качестве рабочего тела используется гелий, аммиак, гидразин, азот и другие инертные газы, реже – водород.

Электростатические РД делятся на коллоидные, ионные и плазменные. В них заряженные частицы рабочего тела ускоряются за счет электрического поля. В коллоидных или ионных РД ионизация газа обеспечивается ионизатором, высокочастотным электрическим полем или газоразрядной камерой. В плазменных РД рабочее тело – инертный газ ксенон – проходит через кольцевой анод и попадает в газоразрядную камеру с катод-компенсатором. При высоком напряжении между анодом и катодом вспыхивает искра, ионизирующая газ, в результате чего получается плазма. Положительно заряженные ионы выходят через сопло с большой скоростью, приобретенной за счет разгона электрическим полем, а электроны выводятся наружу катодом-компенсатором.

Электромагнитные РД имеют свое магнитное поле – внешнее или внутреннее, которое ускоряет заряженные частицы рабочего тела.

Импульсные РД работают за счет испарения твердого топлива под действием электрических разрядов.

Преимущества и недостатки ЭРД, сфера использования

Среди преимуществ ЭРД:

• высокий показатель удельного импульса, верхний предел которого практически не ограничен;
• малый расход топлива (рабочего тела).

Недостатки:

• высокий уровень потребления электроэнергии;
• сложность конструкции;
• небольшая тяга.

На сегодняшний день использование ЭРД ограничено их установкой на космические спутники, а в качестве источников электроэнергии для них применяются солнечные батареи. Вместе с тем именно эти двигатели могут стать теми силовыми установками, которые дадут возможность исследовать космос, поэтому работы по созданию их новых моделей активно ведутся во многих странах. Именно эти силовые установки чаще всего упоминали фантасты в своих произведениях, посвященных покорению космоса, их же можно встретить и в научно-фантастических фильмах. Пока именно ЭРД является надеждой на то, что люди все же смогут путешествовать к звездам.

Под влиянием идей Ф.А. Цандера и К.Э. Циолковского, а также благоприятных технических перспектив в создании ЖРД, вычисленных при расчетах летных характеристик самолетов с ЖРД, советские специалисты пришли к выводу, что пределы применения поршневых двигателей по скорости и высоте могут быть преодолены применением ЖРД.

Жидкостный ракетный двигатель - ракетный двигатель, работающий на жидких компонентах топлива. ЖРД в общем случае состоит: из одной или нескольких камер, агрегатов системы подачи и автоматики, устройств для создания управляющих усилий и моментов, рамы, магистралей и вспомогательных устройств и агрегатов. Агрегаты автоматики ЖРД входят в совокупность устройств, обеспечивающих управление, регулирование и обслуживание ЖРД. ракетный самолет циолковский ЖРД

Двигательная установка с ЖРД состоит из следующих основных частей: одного или нескольких ЖРД, баков с рабочим телом, агрегатов наддува топливных баков или вытеснительной подачи топлива, рулевых приводов, магистралей соединяющих двигатели с баками, и вспомогательных устройств, автоматики, предназначенной для регулирования, как отдельных узлов ЖРД, так и двигательной установки в целом.

Для работы ЖРД необходимо на борту летательного аппарата иметь рабочие тела, способные вступать в химические экзотермические реакции, т.е. реакции с выделением тепла. Если в результате разложения вещества выделяется тепло, то говорят об унитарном топливе. Наиболее распространены двухкомпонентные топлива, горючее и окислитель которых смешиваются только в камере сгорания.

Топлива ЖРД должны удовлетворять ряду серьезных и иногда противоречивых требований. Одним из основных требований является большая удельная теплота сгорания, или теплотворная способность, т.е. тепловой эффект реакции для 1 кг горючего или топлива в целом. Если в компонентах топлива содержатся еще балластные атомы, не принимающие участия в реакциях, то удельная теплота сгорания может стать недостаточной для получения высоких скоростей истечения продуктов реакции.

Другое требование к топливам ЖРД состоит в том, чтобы в результате реакции образовывалась газовая смесь с минимальной относительной молекулярной массой. Как следует из закона сохранения энергии, при одной и той же подведенной энергии вещества с меньшей относительной молекулярной массой имеют большую скорость истечения.

Требования к топливам ЖРД заключаются в том, что топлива в жидком состоянии должны иметь большую плотность, коррозионная стойкость по отношению к конструкционным материалам, токсичность, чувствительность к удару

Имеется еще ряд других требований, но даже из сопоставления уже перечисленных видно, как важен правильный выбор компонентов топлива. В связи с различными требованиями, предъявляемыми к летательным аппаратам, следовательно, и к их ЖРД, используется довольно много различных химических веществ. Применение, в частности, легкокипящих, токсичных агрессивных компонентов вызывает целый ряд дополнительных трудностей при создании и эксплуатации изделий. Однако большинство трудностей удается все же преодолеть.

В качестве горючего в ЖРД применяются углеводороды, водород и т.д. В качестве окислителя используют кислород, азотную кислоту, перекись водорода и т.п.

В некоторых случаях для простоты запуска двигателя применяют самовоспламеняющиеся компоненты, которые активно взаимодействуют между собой. Удельный импульс двигателей, использующих самовоспламеняющиеся топлива не превышает 3500 м/с.

Рассмотрим подробнее некоторые элементы двигателя. В камере сгорания ЖРД происходят процессы испарения, смещения и сгорания компонентов топлива. Головка камеры сгорания снабжена большим числом форсунок, с помощью которых жидкость подвергается распылению на мелкие капли. Это существенно увеличивает интенсивность испарения и перемешивания между собой паров компонентов топлива, что позволяет уменьшить длину камеры, необходимую для полного сгорания. Поскольку используются высокоэффективные топлива, то температура газов внутри камеры может превышать 3000 градусов. Камеры двигателя делаются сравнительно легкими и компактными. На стенки камеры, обычно цилиндрической формы, действует мощный тепловой поток. Чтобы предохранить стенки камер от разрушения, их приходится усиленно охлаждать. С этой целью рубашки камеры делаются двойными. В полость между наружной и внутренней стенками- оболочками подается один из компонентов топлива. Протекая по зазору между оболочками вдоль всей камеры, жидкость нагревается и уносит тепло, подходящее с огневой стороны камеры. Нагретый компонент впрыскивается через форсунки в камеру сгорания. Конструктивно стенки камер сгорания различных двигателей выполнены или в виде двух цилиндров, связанных между собой внутренними вставками, по которым протекает охлаждающий компонент, и т.д. Однако такого наружного охлаждения иногда недостаточно, и у стенки внутри камеры сгорания приходится снижать температуру газа. Это достигается обычно за счет подачи части горючего непосредственно в пристеночный слой. Для камер ЖРД, работающих очень короткое время, иногда не применяют специального охлаждения, а тепло, идущее в стенки камеры, расходуется на нагрев достаточно массивной конструкции камеры.

У ЖРД может быть одна или несколько камер. В зависимости от назначения двигателя и величины его тяги диаметры и длины камер изменяются в широких пределах. Камера ЖРД состоит из смесительной головки с форсунками, камеры сгорания и сопла. Наиболее узкое сечение сопла, где газ разгоняется до скорости звука, называется критическим сечением. В районе критического сечения стенки сопла приходится охлаждать значительно интенсивнее, чем наиболее теплонапряженные части камеры двигателя. В сверхзвуковой части сопла теплоподвод в стенки уменьшается настолько, что концевые части сопла можно делать без жидкостного охлаждения.

Рис. 1. Схема жидкостного ракетного двигателя.

Расширение сопла существенно влияет на величину удельного импульса и зависит от соотношения давлений в двигателе и окружающей среды.

Развитие ЖРД ведет свое начало примерно от рубежа XIX и XX столетий. В этот период были заложены основы теории реактивного движения и механики тел переменной массы. В разработке этих вопросов значительна роль выдающихся русских ученых Н.Е. Жуковского (1847-1921), И.В. Мещерского (1859-1935) и др.

Однако крупнейшим вкладом в развитие проблем реактивного движения явились работы знаменитого русского ученого К.Э. Циолковского (1857- 1935), по праву считающегося основоположником современной космонавтики и ракетной техники. Начав интересоваться проблемами реактивного движения в 1883г., К.Э. Циолковский опубликовал в 1903г. получивший впоследствии всемирную известность труд «Исследование мировых пространств реактивными приборами». В этой работе Циолковский изложил основы ракетодинамики и описал ракету как средство для космических полетов. Предложенная им схема ракетного двигателя на жидком топливе стала базой для разработок, выполненных его последователями. Пророческими оказались его высказывания о выборе топлива и некоторых особенностях устройства такого двигателя. Циолковским были предложены: кислородно-углеводородное и кислородно-водородное топлива; регенеративное охлаждение камеры сгорания и сопла двигателя компонентами жидкого топлива; керамическая изоляция этих элементов конструкции; раздельное хранение и насосная подача компонентов топлива в смесительную головку камеры с последующим сжиганием; управление вектором тяги поворотом выходной части сопла и газовыми рулями. Им была показана первостепенная важность высокой скорости истечения рабочего тела из двигателя и охарактеризованы способы ее увеличения.

Первыми последователями Циолковского в нашей стране были талантливые ученые и изобретатели Ю.В. Кондратюк (1897-1942), Ф.А. Цандер (1887-1933) и В.П.Глушко (1908-1989).

Ю.В Кондратюк работал независимо от Циолковского. Его основное теоретическое исследование «Завоевание межпланетных пространств» (1929) отчасти повторило и дополнило работы Циолковского, некоторые вопросы нашли новое решение. В частности, Кондратюк предложил в качестве топлива для двигателей некоторые металлы и их водородные соединения.

Ф.А. Цандер еще в студенческие годы изучал труды Циолковского и интересовался вопросами космических полетов. В 1924г. он изложил свою основную идею - сочетание ракеты с самолетом для взлета с Земли и последующее сжигание металлических частей самолета в качестве горючего для реактивного двигателя. Цандером выполнены теоретические исследования различных вопросов воздушно-реактивных и ракетных двигателей, начал работы по их практической реализации.

В.П. Глушко еще в юности увлекался вопросами космонавтики. В письме Циолковскому от 26 сентября 1923г. он написал, что уже более 2 лет поглощен идеей межпланетных путешествий. С 1924г. Глушко начинает публиковать научно-популярные и научные работы по ракетно-космической технике. В 1930г. Глушко предложил в качестве компонентов ракетного топлива азотную кислоту, смесь азотной кислоты с четырехокисью азота, тетранитрометан, перекись водорода, смеси фтора с кислородом, трехкомпонентное топливо и др., была разработана керамическая теплоизоляция камеры сгорания двуокисью циркония. В 1931г. Глушко предложил, а в 1933г. внедрил химическое зажигание и самовоспламеняющееся топливо. Тогда же были разработаны профилированное сопло, карданная подвеска двигателя для управления полетом ракеты, конструкция турбонасосного агрегата с центробежными топливными насосами.

Глушко выполнены многочисленные теоретические и экспериментальные исследования по важнейшим вопросам создания и развития ЖРД, разработано большое количество конструкций двигателей от первых отечественных опытных ракетных моторов (ОРМ) до новейших образцов, летающих в космос. Являясь одним из пионеров ракетной техники, Глушко по праву считается основоположником отечественного ракетного двигателестроения.

Теми же путями, что и Циолковский, но позднее его, подошли к идее создания ракет с ЖРД в зарубежных странах.

Циолковский не проводил экспериментальных работ по созданию ЖРД. Эта задача решалась его учениками и последователями, как в СССР, так и за рубежом.

В США экспериментальные работы были начаты Р.Годдардом (1882-1945), предложившим много различных технических решений в области создания ЖРД и ракет с ними.

В США уже в 1921г. Годдардом были проведены стендовые испытания экспериментального ЖРД, работавшего на кислородно-эфирном топливе. 16 марта 1926г. им был осуществлен первый запуск экспериментальной жидкостной ракеты.

В Германии стендовые испытания ЖРД были начаты Обертом в 1929г., а летные испытания жидкостных ракет Винклером с 1931г. С 1937г. под руководством Вернера фон Брауна разрабатывалась наиболее мощная по тому времени ракета Фау-2, летные испытания которой были начаты в 1942г.

В СССР начало экспериментальных работ по реализации идей Циолковского относится к 15 маю 1929г., когда в составе Газодинамической лаборатории в Ленинграде было создано и приступило к практической деятельности первое опытно- конструкторское подразделение для разработки ракет и электрических и жидкостных ракетных двигателей к ним. Руководил подразделением Глушко. В этом подразделении в 30-х гг. было создано семейство опытных ЖРД с тягой от 60 до 300 кгс, работавших на различных жидких окислителях и горючих. Двигатели имели обозначение ОРМ (опытный ракетный мотор).

Первый советский экспериментальный ЖРД ОРМ-1 был разработан и построен в 1930-1931гг. Топливо двигателя - четырехокись азота и толуол или жидкий кислород и бензин. При испытании на кислородном топливе ОРМ-1 развивал тягу до 20 кгс.

Рис. 2. Первый отечественный жидкостно-ракетный двигатель ОРМ-1.

В период 1930-1933г. в ГДЛ была создана серия ЖРД от ОРМ-1 до ОРМ-52. Наиболее мощный ЖРД ОРМ-52 работал на азотной кислоте и керосине и развивал тягу до 250…300 кгс при давлении в камере сгорания 2…2,5 МПа.

В ГДЛ были впервые успешно решены многие практические вопросы создания ЖРД, определены дальнейшие пути развития.

Проблемы ракетной техники, привлекавшие широкое внимание, разрабатывались многими советскими энтузиастами на общественных началах. Их объединения получили название групп изучения реактивного движения (ГИРД). Такие общественные организации при Осовиахиме были созданы в 1931г. в Москве (МосГИРД) и Ленинграде (ЛенГИРД), позже - в других городах. Среди организаторов и активных работников МосГИРД были Ф.А. Цандер, С.П. Королев, В.П. Ветчинкин, М.К. Тихонравов, Ю.А. Победоносцев и др. МосГИРД развернула широкую лекционную и печатную пропаганду, организовала курсы по теории реактивного движения и начала работу по проектированию авиационного ЖРД ОР-2 Ф.А.Цандера для ракетоплана РП-1. В 1932г. в Москве на базе МосГИРД была создана научно-исследовательская и опытно-конструкторская организация по разработке ракет и двигателей, также именовавшаяся ГИРД, а ее начальником стал С.П. Королев.

Двигатели, разрабатывавшиеся в ГИРД, использовали в качестве окислителя жидкий кислород, а в качестве горючего - бензин и этиловый спирт. Первый ЖРД Цандера, ОР-2, был испытан в 1933г., он работал на кислороде и бензине.

В конце 1933г. в Москве на базе ГДЛ и ГИРД был создан первый в мире государственный Реактивный научно-исследовательский институт (РНИИ). Специалисты по ЖРД, выросшие в ГДЛ, разработали в РНИИ в 1934-1938гг. серию экспериментальных двигателей от ОРМ-53 до ОРМ-102 и газогенератор ГГ-1, работавший часами на азотной кислоте и керосине с водой при температуре 850 К и давлении 2,5 МПа. Двигатель ОРМ-65, прошедший официальные испытания в 1936г., был наиболее совершенным двигателем своего времени. Двигатель работал на азотной кислоте и керосине, тяга регулировалась в пределах 50…175 кгс, запуск многократный, в том числе автоматизированный. Огневые испытания ОРМ-65 проходили на летательных аппаратах конструкции С.П.Королева, крылатой ракете 212 и ракетном планере РП-318-1. 28 февраля 1940г. летчик В.П.Федоров совершил первый полет на ракетном планере с двигателем РДА-1 - 150, который был модификацией ОРМ-65.

Начались реальные экспериментальные работы по использованию ЖРД на планерах и самолетах. Эти работы продолжались всю войну и первые послевоенные годы.