К числу основных параметров и характеристик ЖРД относятся следующие.

1. Тяга ЖРД - равнодействующая реактивной силы ЖРД и сил давления окружающей среды, действующих на его внешние поверхности, за исключением сил внешнего аэродинамического сопротивления.

где - секундный массовый расход топлива (кг/с);

W а – скорость истечения на срезе сопла камеры (м/с);

F a – площадь среза сопла (м 2);

Р а – давление на срезе сопла;

Р n – давление окружающей среды.

Различают тягу на земле (на уровне моря) и в пустоте. Из определения тяги ЖРД следует, что тяга двигателя в пустоте имеет наибольшее значение, а при наличии давления окружающей атмосферы тяга соответственно снижается. Например, тяга ЖРД SSME космического корабля «Спейс-Шаттл» в пустоте равна 2,09 МН, а на земле - 1,67 МН; тяга самого мощного в мире ЖРД РД-170 каждого из четырех блоков первой ступени ракеты-носителя (РН) "Энергия" составляет 7,4 МН на земле и

8,06 МН в пустоте.

2. Удельный импульс тяги ЖРД - отношение тяги ЖРД к массовому секундному расходу топлива ЖРД.

Аналогично тяге удельный импульс тяги ЖРД максимален в пустоте и соответственно уменьшается при наличии давления окружающей среды. Удельный импульс тяги является важнейшим параметром двигателя, характеризует эффективностьжидкого ракетного топлива и совершенство конструкции двигателя. Например, для ЖРД SSME удельный импульс в пустоте (I п) равен 4464 м/с, а на земле (I з) - 3562 м/с.

3. Удельная масса ЖРД - отношение массы залитого ЖРД к его наибольшей тяге на основном режиме, причем масса залитого ЖРД определяется массой ЖРД (массой конструкции ЖРД) и компонентов топлива, заполняющих его трубопроводы и агрегаты при работе. При наличии нескольких основных режимов ЖРД его удельную массу определяют по наибольшей тяге. Удельная масса ЖРД F-1 и SSME равна 1,48 и 1,02 г/Н соответственно.

4. Тип жидкостного ракетного топлива (ЖРТ ). Обычно каждую ДУ конструируют для вполне определенного топлива, причем от него в значительной степени зависят удельные параметры ЖРД и эффективность их применения в составе ЛА. В настоящее время наибольшее применение в качестве топлива находят жидкий кислород и жидкий водород, жидкий кислород и углеводо­родное горючее (керосин и метан), а также четырехокись азота и несимметричный диметилгидразин (НДМГ).

5. Время работы ЖРД - время от первой команды на запуск ЖРД до первой команды на его выключение. Для ЖРД многократного включения время работы равно суммарному времени работы ЖРД, соответствующему всем циклам работы. Обычно для ЖРД одноразового включения время работы не превышает 1000 с. Для двигателей многократного включения кроме времени их работы (суммарного времени непрерывной работы при каждом цикле) задают число циклов работы, а также минимальное и максимальное время (паузу) между ними. Например, ЖРД J-2 третьей ступени РН "Сатурн-5" при первом цикле работал 180 с, а затем следовала пауза 4,5 ч, после чего двигатель повторно работал 300 с.

6. Ресурс работы ЖРД - суммарное время работы ЖРД, в течение которого гарантируется обеспечение всех его параметров. Обычно ресурс работы ЖРД в несколько (три и более) раз превышает время его работы в составе ЛА. Для ЖРД, используемых в составе многоразовых транспортных космических кораблей (МТКК), указанный ресурс превышает время работы в одном полете в десятки раз. Например, ЖРД SSME рассчитан на 55 полетов, и ресурс его работы (без капитального ремонта) согласно техническому заданию составляет 27·10 3 с (7,5 ч).

Ресурс работы ЖРД малой тяги (ЖРДМТ), являющихся ЖРД многократного включения, характеризуется как временем работы, так и числом циклов работы. Например, для ЖРД R-40А (основного ЖРД ДУ реактивной системы управления МТКК "Спейс-шаттл") ресурс работы составляет 2·10 4 с и 5·10 4 циклов работы.

7. Число основных режимов работы . Различают однорежимные ЖРД (двигатели с одним основным режимом работы) и многорежимные ЖРД (двигатели с несколькими основными режимами работы). ЖРД большой тяги являются однорежимными двигателями, но в последнее время за рубежом опубликовано большое число проектов двухрежимных ЖРД, в основном для одно- и двухступенчатых МТКК.

8. Диапазон изменения тяги. Для выполнения программы полета ЛА часто возникает необходимость в изменении тяги двигателя, что обеспечивается изменением массового расхода топлива в камеру ЖРД. Например, тяга ЖРД SSME в полете может изменяться в диапазоне 65...109 % P ном. Например, на 60...80-й секунде полета МТКК "Спейс-шаттл" тяга всех трех ЖРД SSME снижается примерно до 65 % Р ном для уменьшения нагрузок на корабль в зоне максимального скоростного напора. Перед выключением тяга указанных двигателей непрерывно снижается, чтобы перегрузки на космонавтов не превышали значения 3g. .

9. Давление в камере Р к - среднее статическое давление продуктов сгорания в начале камеры сгорания у смесительной головки. Р к определяет массу ЖРД. Чем выше Р к , тем меньше габариты, а, следовательно, и масса двигателя. Поэтому стремятся к повышению давления в камере. У современных двигателей Р к = 25…30 МПа.

10. Импульс тяги ЖРД - интеграл от тяги ЖРД по времени. Значение импульса тяги ЖРД равно площади под кривой зависимости тяги от времени работы.

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.

Текст работы размещён без изображений и формул.
Полная версия работы доступна во вкладке "Файлы работы" в формате PDF

Научно-исследовательская работа

Реактивные ракетные двигатели

Выполнил:

1.Введение.

Реактивное движение - это движение тела, возникающее в результате отделения от него с некоторой скоростью какой-нибудь его части.

Данное явление объясняется законом сохранения импульса. Закон сохранения количества движения утверждает, что векторная сумма импульсов всех тел системы есть величина постоянная, если векторная сумма внешних сил, действующих на систему тел, равна нулю.

Реактивное движение встречается в природе и широко применяется в технике, особенно в ракетно-космической области. Существуют различные типы двигателей, основанные на реактивном движении. На данный момент для покорения просторов космоса наиболее часто используются реактивные двигатели на жидком топливе. Но для таких двигателей в наши дни почти достигнут предел возможностей, а это значит, что они непригодны для дальних космических путешествий. По всему миру ведутся разработки новых типов двигателей. Я решил обратиться к уже известному типу двигателя и в своей работе хотел показать возможности использования в ракетах реактивных химических двигателей на топливе твёрдого вида.

Цель работы: создать модель ракеты с реактивным двигателем, исследовать зависимость реактивной тяги от конструкции двигателя и консистенции топлива.

Изучить историю создания и развития реактивных двигателей;

Изучить устройство и принцип действия ракеты;

Изготовить действующую летательную модель ракеты;

Исследовать на опыте влияние конструкции двигателя на реактивную тягу;

Исследовать на опыте использование топлива твердого вида для реактивного двигателя.

Гипотеза: реактивная тяга твердотопливного двигателя выше при использовании топлива твердого вида более высокой плотности.

2. История возникновения реактивных двигателей.

В Китае в конце 1 тысячелетия н. э. впервые открыли реактивное движение, приводящее в действие ракеты, которые являлись бамбуковыми трубками, начинёнными порохом. Эти ракеты запускались ради забавы как фейерверк.

Следующий шаг был сделан только в 1556 году немецким изобретателем Конрадом Хаасом. Он заложил теоретические основы первой боевой и многоступенчатой ракеты. Идеи Хааса развил польский генерал Казимир Семенович. В 1650 году он предложил проект создания трехступенчатой ракеты. В жизнь эта идея воплощена была только в ХХ веке, через несколько столетий после смерти Семеновича.

В 1805 году британский офицер Уильям Конгрив продемонстрировал в Королевском Арсенале созданные им пороховые ракеты небывалой по тем временам мощности. Оружие многократно применялось во время Наполеоновских войн. В России пионером ракетостроения считается генерал-лейтенант Александр Засядько. Он усовершенствовал ракету Конгрива и предложил энергию разрушительного оружия использовать в мирных целях, например для полёта в космос.

Идеи Засядько легли в основу работ Константина Эдуардовича Циолковского. Этот знаменитый ученый и изобретатель теоретически обосновал возможность полета в космос при помощи ракетных технологий. В качестве топлива он предлагал использовать не порох, а смесь жидкого кислорода с жидким водородом. Его статья, посвященная этому вопросу, появилась в 1903 году. В ней было представлено математическое уравнение, ставшее важнейшим для космонавтики. Оно известно в наше время как "формула Циолковского".

Формула Циолковского определяет скорость, которую развивает летательный аппарат под воздействием тяги ракетного двигателя, неизменной по направлению, при отсутствии всех других сил. Эта скорость называется характеристической.

V - конечная (после выработки всего топлива) скорость летательного аппарата;

I - удельный импульс ракетного двигателя (отношение тяги двигателя к секундному расходу массы топлива);

M 1 - начальная масса летательного аппарата (полезная нагрузка + конструкция аппарата + топливо);

M 2 - конечная масса летательного аппарата (полезная нагрузка + конструкция).

Это уравнение описывает движение тела, имеющего переменную массу. В своих дальнейших трудах Циолковский представил схему ракетного двигателя, работающего на жидком топливе. Циолковский, изучая использование реактивного движения в природе и технике, разработал многоступенчатую конструкцию ракеты. Ему также принадлежит идея о возможности создания на околоземной орбите целых космических городов. Ракеты, как показал Циолковский, - это единственные аппараты, которые могут преодолеть силу тяжести.

Современник Циолковского Герман Оберт также разрабатывал идею межпланетных перелетов. В 1928 году Оберт познакомился с молодым студентом Вернером фон Брауном. Этому юному физику из Берлина в скором времени предстояло совершить прорыв в ракетостроении и воплотить в жизнь многие идеи Оберта.

Но ещё 16 марта 1926 года была запущена первая ракета на жидком топливе Робертом Годдардом, который также в 1914 году запатентовал многоступенчатую ракету.

В СССР в 1933 году был создан Реактивный институт. В том же году появился и принципиально новый тип оружия — реактивные снаряды. Установка для их запуска вошла в историю под именем «Катюша».

В Германии развитием идей Оберта занимался Вернер фон Браун. Он создавал ракеты для германской армии и не оставил этого занятия после прихода к власти нацистов. При создании новых ракет использовался рабский труд. Так была создана баллистическая ракета. Первые испытания прошли в 1942 году. В 1944-м баллистическая ракета дальнего действия «Фау-2» была принята на вооружение Вермахтом. С ее помощью обстреливали, в основном, территорию. «Фау-2» несла страшные разрушения и вселяла страх в сердца людей.

Весной 1945 учёный сдался американцам. В США Вернер фон Браун продолжил работу над ракетами. Теперь он трудился в основном для мирных целей. Именно он дал колоссальный толчок к развитию американской космической отросли, сконструировав для США первые ракеты-носители. Его команда в феврале 1958 запустила в космос первый американский искусственный спутник Земли. Советский Союз опередил США с запуском спутника почти на полгода. 4 октября 1957 года на орбиту Земли был выведен первый искусственный спутник. При его запуске была использована советская ракета Р-7, созданная Сергеем Павловичем Королевым. Р-7 стала первой в мире межконтинентальной баллистической ракетой, а также первой ракетой, использованной для космического полета.

Достижения Королёва в сфере освоения космоса заслуживают отдельного внимания. Этот талантливый советский специалист принимал участие в проектах по созданию баллистических ракет, запуска первого спутника Земли, выведения первого человека в космос на околоземную орбиту (Юрий Гагарин 12 апреля 1961). А также Сергей Павлович ввёл различные разработки по созданию орбитальной космической станции, но он ушёл из жизни раньше, чем его идеи были воплощены в космических кораблях «Союз».

3. Ракетный двигатель.

Ракетный двигатель — реактивный двигатель, источник энергии и рабочее тело которого находится в самом средстве передвижения. Ракетный двигатель — единственный практически освоенный для вывода полезной нагрузки на орбиту Земли и применения в условиях безвоздушного космического пространства тип двигателя.

Сила тяги в ракетном двигателе возникает в результате преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела. В зависимости от вида энергии, преобразующейся в кинетическую энергию реактивной струи, различают химические, ядерные и электрические ракетные двигатели.

Характеристикой эффективности ракетного двигателя является удельный импульс (в двигателестроении применяют несколько другую характеристику - удельная тяга) - отношение количества движения, получаемого ракетным двигателем, к массовому расходу рабочего тела. Удельный импульс имеет размерность скорости м/c. Для ракетного двигателя, работающего на расчетном режиме (при равенстве давления окружающей среды и давления газов на срезе сопла), удельный импульс численно равен скорости истечения рабочего тела из сопла.

4. Разновидности ракетных двигателей.

Химические ракетные двигатели делятся на твердотопливные и жидкостные.

В твердотопливном двигателе (РДТТ) горючее и окислитель хранятся в форме смеси твёрдых веществ, а топливная ёмкость одновременно выполняет функции камеры сгорания. Твердотопливный двигатель и ракета, оборудованная им, конструктивно устроены гораздо проще всех других типов ракетных двигателей и соответствующих ракет, а потому они надёжны, дёшевы в производстве, не требуют больших трудозатрат при хранении и транспортировке, время подготовки их к пуску минимально. Поэтому в настоящее время они вытесняют другие типы ракетных двигателей из области военного применения. Вместе с тем, твёрдое топливо энергетически менее эффективно, чем жидкое.

Достоинствами твердотопливных ракет являются: относительная простота, отсутствие проблемы возможных утечек токсичного топлива, низкая пожароопасность, возможность долговременного хранения, надёжность.

Схема твердотопливного двигателя(1 — воспламенитель; 2 — топливный заряд; 3 — корпус; 4 — сопло)

Недостатками таких двигателей являются невысокий удельный импульс и относительные сложности с управлением тягой двигателя (дросселированием), его остановкой (отсечка тяги) и повторным запуском; больший уровень вибраций при работе, по сравнению с ЖРД, большое количество агрессивных веществ в выхлопе.

В жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) горючее и окислитель пребывают в жидком агрегатном состоянии. Они подаются в камеру сгорания с помощью турбонасосной или вытеснительной систем подач. Жидкостные ракетные двигатели допускают регулирование тяги в широких пределах, и

Схема жидкостного ракетного двигателя.

многократное включение и выключение, что особенно важно при маневрировании в космическом пространстве. Удельный импульс ЖРД достигает 4500 м/c. Тяга — свыше 800 тс (РД-170). По совокупности этих свойств ЖРД предпочтительны в качестве маршевых двигателей ракет-носителей космических аппаратов, и маневровых двигателей космических аппаратов.К преимуществам ЖРД можно отнести следующее: самый высокий удельный импульс в классе химических ракетных двигателей (свыше 3500 — 4500 м/с); управляемость по тяге и высокая маневренность; весовое преимущество по сравнению с РДТТ.

Недостатки ЖРД: сложность конструкции и устройства; дороговизна транспортировки и повышенная опасность; компоненты жидкого топлива в невесомости неуправляемо перемещаются в пространстве баков. Для их осаждения нужны специальные меры; в настоящее время для химических ракетных двигателей (в том числе и для ЖРД) достигнут предел энергетических возможностей топлива.

Ядерные и электрические ракетные двигатели .

ЯРД имеют огромное преимущество в сравнении с химическими - это высокий показатель удельного импульса. Его величина составляет 9000-30000 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.

Электрический ракетный двигатель в качестве рабочего тела использует гелий, аммиак, гидразин, азот и другие инертные газы, реже - водород.

Среди преимуществ ЭРД: высокий показатель удельного импульса; 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. Пока именно ЭРД является надеждой на то, что люди все же смогут путешествовать к звездам.

5. Практическая часть

Изучив историю ракетостроения и устройство ракетных двигателей, я решил собрать из подручных материалов действующую модель ракеты.

Для начала мне было необходимо определиться с типом двигателя. Изучив все вариации реактивных двигателей, я пришёл к выводу, что лучше всего для самодельного изготовления подходит твердотопливный двигатель. Он наиболее безопасный, надёжный, простой, не требует какой-либо сложной конструкции и прост в изготовлении.

Поискав информацию в интернете, на форумах любительского ракетостроения, а также в книгах по ракетомоделизму я нашёл довольно простой рецепт твёрдого "карамельного" топлива - смесь селитры и углевода.

Ингредиенты топлива:

Сахар или сорбит С12Н22О11 35-40%

Калиевая селитра KNO3 65-60%

Катализатор - оксид железа Fe2O3 1%

Существует несколько способов изготовления топлива:

1) Сахар и селитру плавят при температуре 120-145 градусов до полного преобразования сахара и образования массы, по консистенции похожей на жидкую манную кашу. Предварительно измельчать компоненты не нужно. Очень важно постоянно мешать ее, чтобы не образовались пузырьки воздуха.

2) Ингредиенты можно по отдельности измельчить до очень мелкого состояния, после чего смешать и туго набить в корпус двигателя.

Я решил использовать второй способ, так как он более прост и надёжен. В цветочном магазине я купил калиевую селитру, которую продавали как удобрение для растений, сахар нашёл дома. Ингредиенты я измельчил с помощью пестика в металлической ступке. Корпус двигателя я сделал из обрезанной плотной картонной трубочки. В этот картонный цилиндр я "загрузил" топливо из смеси измельченного сахара и селитры, предварительно поместив в центр цилиндра стержень для будущего воспламенителя. Смесь засыпал порциями, постоянно спрессовывая. Далее я приделал сопло из тонкого алюминия, который вырезал из банки из-под лимонада. В итоге у меня получилось два первых двигателя (см. фото).

Двигатели я протестировал на улице. Второй двигатель, в который я добавил также катализатор - оксид железа, работал более интенсивно. Топливо горело, активно образуя огненное пламя. Из недостатков я выявил несовершенство сопла двигателя, которое почти сразу отвалилось, видимо клей, которым я его склеивал от температуры пришёл в негодность. Картон из-за своей легковоспламеняемости не подошёл в качестве корпуса двигателя. Яркое пламя при горении двигателя, говорит о большом содержании кислорода в топливе - вероятно, топливо плохо спрессовано.

Для следующей ракеты я решил сделать многоразовый двигатель с металлическим корпусом. В качестве оболочки двигателя я решил использовать карманный фонарик, его цилиндрическая форма идеально подходит под размеры корпуса ракеты. Из фонарика я вытащил всё ненужное - кассету с батарейками, кнопку и светодиодные лампочки. Осталась лишь лёгкая алюминиевая цилиндрическая трубка и закручивающаяся крышка без верхней поверхности, то есть кольцо. В качестве дна трубки я использовал пятирублёвую монету. В крышке же я укрепил тонкую алюминиевую пластинку с маленькой дырочкой, которая будет играть роль сопла в двигателе. В корпус бывшего фонарика я засыпал топливную смесь и спрессовывал тупой стороной карандаша. Замечу, что такой способ прессовки, как я понял позже, не является эффективным. В центре двигателя установил самодельный фитиль. Двигатель поместил в корпус бумажной ракеты. Стабилизаторы в нижней части обклеил фольгой - для снижения вероятности их воспламенения. К корпусу ракеты приклеил бумажные петельки, которые будут крепить ракету к направляющей деревянной жёрдочке - шпангоуту.

При запуске двигателя, топливная смесь активировалась, началось бурное выделение дыма и газа из двигателя, но ракета так и не сдвинулась с места. Я понял, что причиной является малая тяга двигателя и наличие силы трения со стороны деревянной направляющей. Тогда я предпринял решение снять ракету с направляющей и немного подкинуть вверх в воздух. При сообщении ракете дополнительной силы я заметил, что она немного взлетела в вверх, но почти сразу изменила траекторию движения и упала на снег. Через несколько секунд топливо закончилось и двигатель прекратил свою работу.

Из этого испытания я выявил плюсы использования многоразового металлического корпуса для двигателя. Корпус нигде не прогорел и никак не испортился, к тому же легко чистится от продуктов сгорания топлива.

Анализируя процесс изготовления топлива, я пришёл к выводу, что оно плохо спрессовывается. Нужен более эффективный пресс, способный сжать смесь так, что бы в топливе было как можно меньше воздуха и больше самого топлива. Я решил испробовать первый метод изготовления топливной смеси - с помощью плавления компонентов.

Далее я взял те же самые компоненты и расплавил их на сковороде. Пока карамельная смесь не застыла, я её вылил в корпус двигателя, предварительно оставив место для фитиля. Такая карамелизированная топливная смесь является более эффективной, чем порошкообразная, так как концентрация топливного вещества намного выше.

Я создал сразу несколько ракет с разными размерами сопла. Лучше всего показала себя ракета со "средним" размером сопла (1/3 от диаметра двигателя), которая смогла взлететь, но из-за порыва ветра и неисправности одного стабилизатора перевернулась и полетела в землю. Тем не менее, запуск ракеты можно считать удачным, так как ракета оторвалась от земли.

6. Заключение.

Таким образом, я изучил историю ракетостроения, устройство и принцип действия реактивных двигателей, а также из подручных средств создал действующую модель ракеты на двигателе с топливом твёрдого типа. "Карамельное" топливо (смесь из сахара, калиевой селитры и оксида железа) успешно прошло испытание.

Также я проверил гипотезу, экспериментально определив, что на тягу твердотопливного двигателя влияет плотность топлива. Модель ракеты смогла взлететь при использовании твердого топлива после его предварительного расплавления, что позволило уменьшить содержание воздуха в топливе. Таким образом, тяга ракеты зависит еще и от содержания воздуха в топливе.

Также на тягу влияют конструктивные особенности двигателя, в частности размер сопла. Сопло размером 1/3 от диаметра двигателя показало лучший результат, оно не слишком маленькое (меньший размер повышает давление газа внутри двигателя, скорость истечения газа возрастает, но секундный расход топлива уменьшается, из-за чего тяга невысокая) и не слишком большое (большой размер увеличивает секундный расход топлива, но уменьшает скорость истечения газа). Тяга такого двигателя была самой оптимальной. В итоге оказалось, что изготовленное мной сопло напоминает сопло Лаваля.

Тяга ракеты зависит от вида топлива, при добавлении в него катализатора интенсивность и температура горения топлива увеличивается, что сказывается на повышении давлении внутри камеры сгорания (которая и является корпусом двигателя), а, следовательно, и скорости истечения газа, то есть тяга повышается.

В итоге моя гипотеза оказалась верна, а изготовленная модель ракеты успешно прошла испытание.

7. Список литературы.

Е. Л. Букш "Основы ракетного моделизма"

А.В. Яскин "Теория устройства ракетных двигателей"

Г. А. Назаров, В. И. Прищепа "Космические твердотопливные двигатели"

http://diletant.media/rosteh/HYPERLINK "http://diletant.media/rosteh/26204196/"26204196HYPERLINK "http://diletant.media/rosteh/26204196/"/ Главный редактор: Алексей Соломин

https://ru.wikipedia.org/wiki/Ракетный_двигатель

https://ru.wikipedia.org/wiki/Жидкостный_ракетный_двигатель

https://ru.wikipedia.org/wiki/Твердотопливный_ракетный_двигатель

https://ru.wikipedia.org/wiki/Карамельное_ракетное_топливо

Оценка эффективности ракетного двигателя

Очевидно, что эффективность РД можно оценивать только с позиций ЛА, т.е. критерии качества РД должны вытекать из целей ЛА как объекта высшего уровня иерархии. Из курса ОУЛА известно, что критерием эффективности УБР является конечная скорость ступени или Л А в момент окончания активного участка: чем больше значение , тем больше будет дальность полета при фиксированной полезной нагрузке. Идеальное значение конечной скорости в конце активного участка полета (действует только сила тяги ДУ, нет атмосферы и поля тяготения Земли) определяет формула К.Э.Циолковского:

, (3.1)
где - массовое число;

- конечная масса в момент окончания АУТ;

- соответственно массы топлива, конструкции ракеты и полезной нагрузки;

- эффективная скорость истечения рабочего тела.

Отсюда ясно, что необходимо увеличивать значение удельного импульса

(), увеличивать мaccу топлива на борту и снижать массу конструкции двигательной установки. Создавать двигатели сложно, но сущест-вует экзогенность целей, т.е. их наперед ясность разработчикам.

Из (3.1)следует, что конечная скорость линейно зависит от удельного импульса при постоянном массовом числе . Неизбежные потери скорости на преодоление силы тяжести, сопротивление атмосферы и противодавление атмосферы (уменьшение удельного импульса) при вариации удельного импульса в связи с рассмотрением различных топлив меняются по разному в зависимости от ограничений по нагрузке на тягу, массу топлива, и собственно тягу. Влияние удельного импульса возрастает с увеличением дальности полета. Для УБР с дальностью 12 000 км и удельным импульсом в пустоте 2500 м/с увеличение на 1% приводит к росту дальности на 600 км. Для УБР средней дальности (L=2500 км) с тем же значением удельного импульса увеличение на 1% приводит к росту дальности всего на 70 км.

Степень влияния массы конструкции двигательной установки на конечную скорость ЛА зависит от того, на какой ступени он установлен. Для первой ступени масса ракеты существенно больше массы конструкции ДУ и поэтому влияние изменения массы конструкции ДУ на конечную скорость последней ступени незначительно. А масса конструкции двигателя последней ступени вносит свой вклад в значения и оказывает существенное влияние на конечную скорость ЛА.

Физика

Ракетные двигатели - одна из вершин технического прогресса. Работающие на пределе материалы, сотни атмосфер, тысячи градусов и сотни тонн тяги - это не может не восхищать. Но разных двигателей много, какие же из них самые лучшие? Чьи инженеры поднимутся на пьедестал почета? Пришло, наконец, время со всей прямотой ответить на этот вопрос.

К сожалению, по внешнему виду двигателя нельзя сказать, насколько он замечательный. Приходится закапываться в скучные цифры характеристик каждого двигателя. Но их много, какую выбрать?

Мощнее

Ну, наверное, чем мощнее двигатель, тем он лучше? Больше ракета, больше грузоподъемность, быстрее начинает двигаться освоение космоса, разве не так? Но если мы посмотрим на лидера в этой области, нас ждет некоторое разочарование. Самая большая тяга из всех двигателей, 1400 тонн, у бокового ускорителя Спейс Шаттла.

Несмотря на всю мощь, твердотопливные ускорители сложно назвать символом технического прогресса, потому что конструктивно они являются всего лишь стальным (или композитным, но это неважно) цилиндром с топливом. Во-вторых, эти ускорители вымерли вместе с шаттлами в 2011 году, что подрывает впечатление их успешности. Да, те, кто следят за новостями о новой американской сверхтяжелой ракете SLS скажут мне, что для нее разрабатываются новые твердотопливные ускорители, тяга которых составит уже 1600 тонн, но, во-первых, полетит эта ракета еще не скоро, не раньше конца 2018 года. А во-вторых, концепция «возьмем больше сегментов с топливом, чтобы тяга была еще больше» является экстенсивным путем развития, при желании, можно поставить еще больше сегментов и получить еще большую тягу, предел тут пока не достигнут, и незаметно, чтобы этот путь вел к техническому совершенству.

Второе место по тяге держит отечественный жидкостной двигатель РД-171М - 793 тонны.

Четыре камеры сгорания - это один двигатель. И человек для масштаба

Казалось бы - вот он, наш герой. Но, если это лучший двигатель, где его успех? Ладно, ракета «Энергия» погибла под обломками развалившегося Советского Союза, а «Зенит» прикончила политика отношений России и Украины. Но почему США покупают у нас не этот замечательный двигатель, а вдвое меньший РД-180? Почему РД-180, начинавшийся как «половинка» РД-170, сейчас выдает больше, чем половину тяги РД-170 - целых 416 тонн? Странно. Непонятно.

Третье и четвертое места по тяге занимают двигатели с ракет, которые больше не летают. Твердотопливному UA1207 (714 тонн), стоявшему на Титане IV, и звезде лунной программы двигателю F-1 (679 тонн) почему-то не помогли дожить до сегодняшнего дня выдающиеся показатели по мощности. Может быть, какой-нибудь другой параметр важнее?

Эффективнее

Какой показатель определяет эффективность двигателя? Если ракетный двигатель сжигает топливо, чтобы разгонять ракету, то, чем эффективнее он это делает, тем меньше топлива нам нужно потратить для того, чтобы долететь до орбиты/Луны/Марса/Альфы Центавра. В баллистике для оценки такой эффективности есть специальный параметр - удельный импульс.

Удельный импульс показывает, сколько секунд двигатель может развивать тягу в 1 Ньютон на одном килограмме топлива

Рекордсмены по тяге оказываются, в лучшем случае, в середине списка, если отсортировать его по удельному импульсу, а F-1 с твердотопливными ускорителями оказываются глубоко в хвосте. Казалось бы, вот она, важнейшая характеристика. Но посмотрим на лидеров списка. С показателем 9620 секунд на первом месте располагается малоизвестный электрореактивный двигатель HiPEP

Это не пожар в микроволновке, а настоящий ракетный двигатель. Правда, микроволновка ему все-таки приходится очень отдаленным родственником...

Двигатель HiPEP разрабатывался для закрытого проекта зонда для исследования лун Юпитера, и работы по нему были остановлены в 2005 году. На испытаниях прототип двигателя, как говорит официальный отчет NASA, развил удельный импульс 9620 секунд, потребляя 40 кВт энергии.

Второе и третье места занимают еще не летавшие электрореактивные двигатели VASIMR (5000 секунд) и NEXT (4100 секунд), показавшие свои характеристики на испытательных стендах. А летавшие в космос двигатели (например, серия отечественных двигателей СПД от ОКБ «Факел») имеют показатели до 3000 секунд.

Двигатели серии СПД. Кто сказал «классные колонки с подсветкой»?

Почему же эти двигатели еще не вытеснили все остальные? Ответ прост, если мы посмотрим на другие их параметры. Тяга электрореактивных двигателей измеряется, увы, в граммах, а в атмосфере они вообще не могут работать. Поэтому собрать на таких двигателях сверхэффективную ракету-носитель не получится. А в космосе они требуют киловатты энергии, что не всякие спутники могут себе позволить. Поэтому электрореактивные двигатели используются, в основном, только на межпланетных станциях и геостационарных коммуникационных спутниках.

Ну, хорошо, скажет читатель, отбросим электрореактивные двигатели. Кто будет рекордсменом по удельному импульсу среди химических двигателей?

С показателем 462 секунды в лидерах среди химических двигателей окажутся отечественный КВД1 и американский RL-10. И если КВД1 летал всего шесть раз в составе индийской ракеты GSLV, то RL-10 - успешный и уважаемый двигатель для верхних ступеней и разгонных блоков, прекрасно работающий уже много лет. В теории, можно собрать ракету-носитель целиком из таких двигателей, но тяга одного двигателя в 11 тонн означает, что на первую и вторую ступень их придется ставить десятками, и желающих так делать нет.

Можно ли совместить большую тягу и высокий удельный импульс? Химические двигатели уперлись в законы нашего мира (ну не горит водород с кислородом с удельным импульсом больше ~460, физика запрещает). Были проекты атомных двигателей ( , ), но дальше проектов это пока не ушло. Но, в целом, если человечество сможет скрестить высокую тягу с высоким удельным импульсом, это сделает космос доступней. Есть ли еще показатели, по которым можно оценить двигатель?

Напряженней

Ракетный двигатель выбрасывает массу (продукты сгорания или рабочее тело), создавая тягу. Чем больше давление давление в камере сгорания, тем больше тяга и, главным образом в атмосфере, удельный импульс. Двигатель с более высоким давлением в камере сгорания будет эффективнее двигателя с низким давлением на том же топливе. И если мы отсортируем список двигателей по давлению в камере сгорания, то пьедестал будет оккупирован Россией/СССР - в нашей конструкторской школе всячески старались делать эффективные двигатели с высокими параметрами. Первые три места занимает семейство кислородно-керосиновых двигателей на базе РД-170: РД-191 (259 атм), РД-180 (258 атм), РД-171М (246 атм).

Камера сгорания РД-180 в музее. Обратите внимание на количество шпилек, удерживающих крышку камеры сгорания, и расстояние между ними. Хорошо видно, как тяжело удержать стремящиеся сорвать крышку 258 атмосфер давления

Четвертое место у советского РД-0120 (216 атм), который держит первенство среди водородно-кислородных двигателей и летал два раза на РН «Энергия». Пятое место тоже у нашего двигателя - РД-264 на топливной паре несимметричный диметилгидразин/азотный тетраоксид на РН «Днепр» работает с давлением в 207 атм. И только на шестом месте будет американский двигатель Спейс Шаттла RS-25 с двумястами тремя атмосферами.

Надежней

Каким бы ни был многообещающим по характеристикам двигатель, если он взрывается через раз, пользы от него немного. Сравнительно недавно, например, компания Orbital была вынуждена отказаться от использования хранившихся десятилетиями двигателей НК-33 с очень высокими характеристиками, потому что авария на испытательном стенде и феерический по красоте ночной взрыв двигателя на РН Antares поставили под сомнение целесообразность использования этих двигателей дальше. Теперь Antares будут пересаживать на российский же РД-181.

Большая фотография по ссылке

Верно и обратное - двигатель, который не отличается выдающимися значениями тяги или удельного импульса, но надежен, будет популярен. Чем длиннее история использования двигателя, тем больше статистика, и тем больше багов в нем успели отловить на уже случившихся авариях. Двигатели РД-107/108, стоящие на «Союзе», ведут свою родословную от тех самых двигателей, которые запускали первый спутник и Гагарина, и, несмотря на модернизации, имеют достаточно невысокие на сегодняшний день параметры. Но высочайшая надежность во многом окупает это.

Доступней

Двигатель, который ты не можешь построить или купить, не имеет для тебя никакой ценности. Этот параметр не выразить в числах, но он не становится от этого менее важным. Частные компании часто не могут купить готовые двигатели задорого, и вынуждены делать свои, пусть и попроще. Несмотря на то, что те не блещут характеристиками, это лучшие двигатели для их разработчиков. Например, давление в камере сгорания двигателя Merlin-1D компании SpaceX составляет всего 95 атмосфер, рубеж, который инженеры СССР перешли в 1960-х, а США - в 1980-х. Но Маск может делать эти двигатели на своих производственных мощностях и получать по себестоимости в нужных количествах, десятками в год, и это круто.

Двигатель Merlin-1D. Выхлоп из газогенератора как на «Атласах» шестьдесят лет назад, зато доступно

TWR

Раз уж зашла речь о спейсэксовских «Мерлинах», нельзя не упомянуть характеристику, которую всячески форсили пиарщики и фанаты SpaceX - тяговооруженность. Тяговооруженность (она же удельная тяга или TWR) - это отношение тяги двигателя к его весу. По этому параметру двигатели Merlin с большим отрывом впереди, у них он выше 150. На сайте SpaceX пишут, что это делает двигатель «самым эффективным из всех когда-либо построенных», и эта информация разносится пиарщиками и фанатами по другим ресурсам. В английской Википедии даже шла тихая война, когда этот параметр запихивался, куда только можно, что привело к тому, что в таблице сравнения двигателей этот столбец вообще убрали. Увы, в таком заявлении гораздо больше пиара, нежели правды. В чистом виде тяговооруженность двигателя можно получить только на стенде, а при старте настоящей ракеты двигатели будут составлять меньше процента от ее массы, и разница в массе двигателей ни на что не повлияет. Несмотря на то, что двигатель с высоким TWR будет более технологичным, чем с низким, это скорее мера технической простоты и ненапряженности двигателя. Например, по параметру тяговооруженности двигатель F-1 (94) превосходит РД-180 (78), но по удельному импульсу и давлению в камере сгорания F-1 будет заметно уступать. И возносить тяговооруженность на пьедестал как самую важную для ракетного двигателя характеристику, по меньшей мере наивно.

Цена

Этот параметр во многом связан с доступностью. Если вы делаете двигатель сами, то себестоимость вполне можно подсчитать. Если же покупаете, то этот параметр будет указан явно. К сожалению, по этому параметру не построить красивую таблицу, потому что себестоимость известна только производителям, а стоимость продажи двигателя тоже публикуется далеко не всегда. Также на цену влияет время, если в 2009 году РД-180 оценивался в $9 млн, то сейчас его оценивают в $11-15 млн.

Вывод

Как вы уже, наверное, догадались, введение было написано несколько провокационно (простите). На самом деле, у ракетных двигателей нет одного параметра, по которому их можно выстроить и четко сказать, какой самый лучший. Если же пытаться вывести формулу лучшего двигателя, то получится примерно следующее:

Самый лучший ракетный двигатель - это такой двигатель, который вы можете произвести/купить , при этом он будет обладать тягой в требуемом вам диапазоне (не слишком большой или маленькой) и будет эффективным настолько(удельный импульс, давление в камере сгорания ), что его цена не станет неподъемной для вас.

Скучно? Зато ближе всего к истине.

И, в заключение, небольшой хит-парад двигателей, которые лично я считаю лучшими:

Семейство РД-170/180/190 . Если вы из России или можете купить российские двигатели и вам нужны мощные двигатели на первую ступень, то отличным вариантом будет семейство РД-170/180/190. Эффективные, с высокими характеристиками и отличной статистикой надежности, эти двигатели находятся на острие технологического прогресса.

Be-3 и RocketMotorTwo . Двигатели частных компаний, занимающихся суборбитальным туризмом, будут в космосе всего несколько минут, но это не мешает восхищаться красотой использованных технических решений. Водородный двигатель BE-3, перезапускаемый и дросселируемый в широком диапазоне, с тягой до 50 тонн и оригинальной схемой с открытым фазовым переходом, разработанный сравнительно небольшой командой - это круто. Что же касается RocketMotorTwo, то при всем скептицизме по отношению к Брэнсону и SpaceShipTwo, я не могу не восхищаться красотой и простотой схемы гибридного двигателя с твердым топливом и газообразным окислителем.

F-1 и J-2 В 1960-х это были самые мощные двигатели в своих классах. Да и нельзя не любить двигатели, подарившие нам такую красоту.