Рідкий кисень | Рідкий водень | 0,25 | 340 | 13400

Рідкий кисень | Диметилгидразин | 1,02 | 285 | 9200

Рідкий фтор | Гидразин | 1,32 | 345 | 9350

Але в кисню поряд з достоїнствами є й один недолік – при нормальній температурі він являє собою газ. Зрозуміло, що застосовувати в ракеті газоподібний кисень не можна адже в цьому випадку довелося б його зберігати під великим тиском у масивних балонах. Тому вже Ціолковський, першим запропонував, кисень як компонент ракетного палива, говорив про рідкий кисень як про компонент без якого космічні польоти не будуть можливі.

Щоб перетворити кисень у рідину, його потрібно остудити до температури -183°С. Однак зріджений кисень легко і швидко випаровується, навіть якщо його зберігати в спеціальних теплоизолюючих посудинах. Тому не можна довго тримати споряджену ракету, двигун якої використовує як окислювач рідкий кисень. Заправляти кисневий бак такої ракети приходиться безпосередньо перед запуском. Якщо таке можливо для космічних і інших ракет цивільного призначення, то для військових ракет, що потрібно підтримувати в готовності до негайного запуску протягом тривалого часу таке неприйнятно. Азотна кислота не має такого недоліку і тому є окислювачем, що зберігається. Цим порозумівається її міцне положення в ракетній техніці, особливо військової, незважаючи на істотно меншу силу тяги, що вона забезпечує.

Використання найбільш сильного з усіх відомих хімії окислювачів – фтору дозволить істотно збільшити ефективність рідинних реактивних двигунів. Однак рідкий фтор дуже незручний в експлуатації і збереженні через отруйність і низкою температури кипіння (-188°С). Але це не зупиняє вчених-ракетників: експериментальні двигуни на фторі вже існують і випробуються в лабораторіях і на експериментальних стендах.

Радянський учений Ф.А. Цандер ще в тридцяті роки у своїх працях запропонував використовувати в між планетних польотах як пальне легкі метали, з яких буде виготовлений космічний корабель – літій, бериллій, алюміній і ін. Особливо як добавку до звичайного палива, наприклад воднево-кисневому. Подібні «потрійні композиції» здатні забезпечити найбільшу з можливих для хімічних палив швидкість витікання – до 5 км/с. Але це вже практично межа ресурсів хімії. Більшого вона практично зробити не може.

Хоча в пропонованому описі поки переважають рідинні ракетні двигуни, потрібно сказати, що першим в історії людства був створений термохімічний ракетний двигун на твердому паливі – РДТП.

Паливо – наприклад спеціальний порох – знаходиться безпосередньо в камері згоряння. Камера згоряння з реактивним соплом, заповнена твердим паливом – от і вся конструкція. Режим згоряння твердого палива залежить від призначення РДТП (стартовий, маршовий чи комбінований). Для твердотопливных ракет застосовуваних у військовій справі характерна наявність стартового і маршового двигунів. Стартовий РДТП розвиває велику тягу на дуже короткий час, що необхідно для сходу ракети з пускової установки і її первісного розгону. Маршовий РДТП призначений для підтримки постійної швидкості польоту ракети на основному (маршовій) ділянці траєкторії польоту. Розходження між ними полягають в основному в конструкції камери згоряння і профілі поверхні горіння паливного заряду, що визначають швидкість горіння палива від якого залежить час роботи і тяга двигуна. На відміну від таких ракет космічні ракети-носії для запуску супутників Землі, орбітальних станцій і космічних кораблів, а також міжпланетних станцій працюють тільки в стартовому режимі зі старту ракети до видпровадження об'єкта на орбіту навколо Землі чи на міжпланетну траєкторію.

У цілому твердо паливні ракетні двигуни мають багато переваг перед двигунами на рідкому паливі: вони прості у виготовленні, тривалий час можуть зберігатися, завжди готові до дії, відносно вибухобезпечні. Але по питомій тязі твердо паливні двигуни на 10-30% уступають рідинним.

ЯДЕРНІ РАКЕТНІ ДВИГУНИ

Один з основних недоліків ракетних двигунів, що працюють на рідкому паливі, зв'язаний з обмеженою швидкістю витікання газів. У ядерних ракетних двигунах представляється можливість використовувати колосальну енергію, що виводиться при розкладанні ядерного «пального», для нагрівання робочої речовини.

Принцип дії ядерних ракетних двигунів майже не відрізняється від принципу дії термохімічних двигунів. Різниця полягає в тім, що робоче тіло нагрівається не за рахунок своєї власної хімічної енергії, а за рахунок «сторонньої» енергії, що виділяється при внутрішньоядерній реакції. Робоче тіло пропускається через ядерний реактор, у якому відбувається реакція розподілу атомних ядер (наприклад, урану), і при цьому нагрівається.

У ядерних ракетних двигунів відпадає необхідність в окислювачі і тому може бути використана тільки одна рідина.

Як робоче тіло доцільно застосовувати речовини, що дозволяють двигуну розвивати велику силу тяги. Цій умові найбільше повно задовольняє водень, потім слідує аміак, гидразин і вода.

Процеси, при яких виділяється ядерна енергія, підрозділяють на радіоактивні перетворення, реакції розподілу важких ядер, реакцію синтезу легких ядер.

Радіоізотопні перетворення реалізуються в так званих ізотопних джерелах енергії. Питома масова енергія (енергія, що може виділити речовину масою 1кг) штучних радіоактивних ізотопів значно вище, ніж хімічних палив. Так, для 210Ро вона дорівнює 5*108 КДж/кг, у той час як для найбільше енергетично виробляємого хімічного палива (бериллія з киснем) це значення не перевищує 3*104 КДж/кг.

На жаль, подібні двигуни застосовувати на космічних ракетах-носіях поки не раціонально. Причина цього – висока вартість ізотопної речовини і труднощі експлуатації. Адже ізотоп виділяє енергію постійно, навіть при його транспортуванні в спеціальному контейнері і при стоянці ракети на старті.

У ядерних реакторах використовується більш эненергетично виробниче паливо. Так, питома масова енергія 235U (дилячого ізотопу урану) дорівнює 6,75*109 КДж/кг, тобто приблизно на порядок вище, ніж в ізотопу 210Ро. Ці двигуни можна «включати» і «виключати», ядерне пальне