Твердотопливный ракетный двигатель

Применение

Космонавтика

Твердотопливные ступени никогда не использовались в советской и российской космонавтике, однако широко применялись и применяются в ракетной технике других стран. В основном это элементы первой ступени (боковые ускорители):

• Боковой ускоритель МТКК Спейс шаттл и Space Launch System.
• Вторая ступень Наро-1 (Республика Корея), Антарес (США).
• Семейство твердотопливных ступеней Castor (англ.)русск. и в любительском ракетостроении.

Боевые ракеты

Баллистические ракеты подводных лодок

• UGM-27 «Поларис» (1960)
• UGM-73 «Посейдон» (1970)
• UGM-96 «Трайдент» (1979)
• M1 (1972)
• M20 (1976)
• M45 (1996)
• M51
• Р-39 (1983)
• Р-30 «Булава»

Межконтинентальные баллистические ракеты

• LGM-30 «Минитмен» (1962)
• MX «Пискипер» (1986)
• РТ-23 УТТХ «Молодец»(1987)
• РТ-2ПМ «Тополь» (1982)
• РТ-2ПМ2 «Тополь-М» (1998)
• РС-24 «Ярс» (2009)
• РС-26 «Рубеж» (2017)

Противоракеты системы ПВО

LIM-49A «Спартен»

ПЗРК

Игла

В моделизме

В ракетомоделировании используется 2 типа двигателей на твёрдом топливе. Первые — на основе дымного пороха (в Америке такие двигатели имеются в свободной продаже). Но обычно используют расплав или смесь калийной селитры (или реже натриевой селитры) и углеводов (сахар, сорбит и декстроза) — это т. н. «карамель», она изготовляется самостоятельно. Ракетные двигатели обычно имеют сопло, но иногда делают и бессопловые двигатели. Их обычно изготовляют из картонных гильз для охотничьих ружей, в качестве сопла используется отверстие для капсюля.

Определения

Уде́льный и́мпульс — характеристика реактивного двигателя, равная отношению создаваемого им импульса (количества движения) к расходу топлива (обычно массовому, но может соотноситься и, например, с весом или объёмом топлива). Чем больше удельный импульс, тем меньше топлива надо потратить, чтобы получить определённое количество движения. Теоретически удельный импульс равен скорости истечения продуктов сгорания, фактически может от неё отличаться. Поэтому удельный импульс называют также эффективной (или эквивалентной) скоростью истечения продуктов сгорания.

Уде́льная тя́га — характеристика реактивного двигателя, равная отношению создаваемой им тяги к массовому расходу топлива. Измеряется в метрах в секунду (м/с = Н·с/кг = кгс·с/т.е.м.) и означает, в данной размерности, сколько секунд данный двигатель сможет создавать тягу в 1 Н, истратив при этом 1 кг топлива (или тягу в 1 кгс, истратив при этом 1 т.е.м. топлива). При другом толковании удельная тяга равна отношению тяги к весовому расходу топлива; в этом случае она измеряется в секундах (с = Н·с/Н = кгс·с/кгс) — это значение можно рассматривать как время, в течение которого двигатель может развивать тягу в 1 кгc, используя массу топлива в 1 кг (то есть весом 1 кгс). Для перевода весовой удельной тяги в массовую её надо умножить на ускорение свободного падения (принимаемое равным 9,80665 м/с²).

Формула приближённого расчёта удельного импульса (скорости истечения) для реактивных двигателей на химическом топливе выглядит так:

Iy=16641⋅TkuM⋅(1−papkM),{\displaystyle I_{y}={\sqrt {16641\cdot {\frac {T_{\text{k}}}{uM}}\cdot \left(1-{\frac {p_{\text{a}}}{p_{\text{k}}}}M\right)}},}

где T_k — температура газа в камере сгорания (разложения); p_k и p_a — давление газа соответственно в камере сгорания и на выходе из сопла; М — молекулярная масса газа в камере сгорания; u — коэффициент, характеризующий теплофизические свойства газа в камере (обычно u ≈ 15). Как видно из формулы в первом приближении, чем выше температура газа, чем меньше его молекулярная масса и чем выше соотношение давлений в камере РД к окружающему пространству, тем выше удельный импульс.

Примечания

Комментарии

1. «самый мощный в мире»: какими характеристиками будет обладать новый российский ракетный двигатель рд-171мв

   На языке формул это можно записать следующим образом. Тягу двигателя F можно выразить так:

   F=veff⋅m˙,{\displaystyle F=v_{\text{eff}}\cdot {\dot {m}},},

   где veff{\displaystyle v_{\text{eff}}} — эффективная скорость истечения реактивной струи (м/с), m˙=dmdt{\displaystyle {\dot {m}}=dm/dt} — скорость расхода массы топлива (кг/с). Таким образом, удельная тяга, как отношение тяги двигателя к массовому расходу топлива определяется как

   Im=Fm˙=veff{\displaystyle I_{m}={\frac {F}{\dot {m}}}=v_{\text{eff}}}

   и измеряется в м/c. Если брать отношение тяги к весовому расходу топлива, то

   Ig=Fgm˙=veffg{\displaystyle I_{g}={\frac {F}{g{\dot {m}}}}={\frac {v_{\text{eff}}}{g}}},

   где g — ускорение свободного падения. Величина gm˙{\displaystyle g{\dot {m}}} измеряется в величинах 9,81 кг·м/(с·с²) = кгс/с. Таким образом, если тяга выражена в килограмм-силах, удельная тяга получается в секундах.

Использованная литература и источники

1. Теория ракетных двигателей. Алемасов В. Е., Дрегалин А. Ф., Тишин А. П. 4-е изд. 1989. с. 21.
2. Электрический ракетный двигатель — статья из Большой советской энциклопедии. 

Достоинства и недостатки

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

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

Определения

Уде́льный и́мпульс — характеристика реактивного двигателя, равная отношению создаваемого им импульса (количества движения) к расходу топлива (обычно массовому, но может соотноситься и, например, с весом или объёмом топлива). Чем больше удельный импульс, тем меньше топлива надо потратить, чтобы получить определённое количество движения. Теоретически удельный импульс равен скорости истечения продуктов сгорания, фактически может от неё отличаться. Поэтому удельный импульс называют также эффективной (или эквивалентной) скоростью истечения продуктов сгорания.

Уде́льная тя́га — характеристика реактивного двигателя, равная отношению создаваемой им тяги к массовому расходу топлива. Измеряется в метрах в секунду (м/с = Н·с/кг = кгс·с/т.е.м.) и означает, в данной размерности, сколько секунд данный двигатель сможет создавать тягу в 1 Н, истратив при этом 1 кг топлива (или тягу в 1 кгс, истратив при этом 1 т.е.м. топлива). При другом толковании удельная тяга равна отношению тяги к весовому расходу топлива; в этом случае она измеряется в секундах (с = Н·с/Н = кгс·с/кгс) — это значение можно рассматривать как время, в течение которого двигатель может развивать тягу в 1 кгc, используя массу топлива в 1 кг (то есть весом 1 кгс). Для перевода весовой удельной тяги в массовую её надо умножить на ускорение свободного падения (принимаемое равным 9,80665 м/с²).

Формула приближённого расчёта удельного импульса (эффективной скорости истечения) для реактивных двигателей на химическом топливе выглядит так:

Iy=16641⋅TkuM⋅(1−papkM),{\displaystyle I_{y}={\sqrt {16\,641\cdot {\frac {T_{\text{k}}}{uM}}\cdot \left(1-{\frac {p_{\text{a}}}{p_{\text{k}}}}M\right)}},}

где T_k — температура газа в камере сгорания (разложения); p_k — давление газа в камере сгорания; p_a — давление газа на выходе из сопла; М — молекулярная масса газа в камере сгорания; u — коэффициент, характеризующий теплофизические свойства газа в камере (обычно u ≈ 15). Как видно из формулы в первом приближении, чем выше температура газа, чем меньше его молекулярная масса, чем выше давление в камере сгорания и чем ниже давление в окружающем пространстве, тем выше удельный импульс. Текущую формулу можно брать за основу для расчета импульса с фиксированной степенью расширения сопла при разных давлениях окружающей среды, то есть для атмосферных двигателей. В случае вакуумных двигателей применяется большая степень расширения сопла, которая позволяет получать увеличение эффективности на 10-20% при тех же внутренних параметрах и давлении на срезе сопла до 10-100 Па.

Удельный импульс двигателя имеет разные значения в вакууме и в среде (в частности, в воздухе). Он всегда меньше в среде, чем в пустоте. Удельный импульс при давлении невозмущённой окружающей среды p равен

Iy(p)=Fm˙=veff=va+(pa−p)Sm˙,{\displaystyle I_{y}(p)={\frac {F}{\dot {m}}}=v_{\text{eff}}=v_{a}+(p_{a}-p)S/{\dot {m}},}

где

• F — тяга двигателя;
• m˙=dmdt{\displaystyle {\dot {m}}=dm/dt} — массовый расход топлива,
• veff{\displaystyle v_{\text{eff}}} — эффективная скорость истечения,
• va{\displaystyle v_{a}} — действительная скорость истечения на выходном сечении сопла,
• pa{\displaystyle p_{a}} — давление на выходном сечении сопла,
• S{\displaystyle S} — площадь выходного сечения сопла.

Иногда рассматривают также объёмный удельный импульс IyV=FV˙,{\displaystyle I_{yV}=F/{\dot {V}},} определяемый не по массовому, а по объёмному расходу топлива V˙=dVdt.{\displaystyle {\dot {V}}=dV/dt.} Очевидно, что объёмный удельный импульс связан с массовым удельным импульсом следующим соотношением:

IyV=Iyρ,{\displaystyle I_{yV}=I_{y}\rho ,}

где ρ{\displaystyle \rho } — плотность топлива.

Ракетные двигатели

Основная статья: Ракетный двигатель

Большинство современных ракет оснащаются химическими ракетными двигателями. Подобный двигатель может использовать твёрдое, жидкое или гибридное ракетное топливо. Химическая реакция между топливом и окислителем начинается в камере сгорания, получающиеся в результате горячие газы образуют истекающую реактивную струю, ускоряются в реактивном сопле (соплах) и выбрасываются из ракеты. Ускорение этих газов в двигателе создаёт тягу — толкающую силу, заставляющую ракету двигаться. Принцип реактивного движения описывается третьим законом Ньютона.

Однако не всегда для движения ракет используются химические реакции. В паровых ракетах перегретая вода, вытекающая через сопло, превращается в высокоскоростную паровую струю, служащую движителем. Эффективность паровых ракет относительно низка, однако это окупается их простотой и безопасностью, а также дешевизной и доступностью воды. Работа небольшой паровой ракеты в 2004 году была проверена в космосе на борту спутника UK-DMC. Существуют проекты использования паровых ракет для межпланетной транспортировки грузов, с нагревом воды за счёт ядерной или солнечной энергии.

Ракеты наподобие паровой, в которых нагрев рабочего тела происходит вне рабочей зоны двигателя, иногда описывают как системы с двигателями внешнего сгорания. Другими примерами ракетных двигателей внешнего сгорания может служить большинство конструкций ядерных ракетных двигателей.

Силы, действующие на ракету в полёте

Наука, исследующая силы, действующие на ракеты или другие космические аппараты, называется астродинамикой.

Основные силы, действующие на ракету в полёте:

1. Тяга двигателя.
2. При движении в атмосфере — лобовое сопротивление.
3. Подъёмная сила. Обычно мала, но значительна для ракетопланов.
4. Сила тяжести.

Примечания

Комментарии

1. На языке формул это можно записать следующим образом. Тягу двигателя F можно выразить так:

   F=veff⋅m˙,{\displaystyle F=v_{\text{eff}}\cdot {\dot {m}},},

   где veff{\displaystyle v_{\text{eff}}} — эффективная скорость истечения реактивной струи (м/с), m˙=dmdt{\displaystyle {\dot {m}}=dm/dt} — скорость расхода массы топлива (кг/с). Таким образом, удельная тяга, как отношение тяги двигателя к массовому расходу топлива определяется как

   Im=Fm˙=veff{\displaystyle I_{m}={\frac {F}{\dot {m}}}=v_{\text{eff}}}

   и измеряется в м/c. Если брать отношение тяги к весовому расходу топлива, то

   Ig=Fgm˙=veffg{\displaystyle I_{g}={\frac {F}{g{\dot {m}}}}={\frac {v_{\text{eff}}}{g}}},

   где g — ускорение свободного падения. Величина gm˙{\displaystyle g{\dot {m}}} измеряется в величинах 9,81 кг·м/(с·с²) = кгс/с. Таким образом, если тяга выражена в килограмм-силах, удельная тяга получается в секундах.

Использованная литература и источники

1. ↑
2. Электрический ракетный двигатель — статья из Большой советской энциклопедии. 

Жидкотопливные ракеты

Роберт Годдард в 1925 году испытал первый двигатель, работающий на жидком топливе. Его двигатель использовал для работы жидкий кислород и бензин. Также он стремился решить многие фундаментальные проблемы в конструкции двигателя ракеты, включая стратегии охлаждения, механизмы накачки и рулевые механизмы. Такие проблемы делают ракеты с жидким топливом столь сложными. Все это ему успешно удалось.

Главная идея максимально проста. В большинстве жидкотопливных ракетных двигателях окислитель и топливо (к примеру, жидкий кислород и бензин закачиваются в камеру сгорания). Там они сгорают, создавая поток горячих газов с высоким давлением и скоростью. Эти газы проходят через специальное сопло, которое делают их скорость еще большей (от 8 тыс. до 16 тыс. километров в час), а затем выходят. Ниже приведена простая схема, демонстрирующая этот процесс наглядно.

На схеме видно сложности обычного ракетного двигателя. Например, нормальное топливо – это холодный жидкий газ по типу жидкого кислорода или жидкого водорода. Но одной из серьезных проблем подобного двигателя является охлаждение сопла и камеры сгорания, поэтому сначала холодная жидкость циркулирует вокруг перегретых частей, дабы их охладить. Насосы должны генерировать высокое давление, чтобы преодолеть давление в камере сгорания, сжигаемой топливом. Это охлаждение и подкачка делает ракетный двигатель схожим на неудачную попытку сантехнической самореализации. Теперь рассмотрим все варианты комбинации топлива, которые применяется в жидкотопливных двигателях ракет:

• жидкий кислород и жидкий водород (главные двигатели космических шаттлов);
• жидкий кислород и бензин (первые ракеты Годдарда);
• жидкий кислород и керосин (применялись в программе «Аполлон» в 1 ступени «Сатурна-5»);
• жидкий кислород и спирт (применялись ракетах V2 немецкого производства);
• четырехокись азота/монометилгидразин (применялись в двигателях «Кассини»).

Сравнение эффективности разных типов двигателей

Удельный импульс является важным параметром двигателя, характеризующим его эффективность. Эта величина не связана напрямую с энергетической эффективностью топлива и тягой двигателя, например, ионные двигатели имеют очень небольшую тягу, но благодаря высокому удельному импульсу находят применение в качестве маневровых двигателей в космической технике.

Для воздушно-реактивных двигателей (ВРД) величина удельного импульса на порядок выше, чем у химических ракетных двигателей за счёт того, что окислитель и рабочее тело поступают из окружающей среды и их расход не учитывается в формуле расчёта импульса, в которой фигурирует только массовый расход горючего. Однако использование окружающей среды при больших скоростях движения вызывает вырождение ВРД — их удельный импульс падает с ростом скорости. Приведённое в таблице значение соответствует дозвуковым скоростям.

Приведённое значение удельного импульса для жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) соответствует показателям эффективности современных кислородно-водородных ЖРД в вакууме. Наибольшее значение, когда-либо продемонстрированное на практике, было получено с использованием трёхкомпонентной схемы литий/водород/фтор и составляет 542 секунды (5320 м/с), но ей не было найдено практического применения по причине технологических трудностей.

Описание

VASIMR, иногда рассматриваемый как электротепловой плазменный ускоритель (ЭПУ), использует радиоволны для ионизации рабочего тела с последующим разгоном полученной плазмы с помощью электромагнитного поля, для получения тяги.

Этот тип двигателя можно рассматривать как разновидность безэлектродного плазменного двигателя, отличающегося в способе ускорения плазмы; оба типа двигателя не имеют никаких электродов. Основное преимущество такого проекта состоит в исключении эрозии электродов. Более того, так как все части VASIMR защищены магнитным полем и не приходят в прямой контакт с плазмой, потенциальная продолжительность эксплуатации двигателя, построенного по такому проекту, гораздо выше ионного двигателя.

Изменяя количество энергии на радиоволновый разогрев и количество рабочего тела, из которого создаётся плазма, VASIMR способен как производить малую тягу с высоким удельным импульсом, так и относительно высокую тягу с низким удельным импульсом.

Диаграмма VASIMR

В отличие от обычных циклотронно-резонансных нагревающих процессов, ионы в VASIMR сразу же проходят через магнитное сопло быстрее времени, необходимого для достижения термодинамического равновесия.
Согласно теоретической работе 2004 года Арефьева и Брейзмана из Техасского университета в Остине, практически вся энергия в ионной циклотронной волне будет равномерно распределена в ионизированной плазме за один проход в циклотронном абсорбционном процессе. Это позволяет ионам покинуть магнитное сопло с очень узким распределением энергии, что даёт упрощённое и более плотное распределение магнитов в двигателе.

Эффективность

Текущие VASIMR должны обладать удельными импульсами в диапазоне от 3000 до 30 000 секунд (скорости истечения от 30 до 300 км/с). Нижний предел этого диапазона сопоставим с некоторыми существующими концепциями ионных двигателей. Регулируя получение плазмы и нагрев, в двигателе VASIMR можно управлять удельным импульсом и тягой. Двигатель также способен использовать гораздо более высокие уровни энергии (мегаватты) по сравнению с существующими концепциями ионных двигателей. Поэтому VASIMR может обеспечить в десятки раз большую тягу, при условии наличия подходящего источника энергии.

Топливо

• Гомогенные топлива. Представляют собой твёрдые растворы (обычно — нитроцеллюлозы) в нелетучем растворителе (обычно в нитроглицерине). Применяются в небольших ракетах.
• Смесевые топлива. Это смесь твёрдых окислителя и горючего. Наиболее значимы:
  • Дымный порох. Исторически первое ракетное топливо. Состав: селитра, древесный уголь и сера.
  • Смесевые топлива на основе перхлората аммония (окислитель) и полимерного горючего. Наиболее широко применяемое топливо для тяжелых ракет военного и космического назначения.
  • В ракетомоделизме получило широкое распространение самодельное смесевое топливо на основе нитрата калия и органических связующих, доступных в быту (сорбит, сахар и тому подобных).

Топливо РДТТ американских межконтинентальных ракет состояло из смеси на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана с алюминием (первая ступень), с присадками (связующего НТРВ (англ. Hydroxyl Terminated Poly Butadien — полибутадиена с концевой гидроксильной группой), улучшающими стабильность скорости горения, формование и хранения заряда и смесью на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана в смеси с сополимером полибутадиена и акриловой кислоты (вторая ступень).

Примечания

Комментарии

1. На языке формул это можно записать следующим образом. Тягу двигателя F можно выразить так:

   F=veff⋅m˙,{\displaystyle F=v_{\text{eff}}\cdot {\dot {m}},},

   где veff{\displaystyle v_{\text{eff}}} — эффективная скорость истечения реактивной струи (м/с), m˙=dmdt{\displaystyle {\dot {m}}=dm/dt} — скорость расхода массы топлива (кг/с). Таким образом, удельная тяга, как отношение тяги двигателя к массовому расходу топлива определяется как

   Im=Fm˙=veff{\displaystyle I_{m}={\frac {F}{\dot {m}}}=v_{\text{eff}}}

   и измеряется в м/c. Если брать отношение тяги к весовому расходу топлива, то

   Ig=Fgm˙=veffg{\displaystyle I_{g}={\frac {F}{g{\dot {m}}}}={\frac {v_{\text{eff}}}{g}}},

   где g — ускорение свободного падения. Величина gm˙{\displaystyle g{\dot {m}}} измеряется в величинах 9,81 кг·м/(с·с²) = кгс/с. Таким образом, если тяга выражена в килограмм-силах, удельная тяга получается в секундах.

Использованная литература и источники

1. Теория ракетных двигателей. Алемасов В. Е., Дрегалин А. Ф., Тишин А. П. 4-е изд. 1989. с. 21.
2. Электрический ракетный двигатель — статья из Большой советской энциклопедии. 

Сравнение эффективности разных типов двигателей

Удельный импульс является важным параметром двигателя, характеризующим его эффективность. Эта величина не связана напрямую с энергетической эффективностью топлива и тягой двигателя, например, ионные двигатели имеют очень небольшую тягу, но благодаря высокому удельному импульсу находят применение в качестве маневровых двигателей в космической технике.

Для воздушно-реактивных двигателей величина удельного импульса на порядок выше, чем у химических ракетных двигателей за счёт того, что окислитель и рабочее тело поступают из окружающей среды и их расход не учитывается в формуле расчёта импульса, в которой фигурирует только массовый расход горючего. Однако использование окружающей среды при больших скоростях движения вызывает вырождение ВРД — их удельный импульс падает с ростом скорости. Приведённое в таблице значение соответствует дозвуковым скоростям.

Приведенное значение удельного импульса для жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) соответствует показателям эффективности современных кислородно-водородных ЖРД в вакууме. Наибольшее значение, когда-либо продемонстрированное на практике, было получено с использованием трехкомпонентной схемы литий/водород/фтор и составляет 542 секунды (5 320 м/с), но ей не было найдено практического применения по причине технологических трудностей.

Применение

Космонавтика

Твердотопливные ступени никогда не использовались в советской и российской космонавтике, однако широко применялись и применяются в ракетной технике других стран. В основном это элементы первой ступени (боковые ускорители):

• Боковой ускоритель МТКК Спейс шаттл и Space Launch System.
• Вторая ступень Наро-1 (Республика Корея), Антарес (США).
• Семейство твердотопливных ступеней Castor (англ.)русск. и в любительском ракетостроении.

Боевые ракеты

Баллистические ракеты подводных лодок

• UGM-27 «Поларис» (1960)
• UGM-73 «Посейдон» (1970)
• UGM-96 «Трайдент» (1979)
• M1 (1972)
• M20 (1976)
• M45 (1996)
• M51
• Р-39 (1983)
• Р-30 «Булава»

Межконтинентальные баллистические ракеты

• LGM-30 «Минитмен» (1962)
• MX «Пискипер» (1986)
• РТ-23 УТТХ «Молодец»(1987)
• РТ-2ПМ «Тополь» (1982)
• РТ-2ПМ2 «Тополь-М» (1998)
• РС-24 «Ярс» (2009)
• РС-26 «Рубеж» (2017)

Противоракеты системы ПВО

LIM-49A «Спартен»

ПЗРК

Игла

В моделизме

В ракетомоделировании используется 2 типа двигателей на твёрдом топливе. Первые — на основе дымного пороха (в Америке такие двигатели имеются в свободной продаже). Но обычно используют расплав или смесь калийной селитры (или реже натриевой селитры) и углеводов (сахар, сорбит и декстроза) — это т. н. «карамель», она изготовляется самостоятельно. Ракетные двигатели обычно имеют сопло, но иногда делают и бессопловые двигатели. Их обычно изготовляют из картонных гильз для охотничьих ружей, в качестве сопла используется отверстие для капсюля.

Сравнение эффективности разных типов двигателей

Удельный импульс является важным параметром двигателя, характеризующим его эффективность. Эта величина не связана напрямую с энергетической эффективностью топлива и тягой двигателя, например, ионные двигатели имеют очень небольшую тягу, но благодаря высокому удельному импульсу находят применение в качестве маневровых двигателей в космической технике.

Для воздушно-реактивных двигателей величина удельного импульса на порядок выше, чем у химических ракетных двигателей за счёт того, что окислитель и рабочее тело поступают из окружающей среды и их расход не учитывается в формуле расчёта импульса, в которой фигурирует только массовый расход горючего. Однако использование окружающей среды при больших скоростях движения вызывает вырождение ВРД — их удельный импульс падает с ростом скорости. Приведённое в таблице значение соответствует дозвуковым скоростям.

Приведенное значение удельного импульса для жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) соответствует показателям эффективности современных кислородно-водородных ЖРД в вакууме. Наибольшее значение, когда-либо продемонстрированное на практике, было получено с использованием трехкомпонентной схемы литий/водород/фтор и составляет 542 секунды (5 320 м/с), но ей не было найдено практического применения по причине технологических трудностей.

Достоинства и недостатки

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

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

Топливо

Основная статья: Твёрдое ракетное топливо

• Гомогенные топлива. Представляют собой твёрдые растворы (обычно — нитроцеллюлозы) в нелетучем растворителе (обычно в нитроглицерине). Применяются в небольших ракетах.
• Смесевые топлива. Это смесь твёрдых окислителя и горючего. Наиболее значимы:
  • Дымный порох. Исторически первое ракетное топливо. Состав: селитра, древесный уголь и сера.
  • Смесевые топлива на основе перхлората аммония (окислитель) и полимерного горючего. Наиболее широко применяемое топливо для тяжелых ракет военного и космического назначения.
  • В ракетомоделизме получило широкое распространение самодельное смесевое топливо на основе нитрата калия и органических связующих, доступных в быту (сорбит, сахар и тому подобных).

Топливо РДТТ американских межконтинентальных ракет состояло из смеси на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана с алюминием (первая ступень), с присадками (связующего НТРВ (англ. Hydroxyl Terminated Poly Butadien — полибутадиена с концевой гидроксильной группой), улучшающими стабильность скорости горения, формование и хранения заряда и смесью на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана в смеси с сополимером полибутадиена и акриловой кислоты (вторая ступень).