Ракетные двигатели подразделяются на двигатели с химическим топливом и ядерные ракетные двигатели. Двигатели с химическим топливом в свою очередь делятся на две основные группы — ракетные двигатели с твердым топливом (РДТТ) и жидкостные ракетные двигатели (ЖРД). В РДТТ твердое топливо (обычно разные сорта порохов), содержащее в себе и горючее, и окислитель, воспламеняется при запуске ракеты и постепенно выгорает, образуя газообразные продукты сгорания, истекающие из сопла. Схема РДТТ представлена на рисунке 1. Здесь 1 — камера сгорания; 2 — твердое топливо; 3 — сопло.
В момент запуска двигателя давление газообразных продуктов сгорания твердого топлива мгновенно повышается от атмосферного давления p1 до некоторого давления p2. В различных типах двигателей величина p2 может достигать нескольких десятков и даже сотен атмосфер; процесс повышения давления происходит настолько быстро, что его можно считать изохорным.
Процесс подвода теплоты к продуктам сгорания можно считать изобарным (линия 2-3). Затем газообразные продукты сгорания адиабатно расширяются в сопле (3-4). Цикл замыкается изобарой 4-1 (охлаждение продуктов сгорания в окружающей среде). В камере сгорания продукты сгорания твердого топлива имеют настолько высокую плотность по сравнению с газами, истекающими из сопла, что изохора 1-2 изображена совпадающей с осью ординат.
Благодаря простоте конструкции и удобству в эксплуатации РДТТ получают все большее распространение в ракетной технике.
На рисунке 2 изображена схема ЖРД. В камеру сгорания 1 подаются жидкое горючее из топливного бака 2 и окислитель из бака 3 с помощью насосов 4 и 5. Сгорание осуществляется при практически постоянном давлении р2.
Газообразные продукты сгорания истекают из сопла 6 в окружающую среду. Жидкие горючее и окислитель подаются в камеру сгорания под давлением p2. Поэтому вместо сжатия газообразного рабочего тела в ЖРД осуществляется сжатие жидких компонентов этого рабочего тела. Поскольку жидкость можно считать практически несжимаемой, сжатие компонентов горючей смеси можно считать изохорным, а поскольку плотность жидкости гораздо выше плотности продуктов сгорания, изохора 1-2 изображена практически совпадающей с осью ординат.
Изобара 2-3 соответствует процессу подвода теплоты в камере сгорания, адиабата 3-4 — расширению в сопле. Изобара 4-1 (давление окружающей среды) замыкает цикл.
Таким образом, цикл ЖРД в принципе аналогичен циклу РДТТ.
Жидкостные ракетные двигатели широко используются в ракетной, а в ряде случаев и в авиационной технике.
Рассмотрим теперь циклы ядерных ракетных двигателей. Возможная схема ЯРД изображена на рисунке 3. Рабочее тело, находящееся в жидком состоянии в баке 1, с помощью насоса 2 прокачивается через активную зону ядерного реактора 3, где к нему подводится теплота. Процесс подвода теплоты в реакторе происходит при постоянном давлении рабочего тела. Из реактора газообразное рабочее тело поступает в сопло 4, в котором расширяется и затем истекает в окружающую среду. Из изложенного ясно, что с точки зрения термодинамики цикл ЯРД аналогичен циклу ЖРД.
Другая возможная схема ЯРД представлена на рисунке 4. Жидкое рабочее тело, в котором в виде суспензии или другой смеси находится ядерное топливо (уран-235 или плутоний), из баков 1, снабженных устройствами, предотвращающими цепную реакцию, подается в камеру «сгорания» 2. В камере масса ядерного горючего превышает критическую и осуществляется цепная реакция. Теплота, выделяющаяся при ядерной реакции, нагревает рабочее тело, которое затем расширяется в сопле 3 и истекает во внешнюю среду. Термодинамически цикл ЯРД этого типа аналогичен предыдущему.
Важно подчеркнуть, что в отличие от воздушно-реактивных и ракетных двигателей, работающих на химическом топливе, в ядерных ракетных двигателях рабочее тело не является продуктом сгорания топлива. Следовательно, рабочее тело для ЯРД может быть выбрано из соображений наибольшей термодинамической целесообразности.
Наряду с водородом в качестве возможных рабочих тел ядерных ракетных двигателей рассматриваются гелий, водяной пар, водородные соединения легких элементов. Следует отметить, что хотя тяга ядерных ракетных двигателей невелика по сравнению с тягой химических ракетных двигателей, ядерный двигатель может работать в течение гораздо большего (на много порядков) времени, чем ракетный двигатель с химическим топливом. Поэтому ЯРД является весьма перспективным типом двигателя для управляемых межпланетных космических кораблей. Для старта такого корабля с Земли, по-видимому, должны быть использованы двигатели с химическим топливом, а ЯРД будут включаться при полете за пределами земного притяжения.