Двигатель ракеты: Ракетные двигатели: от китайских фейерверков до космических кораблей

Какой ракетный двигатель самый лучший? / Хабр

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 (раз, два), 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:

РД-107/108. Парадоксально? Невысокие параметры? Всего 90 тонн тяги? 60 атмосфер в камере? Привод турбонасоса от перекиси водорода, что устарело лет на 70? Это все неважно, если двигатель имеет высочайшую надежность, а по стоимости приближается к «большому глупому носителю». Да, конечно, когда-нибудь и его время пройдет, но эти двигатели будут жить еще лет десять минимум, и, похоже, поставят рекорд по долголетию. Не получится найти более успешный двигатель с более славной историей.

Использованные источники

Материал во многом базируется на вот этой сводной таблице из английской вики, там стараются на каждую цифру дать ссылку и держать материал актуальным.
Полная картинка КДПВ с копирайтами, которые пришлось отрезать при кадрировании — тут.

Похожие материалы по тегу «незаметные сложности».

Россия создаст свой первый метановый ракетный двигатель и многоразовую ракету

Вслед за американскими Blue Origin и SpaceX «Роскосмос» заявил о создании метанового ракетного двигателя уже через три-четыре года, и это очень хорошая новость.

НПО «Энергомаш» приступило к разработке принципиально нового ракетного двигателя на метане — РД-169. На его основе в течение пяти-шести лет может быть создана первая российская ракета с многоразовой первой ступенью, утверждает глава НПО «Энергомаш» Игорь Арбузов.

Впрочем, на самом деле Арбузов, сообщивший журналистам о создании двигателя, вовсе не говорил ничего о «принципиально новом» движке — и это не просто так. РД-169 — это проект 1990-х годов, долгое время лежавший на полке и обретший актуальность лишь в новых условиях — благодаря сильной коммерческой конкуренции со стороны американских компаний. Почему двигатель из 90-х ждал своего часа так долго и за что его стоит любить и сегодня — попробуем разобраться ниже.

Новый двигатель или не совсем?
Фото © РИА Новости/Григорий Сысоев
Всё началось с интервью главы «Энергомаша» Игоря Арбузова РИА «Новости». В нём он сообщил: «Двигатель получил название РД-169. Это фактически новый двигатель, создающийся на основе тех знаний, которые мы формировали с начала 2000-х годов… Нам нужно три-четыре года, и мы сможем приступить к испытаниям полноценного метанового двигателя».
Здесь очень важно слово «фактически». Дело в том, что на самом деле проект метанового ракетного двигателя получил название «РД-169» в далекие 90-е годы. Борис Каторгин, тогдашний глава «Энергомаша», двадцать лет назад, летом 1998 года, так описывал эту новинку: «В настоящее время для РН легкого класса «Рикша-1″ разработан эскизный проект двигательного модуля РД169… Тяга у Земли 15 тс, в пустоте 17 тс…» и так далее. По данным эскизного проекта 1998 года, это довольно простой, лёгкий и небольшой (диаметр — всего 50 сантиметров) однокамерный жидкостный ракетный двигатель, сжигающий смесь жидкого метана (или природного газа) и жидкого кислорода.
Тогда почему Арбузов говорил «фактически новый»? Всё просто: в 1998 году это был эскизный проект, и Каторгин отмечал, что на его отработку после начала финансирования потребуется четыре года. С тех пор, всё ещё не получая финансирования на этот проект от государства, НПО «Энергомаш» договорился с американской компанией Pratt & Whitney. Та заказала разработку и испытания РД-0146. Потом на базе этого двигателя энергомашевцы провели свои первые опыты по сжиганию метан-кислородной смеси в ракетном двигателе (о таких опытах и упомянул Арбузов). То есть то, что в 1998 было просто эскизом, сегодня опирается на опыты, хотя бы и проделанные на другом движке.

Зачем нам метановый ракетный двигатель?
Для космоса преимущества метана над керосином не в том, что он в разы дешевле. Более важно то, что метан не оставляет сажи при сгорании. Поэтому двигатели на нём можно много раз использовать повторно: как писал Каторгин ещё в 1998 году, без «…специальной обработки полостей…, что облегчает многократное их использование без переборки».
Фото © РИА Новости/Сергей Мамонтов
На сегодня российские «Протоны» с коммерческого рынка почти полностью вытеснены более дешёвыми американскими ракетами Falcоn 9 c многоразовой первой ступенью. Однако пока ракетные двигатели их первой ступени — так же, как и современные российские — работают на керосине и кислороде, отчего в них накапливается сажа. Реалистичные оценки многоразовости первых ступеней с «сажевыми» двигателями — порядка десятка раз, дальше нужна переборка. Если Россия выпустит на рынок ракету с метановыми двигателями первой ступени, то её можно будет использовать больше раз, чем ракету конкурента, Falcоn 9. То есть наши пуски могут оказаться дешевле.
Поэтому создание российского метанового движка для многоразовой ракеты можно только приветствовать. SpaceX и сама планирует перевести Falcоn 9 на метан, но получится это у неё или нет — ещё очень большой вопрос. А пока стоит отметить, что при «метановой» первой ступени будущая российская ракета сможет как минимум на равных побороться за зарубежные коммерческие заказы.
Метан не единственное ракетное топливо, пригодное для многоразовых первых ступеней. Водород при сгорании тоже сажи не даёт. Однако температура его сжижения — минус четверть тысячи градусов, куда ниже, чем у жидкого метана. Требующаяся для него криогенная инфраструктура много сложнее и дороже. Есть и другие проблемы — водород плохо удерживается даже в охлаждаемых ёмкостях, иной раз «утекая» из них за считаные месяцы. Метан и здесь лучше — хранить его сжиженным можно годами.

Почему такой маленький?
РД-169 — небольшой двигатель и по тяге, и по размерам. Может возникнуть вопрос: почему? Понятно, зачем такой «малыш» был нужен в 1998 году: на его основе планировали делать лёгкую ракету «Рикша-1», в такую совсем большой двигатель не поставишь. Но сейчас РД-169, по словам Арбузова, планируется использовать в «многоразовой ракете-носителе среднего класса для коммерческого использования». Зачем же средней ракете малый двигатель?
Всё дело в слове «многоразовой». Для многоразовой ракеты нужно много мелких двигателей на первой ступени (у Falcon-9 их девять штук). Один большой двигатель при посадке на хвост даст слишком большую тягу. И ракета не сможет сесть — она будет парить над площадкой, пока не кончится топливо, а потом упадет на неё, получая повреждения. Совсем другое дело, если взять сразу несколько РД-169 и поставить в первую ступень. В этом случае достаточно использовать при посадке только один из них и ракета «встанет на ноги» без проблем.
Чтобы понять, насколько несколько малых двигателей лучше одного большого, можно обратиться к опыту российского частного космоса. Отечественная S7 Space планирует для своего «Морского старта» применить ракеты со старинным советским двигателем НК-33, созданным ещё для лунной программы. Как и следует ожидать от двигателя для полётов к Луне, он довольно большой и мощный.
Как отметил Павел Пушкин, глава другой частной космической компании «Космокурс», «ракеты — это не лего-кубики. На одном НК-33 посадить ракету будет сложноватенько [из-за слишком большой тяги одного большого двигателя]… Проект получается очень проблематичным с точки зрения вероятности успешного осуществления. Я понимаю, что выхода другого вроде как и нет, но это тоже, по моему мнению, не выход, а самообманочка». Трудно не порадоваться за энергомашевцев, которые пока прошли мимо «самообманочки», выбрав малые метановые двигатели.

Перспективы модульности?
Интересно, что в эскизном проекте РД-169 от 1998 года учитывался и такой вариант: если нужна ракета с большой грузоподъёмностью, то берётся шесть двигательных модулей РД-169, объединяются в один блок, который получает название РД-190. Тогда, в отличие от ракеты типа «Рикша-1», можно будет вывести на низкую околоземную орбиту уже не 1,7 тонны, а сразу много тонн. Если использовать «пакет» из нескольких РД-190 (каждый из которых — шесть РД-169), то можно получить уже не среднюю ракету с многоразовой первой ступенью, а тяжёлую ракету с такой же ступенью.
Потенциально это очень важно. Дело в том, что Falcon 9, как и разрабатываемая другой американской компанией ракета New Glenn, — носитель тяжёлый. Поэтому он может вывести на орбиту даже тяжёлый спутник и всё равно посадить первую ступень самой ракеты. Грузоподъёмность тяжёлого носителя позволяет оставить достаточный запас топлива у первой ступени. Как отмечает Арбузов, российскую многоразовую ракету планируют средней. Это легко понять: первый опыт в области посадки ракет на хвост — дело довольно рискованное. Вдруг что-то пойдёт не так. Falcon 9 в начале своей карьеры тоже был средним и только после успешных полётов постепенно вырос до тяжёлого.
Но у средней ракеты с многоразовой первой ступенью будет проблема — она не сможет выводить в космос действительно тяжёлые спутники и при этом сажать первую ступень. Ей банально не хватит топлива. В случае использования двигательных модулей РД-169 перспективному среднему российскому носителю для коммерческих запусков будет проще стать тяжёлым. Тем самым он сможет оставаться многоразовым даже при запуске больших коммерческих спутников. Пойдёт ли «Роскосмос» по этому пути — вопрос пока открытый.

Немного осторожности
Следует понимать: далеко не все анонсированные в прессе проекты становятся реальностью — и у нас, и у NASA. В 1990-е энергомашевцы уже предлагали метановые двигатели. Вопрос не в том, могут ли они их создать или нет — определенно могут, а в том, доведут ли проект до фактического результата. То, что потенциал у НПО «Энергомаш» есть, — очевидно. В конце концов, именно оно недавно подписало контракт на поставку ещё шести ракетных двигателей РД-180 в США к 2020 году.
Для того чтобы РД-169 (и многоразовая ракета на нём) стали металлом — нужны деньги, которых «Роскосмосу» часто не хватает. Не случайно Игорь Арбузов, говоря о концепции метановой многоразовой ракеты, сказал: «Я думаю, что в течение пяти-шести лет можно выйти на создание такого носителя, если решение будет принято госкорпорацией Роскосмос». «Если» — для российской космонавтики очень могущественное слово. Только будущее покажет, будет ли такое решение принято на практике.

Русский ядерный двигатель для космического корабля: Миф или ближайшее будущее?

Российская ракета с ядерной двигательной установкой может отправиться в космос на испытательный полёт уже в этом году. Об этом Царьград информировал доверенный источник, знакомый с ситуацией в русской космической отрасли.

Технически там всё практически ясно, — рассказал специалист, знакомый с научной стороной проблемы. — Схема двигателя понятна, ионный прототип с хорошим удельным импульсом разработан, изготовлен и испытан на стендах. Есть представление о ракете в целом, кое-что тоже испытывается. Если поднапрячься, изделие может быть отправлено для испытаний в реальном космосе достаточно быстро, не исключаю, что и в нынешнем году, хотя говорят в целом о двадцатых годах.

Но это всё — именно «может быть», со вздохом дополнил учёный. Ибо сегодня в космической отрасли и с исполнительной дисциплиной, мягко говоря, есть сложности, и в целом отмечаются метания, интенсивность которых, также мягко говоря, набрала слишком размашистую амплитуду…

Совещание о ракетоплане

Вовсе не случайно, отметил источник, что недавно была организована утечка информации о совещании в «Роскосмосе», где прозвучал призыв готовиться к переходу космонавтики на ракетопланы с ядерной двигательной установкой.

Согласно сообщению, вышедшему в РИА Новости, совещание по перспективам создания многоразовой ракетно-космической техники, состоявшееся в госкорпорации, завершилось составлением предложения для предприятий, в котором значилось «рассмотрение принципиально новых компоновок» для многоразовых космических систем. Среди этих компоновок упоминались также и «ракетопланы с ядерной двигательной установкой».

Ракетопланы, разъяснил информатор Царьграда, — если это, правда, не всего лишь словцо, полюбившееся «эффективным менеджерам», как не без яда добавил он, — это практически космические самолёты, умеющие летать в атмосфере и поднимающиеся в космос на крыльях. Неслучайно в контексте новости о совещании в «Роскосмосе» упоминались многоразовый корабль «Буран», орбитальный самолёт «Бор», многоразовые крылатые ускорители «Байкал» для ракеты «Ангара».

«Буран». Фото: www.globallookpress.com

Иное дело, что подобные аппараты не обязательно должны летать на ядерных двигательных установках, как не летал, например, тот же «Буран». Но факт и то, заявил учёный, что нынешние химические ракетные виды топлива практически близки к исчерпанию энергетического потенциала и на них невозможна межпланетная космонавтика. То есть ждать по году, а то и по десятилетию, покамест автоматические зонды доберутся до Марса, Юпитера или объекта Ультима Туле в поясе Койпера, — это можно. Сидя в своей лаборатории или дома под надёжным укрытием атмосферы и земных магнитных полей от опасных космических излучений. Но вот отправляться в полуторагодичный полёт на Марс без возможности сманеврировать и в случае чего вернуться — это слишком большой риск при слишком небольших шансах на успех.

Мы ещё автоматические зонды с Марса не научились возвращать, — подытожил консультант Царьграда в космической сфере. — Где уж думать о том, как вернуть корабль с людьми, летящий, по сути, как камушек, практически неуправляемый в полёте.

Фото: www.globallookpress.com

Корабль с ядерным двигателем

В чём принципиальная разница между нынешними ракетами с химическими двигателями и транспортно-энергетическими модулями на основе ядерной энергодвигательной установки?

Первые похожи на набор цистерн с топливом, которые поднимают корабль на орбиту, это топливо вырабатывая, а «цистерны» отбрасывая. Эта схема действует уже 70 лет и стала за это время достаточно отработанной и надёжной. Но! Чем сложнее техника, чем больше в ней деталей — тем быстрее случается её отказ. Как ни совершенствуй и ни контролируй её. Даже без злого умысла — чистая статистика, закон больших чисел. Что погубило, скажем, советскую лунную программу в 1960-х годах? Да в значительной степени то, что синхронизировать работу 30 двигателей первой ступени, 8 — второй и 4 — третьей было задачей непосильной для тогдашней техники.

Но и в случае удачного сложения всех обстоятельств выведенное на орбиту изделие оказывается с очень ограниченным запасом топлива, не позволяющим совершать полноценные манёвры в космосе. То-то вон и МКС приходится поднимать, чтобы не соскользнула с нужной орбиты, с помощью дополнительного топлива и транспортных кораблей. А теперь представим, что будет делать подобная МКС возле Марса. И как её уводить оттуда?

А вот ядерная энергодвигательная установка от таких проблем практически свободна. Главное только — не перепутать: одно дело — двигатель для неё, другое — энергетика для двигателя. Энергетику обеспечивает ядерный реактор, который даёт электрический ток. Считается, что мощность тока должна быть не менее чем на мегаваттном уровне.

Фото: Billion Photos / Shutterstock.com

А вот двигатель — система отдельная, которая на этом токе и работает. В той системе, над которой российские специалисты работают как минимум с 2009 года, двигатель используется ионный. Точнее, не совсем, но принцип, в общем, один — плазменный. Между двумя электродами — анодом и катодом — размещена рабочая камера, в которую подаётся рабочее тело — например, газ ксенон. Между анодом и катодом устраивается большая разность потенциалов, и разряды тока ионизируют рабочее тело. Ионы эти разгоняются в нужном направлении, толкая космический корабль в противоположную сторону.

Но нужен также холодильник, чтобы охлаждать реактор. Тоже не без подвоха система, хотя, казалось бы, какой нужен холодильник, раз вокруг — вакуум и абсолютный нуль? Но вот как раз именно из-за того, что пустота теплоотводными качествами не обладает, пришлось конструкторам изобретать нечто вроде постоянной водной смеси вокруг реактора.

Мы — первые!

Дальнейшие технические подробности не очень интересны. Можно сказать лишь, что российским учёным и конструкторам удалось сделать огромную по сложности работу. Как по замыслу, так и по исполнению. Американцам, которые тоже корпели над этой темой, не удалось за долгие годы даже приблизиться к созданию реактора, стабильно работающего в космосе. После чего джентльмены поступили так, как им и положено: добились решения ООН по запрету использования ядерных энергодвигательных установок в космосе. Дело было при… нетрудно догадаться: Горбачёве.

Так что ждём предметных возмущений от американцев, когда дойдёт дело до испытаний ЯЭДУ в космосе…

В чём основные преимущества и недостатки ядерных двигательных установок? Удобство — в обращении с рабочим телом и в его хранении. Это всего лишь нейтральный неопасный газ в жидком или твёрдом виде. Очень долгий срок службы: время непрерывной работы такого двигателя — проверено — составляет более 3 лет.

Высокая тяга: плазменный двигатель в 20 раз превосходит по этому показателю двигатель химический. Высокий удельный импульс: у ионного двигателя ИД-500, сделанного в Центре имени М.В. Келдыша, удельный импульс составляет 70 000 м/с. Но вообще ионы могут разгоняться под действием тока до скоростей большее 200 км/с (у химических двигателей — 3-4,5 км/с). Благодаря всему этому до Марса можно долететь за полтора месяца при полностью управляемом режиме.

И всё это — на расстоянии вытянутой руки! Россия может стать первой страной, не просто отправившей человека к Марсу, но первой в переходе на качественно новый способ передвижения в космосе!

Может. Но станет ли?

«Ничего комментировать не могу…»

В разговоре с Царьградом очень информированный эксперт в области космических исследований академик Михаил Маров, когда-то сам принимавший участие в разработке межпланетных космических аппаратов, продемонстрировал скепсис относительно перспектив скорого испытания русского космического корабля с ядерной двигательной установкой.

Академик РАН, заведующий отделом планетных исследований и космохимии Института геохимии и аналитической химии им. В.И. Вернадского РАН Михаил Маров. Фото: Георгий Поляков/Интерпресс/ТАСС

Дело в том, что я бы мог вам комментировать более или менее ответственно, если бы дело шло о советской эпохе, — заявил он. — Вот тогда было всё, в общем, довольно чётко, хотя и много было секретности. Но то, что было решено, довольно чётко выполнялось. Сейчас же я ничего комментировать не могу. Потому что все планы сегодня уползают вправо, причём никто за это ответственности не несёт. Хотя эти проекты, скажем, «Луна-Глоб», «Луна-Ресурс» — всё это в федеральной космической программе. А тогда, если проект был в аналоге федеральной программы, то есть назван в постановлении ЦК и Совмина, то если генеральный или главный конструктор говорил, что он изделие вовремя не может сделать, ему говорили очень коротко и спокойно: ну, тогда положишь на стол партбилет. И это, как вы понимаете, было настолько значимо с точки зрения крушения карьеры, что люди делали всё, что могли и не могли, чтобы выдержать плановые сроки.

Вот жил в своё время конструктор Георгий Бабакин, напомнил академик Маров. Это человек, который за шесть лет сделал 16 космических аппаратов!

«При мне он обещал Келдышу сделать за два года возврат грунта с Луны, — рассказал учёный. — И это вошло потом в постановление ЦК и Совмина. И это было сделано. А вот сейчас, когда вы меня спрашиваете, я был бы очень-очень рад сказать: да, всё великолепно. Всё, что и как заявлено, будет сделано. Но я не могу так сказать».

Так что хорошо то, что делается. Но нашему космосу сегодня больше всего нужна простая метла. Которая подчистила бы все те горы мусора, полуправд и пустозвонства, которые скопились в отрасли за последние десятилетия.

Ящик пандоры – Ядерный ракетный двигатель, описание, принцип работы

Ядерный ракетный двигатель — ракетный двигатель, принцип действия которого основан на ядерной реакции или радиоактивном распаде, при этом выделяется энергия, нагревающая рабочее тело, которым могут служить продукты реакций либо какое-то другое вещество, например водород.

http://img12.investxp.ru/5/6/4/7/9/42dfe6783dae131a88f337b048d.jpg

Существует несколько разновидностей ракетных двигателей, использующих вышеописанный принцип действия: ядерный, радиоизотопный, термоядерный. Используя ядерные ракетные двигатели, можно получить значения удельного импульса значительно выше тех, которые могут дать химические ракетные двигатели. Высокое значение удельного импульса объясняется большой скоростью истечения рабочего тела — порядка 8—50 км/с. Сила тяги ядерного двигателя сравнима с показателями химических двигателей, что позволит в будущем заменить все химические двигатели на ядерные.

http://img12.investxp.ru/7/2/a/9/1/da047d5f71ff0f04cad3be40852.jpg

Основным препятствием на пути полной замены является радиоактивное загрязнение окружающей среды, которое наносят ядерные ракетные двигатели.

http://img12.investxp.ru/f/c/c/e/9/084cca21cf8e9514da54cc40e79_prev.jpg

Их разделяют на два типа — твердо-и газофазные. В первом типе двигателей делящееся вещество размещается в сборках-стержнях с развитой поверхностью. Это позволяет эффективно нагревать газообразное рабочее тело, обычно в качестве рабочего тела выступает водород. Скорость истечения ограничена максимальной температурой рабочего тела, которая, в свою очередь, напрямую зависит от максимально допустимой температуры элементов конструкции, а она не превышает 3000 К. В газофазных ядерных ракетных двигателях делящееся вещество находится в газообразном состоянии. Его удержание в рабочей зоне осуществляется посредством воздействия электромагнитного поля. Для этого типа ядерных ракетных двигателей элементы конструкции не являются сдерживающим фактором, поэтому скорость истечения рабочего тела может превышать 30 км/с. Могут быть использованы в качестве двигателей первой ступени, невзирая на утечку делящегося вещества.

http://img11.investxp.ru/0/3/4/e/1/40a689c79bca9700e69d0ecfbc2.jpg

В 70-х гг. XX в. в США и Советском Союзе активно испытывались ядерные ракетные двигатели с делящимся веществом в твердой фазе. В США разрабатывалась программа по созданию опытного ядерного ракетного двигателя в рамках программы NERVA.

http://img12.investxp.ru/d/4/3/3/8/6a957360f5ec379196856b947fa.png

Американцами был разработан графитовый реактор, охлаждаемый жидким водородом, который нагревался, испарялся и выбрасывался через ракетное сопло. Выбор графита был обусловлен его температурной стойкостью. По этому проекту удельный импульс полученного двигателя должен был вдвое превышать соответствующий показатель, характерный для химических двигателей, при тяге в 1100 кН. Реактор Nerva должен был работать в составе третьей ступени ракеты-носителя «Сатурн V», но в связи с закрытием лунной программы и отсутствием других задач для ракетных двигателей этого класса реактор так и не был опробован на практике.

http://img12.investxp.ru/a/2/9/1/0/f24a43c8cd75c2726abc72a726e.jpg

В настоящее время в стадии теоретической разработки находится газофазный ядерный ракетный двигатель. В газофазном ядерном двигателе подразумевается использовать плутоний, медленно движущаяся газовая струя которого окружена более быстрым потоком охлаждающего водорода. На орбитальных космических станциях МИР и МКС проводились эксперименты, которые могут дать толчок к дальнейшему развитию газофазных двигателей.

http://img12.investxp.ru/d/f/2/5/7/411ac11fedb1e4ae26a74ebe25e.jpg

На сегодняшний день можно сказать, что Россия немного «заморозила» свои исследования в области ядерных двигательных установок. Работа российских ученых больше ориентирована на разработку и совершенствование базовых узлов и агрегатов ядерных энергодвигательных установок, а также их унификацию. Приоритетным направлением дальнейших исследований в этой области является создание ядерных энергодвигательных установок, способных работать в двух режимах. Первым является режим ядерного ракетного двигателя, а вторым — режим установки генерирующей электроэнергии для питания аппаратуры, установленной на борту космического аппарата.

Двигатель ракеты РК-3

На первом этапе проекта рассматривалось три варианта двигателя
    — РДК-3 — увеличенная версия РДК-2
    — РДК-3М с двумя топливными шашками
    — РДК-3ММ с тремя шашками

Все варианты были сделаны, и испытаны. Испытания прошли успешно.

Собственно о РДК-3 рассказывать особенно нечего. Это увеличенная до класса F-57 версия двигателя РДК-2 с доведенным до 120,4с расчетным удельным импульсом, рис.1. Отмечу только, что при летных испытаниях он показал отменные результаты. Достаточно сказать, что легкая ракета «ФЕНИКС-2» была выведена на высоту порядка расчетной, около 800м, и, поскольку система спасения сработала штатно, где-то в апогее, пришлось отмерить около 2км за снесенной ветром ракетой. Движок мне очень понравился.

РДК-3М и РДК-3ММ отличаются только количеством топливных шашек. Поэтому РДК-3М мы рассматривать не будем. Первый запуск двигателя РДК-3ММ хоть и был успешным, но не слишком убедительным. Однако последующие испытания показали его высочайшие характеристики. Двигатель конструктивно более сложный, более нагруженный в работе, поэтому требует более ответственного подхода при сборке. Если все сделано тщательно, результат получается великолепным. Двигатель РДК-3ММ, см. Рис.2 — это самый продвинутый в ряду моторов 3-ей серии и самый перспективный. Схема одноразовая, но в ней уже применены и отработаны элементы многоразовых перезаряжаемых моторов.

На втором этапе проекта был разработан форсированный вариант двигателя РДК-ЗММ, получивший название РДК-3ф. Он используется для вывода довольно тяжелых (450г.) ракет «Ирокез» и «Циклон» на расчетную высоту свыше 500м. Топливные шашки увеличены до длины 36мм и веса 16.5г топлива. Критическое сечение сопла уменьшено до 4.5 мм. Сопло вклеивается на длину 25 мм и фиксируется, как заглушка, с помощью заливаемых отверстий в корпусе. Увеличена длина мортирки. Соответственно длина движка выросла до 190мм. Усилен корпус за счет намотки дополнительного 4-го листа.

Форсированный мотор РДК-3ф сейчас стал моим основным рабочим мотором, поскольку показал действительно приличные результаты. Однако для неопытного ракетчика рекомендую для начала РДК-3ММ. Он не так требователен к качеству сборки.
Далее речь пойдет в-основном о двигателе РДК-3ММ. Там, где это необходимо буду указывать отличия для форсированного варианта РДК-3ф.

Конструктивно РДК-3ММ это прямое продолжение двигателя РДК-2, что позволяет заметно упростить описание конструкции. В тоже время, есть и принципиальное отличие — это заряд, выполненый в виде топливных шашек сорбитовой карамели, что требует отдельного разговора. Итак, по порядку.

Корпус

Изготовление корпуса РДК-3ММ аналогично изготовлению корпуса РДК-1. Однако, есть одна особенность. Прежде чем вертеть корпус на оправке, необходимо предусмотреть наличие тепловой защиты между топливными шашками и корпусом. Поэтому, на оправку, диаметром 20мм, на силикатном клею сначала наматывается полоса от листа А4, шириной 105мм и длиной во весь лист. Получаем трубку, которая и будет выполнять роль тепловой защиты корпуса. Теперь сам корпус мотаем уже на оправку с надетой трубкой теплозащиты. Для удобства процесса, вместо самой теплозащитной я использую специально намотанную на эпоксидке трубку длиной 170мм, моделирующую теплозащиту. Для намотки корпуса требуется три полосы от листа А4 шириной 165мм (для РДК-3ф берется 4 листа шириной 190мм), длиной также во весь лист. Тут важно проконтролировать густоту силикатного клея. Он не должен быть очень густым, иначе будет плохо пропитывать бумагу и растекаться, и корпус пойдет пузырями. Полосы наматываем поочередно, с промежуточной сушкой где-то минут 30 или больше. Корпус получается довольно мощным, так что перетяжку для фиксации заглушки сделать проблематично. Применим другой известный метод. Отступя от края корпуса 15мм (с учетом мортирки) насверлим с одной стороны по периметру 6 отверстий диаметром 4мм (для РДК-3Ф 5 отверстий Ø5 мм). При вклейке заглушки отверстия заполнятся клеем и создадут своеобразные стопоры, значительно усиливающие прочность соединения. Для форсированного варианта такой же ряд отверстий делаем и со стороны сопла, отступив от края 12 мм.

Сопло

Поначалу для двигателя сопла делались по той же простой технологи, что и в проекте РК-2. Этого было достаточно для нормальной работы движка. Однако, когда встал вопрос проведения некоторых исследований с целью оптимизации формы и характеристик, подбора материалов, стало понятно, что необходима более совершенная технология изготовления. Для этого была проведена модернизация процесса изготовления керамического сопла для двигателя РДК-3. На мой взгляд, довольно удачная. Размеры и форма получаемых по новой методе сопел довольно строго соответствуют заданным, что позволяет проводить некоторые сравнения и делать более строгие выводы о качестве не только сопла, но и мотора в целом. Напомню, что новые сопла имеют уменьшенную критику с 5 до 4.5мм и большее расширение 10, и применяются для форсированного варианта РДК-3ф.

Топливные шашки

Топливо — стандартная сорбитовая карамель: 65% KNO3 + 35% Сорбита. Хотя у меня прекрасно отработал экспериментальный двигатель на скрепленном заряде, все таки решил перейти на топливные шашки. Кроме большей безопасности, это дает более спокойные характеристики по давлению, снимает ограничения по длине двигателя, в перспективе, возможно, позволит перейти к многоразовым перезаряжаемым движкам. После многочисленных экспериментов пришел к очень интересному выводу — чем проще технология, тем лучше результат. Тем не менее, всякие варианты механических доработок и подгонок, которые предлагаются некоторыми ракетчиками, были сразу отвергнуты. Никаких рашпилей и сверл — для меня это была аксиома. Шашка должна отливаться так, чтобы топливо в ней сразу имело нужную форму и размер. Оказалось, это довольно легко достижимо и даже без сложной оснастки.

Сначала делаем заготовки бронировок. Они и будут формами для отливки. Для этого их надо аккуратно намотать из трех слоев офисной бумаги на силикатном клею. Высота заготовки 42мм (46мм для РДК-3ф). Оправку подбираем так, чтобы готовая бронировка имела внешний диаметр 20мм. Диаметр оправки получается где-то 19,3мм. Чтобы внешний диаметр бронировки был строго нужного размера, независимо от бумаги и клея, применяем способ прогонки через внешнюю оправку (или притирку). Для этого свеженамотанную заготовку, не снимая с основной оправки, аккуратно с вращением вставляем во внешнюю оправку, в качестве которой очень здорово подходит отрезок от дюймовой полипропиленовой трубы для холодной воды. Да, это именно та труба, из которой делался корпус «ВИКИНГА». Её внутренний диаметр строго 20мм. Операция прогонки позволяет получить заготовку с очень плотной стенкой и точным диаметром, что для бронировки очень важно.

Теперь нам нужны две фторопластовые шайбы толщиной 5мм для формирования торцов и шпилька М8 для формирования канала. Шайбы должны плотно вставляться в заготовки бронировок, а шпилька должна плотно входить в отверстия шайб. Поэтому шайбы лучше сделать на токарном станке, но можно и на дрели, что конечно потребует определенной сноровки. Шайбы допустимо делать из других материалов, даже выпилить из фанеры, но это, согласитесь, как-то уже не соответствует уровню проекта. С фторопластом все значительно качественнее и проще.
Систему формирования дополним парой металлических шайб и подходящей трубкой, для выпрессовки шпильки из топливной шашки. Эта технология заимствована из РДК-2.

Приступаем к зарядке. В заготовку бронировки вставляем нижнюю фторопластовую шайбу, совсем слегка смазанную подсолнечным маслом, и закладываем расплавленное топливо. Учтите, что если шайба не фторопластовая, лучше проложить ее тонким полиэтиленом, во-избежание прилипания топлива. Заливку топлива производим до уровня, когда до верхнего края бронировки останется 5мм. Закрываем заготовку сверху второй фторопластовой шайбой. Теперь в отверстие шайбы вертикально вставляем шпильку, тоже смазанную маслом. Для того, чтобы вытесненному шпилькой топливу было куда деться, подкладываем снизу под бронировку подходящий предмет с отверстием, например, гайку большого диаметра. В процессе вставки шпильки придерживаем верхнюю шайбу, дабы ее не выдавило. Шпилька должна слегка выйти за пределы нижней шайбы. После этого сильно нажимаем на верхнюю шайбу, подпрессовывая топливо в бронировке. В таком виде оставляем сохнуть.

Шпильку можно вынимать уже через 6 часов сушки. Она вытаскивается довольно легко. Если же шашка сохла дольше, то шпилька может упереться. Тогда применяем способ выпрессовки как в двигателе предыдущего проекта РДК-2. Надеваем со стороны резьбы трубку, ограниченную двумя металлическими шайбами, и накручиваем гайку. По мере накрутки гайка выдавит шпильку.

В результате получаем очень аккуратную отливку. Осталось только убрать выступающие края бронировки. Это делается с помощью лезвия и монетки подходящего диаметра. Остается небольшой выступ для укладки шайбочки вторичного воспламенителя и стыковки соседних шашек. Для двигателя РДК-3ММ делаем 3 шашки. Вес топлива в шашке получается в районе 14.5-15.0г (16.3-16.7г для РДК-3Ф).

Воспламенитель

Для быстрого выхода на режим ракетному двигателю необходимо произвести одновременное зажигание по всей рабочей поверхности топливных шашек. Для этого применяется методика, предложенная Serge_77. Шайбочки из пропитанной вторичным воспламенительным составом марли (см. технологию изготовления) прокладываются между топливными шашками, а жгут из вторичного воспламенителя вставляется в центральный канал. Вместо жгута можно вложить пару полосок или 2-3 куска стопина из воспламенительного состава. Для вырезки шайб лучше всего применить высечки из стальных трубок нужного диаметра (т.е. 19 и 7 мм) с заточенной с одного торца кромкой.

Заглушка

Заглушка такая же, как в РДК-2. Даже проще. Это просто деревянный цилиндр 20х19 мм (20х20 для РДК-3ф). Если применяется пиротехническое замедление, то делается осевое отверстие 2.5-3.0 мм, в которое вставляется стопин из вторичного воспламенительного состава. Длину стопина подбираем так, чтобы он выступал с обоих сторон на 5-7мм. Со стороны, которая будет контачить с топливом, стопин загибается к стенке заглушки и фиксируется нитроклеем.

Сборка

Все компоненты мотора подготовлены. Приступаем к сборке. Сначала в термозащитную трубку вставляем шашки, прокладывая их шайбами с воспламенителем. Со стороны сопла шайбу, как показал опыт, надо установить тоже. Со стороны заглушки укладывается шайба без центрального отверстия. При сборке кромки бронировок промазываем клеем «Poxipol» или термостойким герметиком для дополнительной тепловой защиты в местах стыка шашек. В канал вставляем жгут воспламенителя. Получается топливный блок. Лишнюю длину теплозащитной трубки обрезаем.
Блок вставляем в корпус двигателя и впритык к нему вклеиваем сопло, промазав клеем «Poxipol» обе поверхности — сопла и корпуса. При этом стык топливного блока и сопла автоматически проклеится выступившими излишками клея. (Для РДК-3ф дополнительно промазыаем фиксирующие отверстия в корпусе, чтобы они были полностью заполнены клеем).

Теперь оформляем верхнюю часть движка. Поскольку заглушка у нас нетермостойкая, то защищать ее будем так же, как и раньше, трассером. Вклейка шашки-трассера процедура достаточно тонкая, ошибок не прощает, поэтому проще сделать по аналогии с РДК-2 заливку топлива прямо в корпус движка. Сделав разметку на 25мм от топливной шашки, заливаем топливо. Для защиты корпуса при заливке удобно использовать кусок пластиковой гильзы 12-го калибра.
Пока топливо не остыло, устанавливаем заглушку на «Poxipol» или эпоксидку. Заглушка плотно с усилием сажается на топливо. Дополнительно промазыаем фиксирующие отверстия, чтобы они были заполнены клеем.

В выступающей над заглушкой части корпуса организуем, если надо, мортирку с вышибным зарядом, так же, как и в РДК-2.
На этом сборка двигателя завершается. Остается выждать, пока застынет трассер и подсохнут все клеевые соединения. Неплохо подписать на движке его основные параметры.

Характеристики

Теория.

Вот основные характеристики двигателя РДК-3ММ, рассчитанные программой SRM :

Тяга, Kn, давление

Класс F67, т.е. средняя расчетная тяга такого движка около 7кг. Расчетный удельный импульс 121,5с. Таким образом, двигатель полностью удовлетворяет требованиям, которые были выдвинуты для движков ракетного проекта РК-3. Профиль тяги практически нейтрален, что позволило при очень приличных тяговых характеристиках получить давление в камере не более 28 атмосфер. Согласно программе EzAlt такой мотор спокойно выводит достаточно большую ракету с диаметром миделя 41мм и весом 250г на высоту более 600м. То, что нужно в рамках данного проекта.
Должен оговориться, реальные характеристики мотора могут заметно отличаться от расчетных (~10%). Поэтому расчетными данными надо пользоваться с известной долей осторожности.

Эксперимент.

Расчет это конечно здорово, но всегда хочется знать реальные возможности своих моторов. С этой целью в конце-концов сделал несложный тягоизмерительный стенд. К этому моменту в производстве у меня стоит уже только РДК-3ф с новым соплом. Для него и привожу результаты испытания от 25.01.2009:
    — максимальная тяга 69 Н
    — полный импульс 56 Н*сек
    — удельный импульс 119 сек
    — класс мотора F53
    Экспериментальные данные, естественно, оказались не таким радужными, как расчетные. Тем не менее, основная интегральная характеристика полного импульса практически та же. Да и удельный импульс вполне достойный.

Ревизия

На закуску хочу представить результаты послеполетной ревизии отработавших движков. Для осмотра корпуса были аккуратно распилены вдоль.

Очевидно, что корпус РДК-3 откровенно поучаствовал в процессе горения. Остается надеяться, что в основном во время работы трассера. Иначе, думаю, он не выдержал бы давления.

А вот результат ревизии двигателя РДК-3ММ — это бальзам на сердце ракетчика. Обратите внимание, что корпус практически не пострадал и остался девственно белым даже на внутренней поверхности. В основном цела и теплозащитная трубка. Небольшой напряг возник на стыке двух шашек, которые ближе к соплу, но он не критичный, и возможно вызван не очень качественной промазкой стыка шашек. Учтем и на следующих движках проверим.

Вывод очевиден — схема РДК-3ММ работоспособна, надежна и может служить основой для создания ракетного мотора многоразового использования. /10.04.2008 kia-soft/

Модификация

Деревянная заглушка неплохо справляется со своими обязанностями, но при ее изготовлении нужно добиваться правильной формы, что без специального инструмента невозможно. Заливка трассера в корпус тоже довольно удобна и достаточно надежна, но подразумевает достаточно большой размер трассера для надежного сцепления со стенкой двигателя. При необходимости уменьшения времени замедления до 3-4 секунд возможны проблемы. Изучая вопросы надежности работы трассера-замедлителя при малых временах задержки, пришел к выводу о возможности улучшения и заметного упрощения конструкции двигателя в области трассер-заглушка. При этом решающее значение имело увеличение именно надежности работы замедлительной системы в движке.

Прежде всего, необходим трассер в виде отдельной шашки, имеющей свою бронировку. Тогда его работа не будет зависеть от деформаций корпуса при нагрузках. Т.е. трассер делаем так же как топливную шашку, только без канала, сразу задавая нужную длину + запас 4 мм. Для обеспечения полной изоляции верхней поверхности трассера обязательно делаем выступ бронировки над топливом на 3-5 мм. Далее будет понятно зачем. Бронировку трассера надо сделать потолще, так чтобы трассер вставлялся в корпус двигателя без дополнительной теплозащиты.

Далее как обычно собирается двигатель и над топливными шашками вставляется трассер. В трассере, в верхней его части, прямо в топливе по центру заранее высверливаем на глубину 4 мм углубление диаметром Ø3,0-3,2 мм. В корпусе двигателя, как обычно сверлим 5 отверстий диаметром 5 мм на высоте 5-7 мм над трассером. Я это делаю с помощью оправки из пластиковой трубки с заранее просверленными отверстиями. Затем плотно вставляем подходящий кембрик или термоусадку в отверстие вверху трассера и заливаем прямо на трассер эпоксидку на высоту 15-20 мм. Смолу надо заливать не доверху, а оставить 4-6 мм под вышибной заряд. Чтобы смола не выливалась через стопорные отверстия в корпусе, достаточно немного повернуть оправку и перекрыть их.

После застывания получаем заглушку из эпоксидной смолы. Смола надежно стыкуется с выступающим краем бронировки трассера и полностью изолирует верхнюю часть трассера от камеры сгорания. Эпоксидка пропитывает и края стопорных отверстий, надежно сцепляясь с корпусом. Кембрик мы вытаскиваем и получаем канал в заглушке до топливного состава. Теперь можно засыпать в этот канал дымный порох и обеспечить передачу зажигания от трассера к вышибному заряду без стопина. Порох надо подтрамбовать и сверху слегка смочить раствором нитропороха в ацетоне или нитроклеем «Моделист». Это надо для влагоизоляции потому, что сверху на порох накладываем разведенный в воде до сметанообразного состояния спичечный состав. После высыхания состава получаем надежный запал для вышибного заряда. Нам остается только засыпать сверху вышибной заряд, прикрыть его картонной прокладкой и залепить скотчем.

Несмотря на длинное, потому что подробное, описание такая технология заметно проще, не требует токарного станка и изготовления стопина. Надежность такой системы тоже выше. Поэтому движки, сделанные по такой технологии, получили отдельное обозначение РДК-3ФЭ. Испытание 04.07.2010 двигателя РДК-3ФЭ на ракете Циклон подтвердило надежность схемы.

Касательно данной модификации были замечания от коллег, что эпоксидная заглушка с каналом и порохом давно используется многими самодельщиками, ничего нового. Хочу подчеркнуть, что смысл модификации был не просто в упрощении конструкции и технологии, не в разработке чего-то совсем нового, а в повышении НАДЕЖНОСТИ системы пирозамедления. А суть этого повышения кроется в нюансах, на которые стоит обратить внимание. Именно по причине недооценки этих «мелочей» возникают неудачи у многих ракетчиков. Вот они и их назначение:
1) Порох в канале не просто засыпается на трассер, а в углубление 4 мм в топливе. Не просто контакт, а контакт на некотором протяжении. Это надежность передачи зажигания от топлива к пороху.
2) Порох в канале подтрамбовывается и фиксируется сверху каплей нитропороха, исключая разрывы. Это надежность передачи зажигания по каналу.
3) Сверху канала накладывается спичечный состав. Это дополнительная фиксация пороха в канале и источник большого пламени, выступающий внутрь вышибного заряда на некоторую высоту. Это надежность зажигания вышибного заряда, даже при смещении при неплотной засыпке.
4) Другой нюанс не относится к зажиганию, наоборот, к изоляции. Трассер имеет собственную толстую бронировку и полностью отделен от корпуса. Развитый выступ бронировки трассера в верхней части при заливке эпоксидкой напрочь изолирует верхнюю часть трассера. Это исключает незапланированное раннее воспламенение пороха в канале, даже при прорывах горячих газов к заглушке.
5) Еще один нюанс касается точности времени замедления. Канал не высверливается в заглушке, как это обычно делают, а отливается. При этом в трассере заранее отмеряется и контролируется толщина замедляющего слоя топлива. Уменьшается вероятность технологической ошибки времени замедления.

P.S.
Очень рекомендую модифицированный вариант мотора РДК-3ФЭ. В нем реализованы результаты многочисленных наблюдений и выводов по работе моторов типа РДК-3ММ с пиросистемой для выброса парашюта. При четком соблюдении всех рекомендаций работа пиросистемы будет очень надежной. К тому же модифицированный вариант проще в реализации.
Содержание может корректироваться по мере накопления экспериментальных данных.

***

Твердотопливный ракетный двигатель — Википедия. Что такое Твердотопливный ракетный двигатель

Твердото́пливный раке́тный дви́гатель (РДТТ — ракетный двигатель твёрдого топлива; иногда неправильно пишется как «твёрдотопливный») использует в качестве топлива твёрдое горючее и окислитель.

История

Самые ранние сведения об использовании твердотопливных ракет (китайских пороховых ракет) относятся к XIII веку. Вплоть до XX века все ракеты использовали ту или иную форму твёрдого топлива, как правило на основе дымного пороха. В период между первой и второй мировыми войнами начинается принятие на вооружение легких твердотопливных ракет на основе нитроцеллюлозных топлив. После Второй Мировой войны началось бурное развитие ракетной техники как военного так и космического назначения.

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.

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):

Метеорологические ракеты

Боевые ракеты

Баллистические ракеты подводных лодок

Межконтинентальные баллистические ракеты

Противоракеты системы ПВО

ПЗРК

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.

В настоящее время существуют программы для расчёта характеристик таких двигателей. Наиболее популярная — «SRM» авторства Ричарда Накки (существует и русскоязычная версия).

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:

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).

См. также

Литература

Жидкостный ракетный двигатель

Жидкостный ракетный двигатель — моторное топливо, для которого используются 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 в качестве топлива для ракет было предложено К.Э. Циолковского в 1903 году. Первый прототип ЖРД был создан американцем Робертом Ховардом в 1926 году.Впоследствии такие разработки проводились в СССР, США, Германии. Наибольших успехов достигли немецкие ученые: Тиль, Вальтер, фон Браун. Во время Второй мировой войны они создали целую линейку ЖРД военного назначения. Считается, что создав Рейх «Фау-2» раньше, они выиграли бы войну. Впоследствии холодная война и гонка вооружений стали катализатором ускорения разработки ЖРД с целью их применения в космической программе. С помощью РД-108 на орбиту были выведены первые искусственные спутники Земли.

Сегодня ЖРД используются в космических программах и тяжелых ракетах.

Область применения

Как упоминалось выше, ракетный двигатель используется в основном как моторный космический корабль и ракета-носитель. Основные преимущества ЖРД:

Однако главный недостаток ЖРД — это ограниченность топливной энергоемкости, которая ограничивает освоение космоса с ними до расстояния Венеры и Марса.

Конструкция и функционирование

Принцип действия ракетного двигателя, но достигается за счет использования различных схем устройств.Топливо и окислитель поступают насосами из баков при разной смесительной головке, впрыскиваются в камеру сгорания и смешиваются. После возгорания под давлением внутри энергия топлива превращается в кинетическую и проходит через сопло, создавая реактивную тягу.

Топливная система включает топливные баки, трубопроводы и насосы к турбине для впрыска топлива из бака в трубопровод и клапан-регулятор.

Насос подачи топлива создает повышенное давление в камере и, как следствие, большее расширение рабочего тела, за счет чего достигается максимальный удельный импульс.

Головка форсунки — насос-форсунка для впрыска топлива в компоненты камеры сгорания. Главное требование к форсунке — качество и скорость подачи перемешиваемого топлива в камеру сгорания.

Система охлаждения

Хотя доля теплоотдачи от конструкции при горении незначительна, проблема охлаждения актуальна из-за высокой температуры горения (> 3000 К) и грозит термическим разрушением двигателя. Существует несколько типов охлаждения стенок камеры:

Запуск ЖРД очень критичный с точки зрения взрывных отказов при его реализации.Есть гиперголовые компоненты, с которыми нет проблем, но при использовании внешнего инициатора для воспламенения идеальная консистенция необходима для снабжения его топливными компонентами. Скопление несгоревшего топлива в камере имеет разрушительную взрывную силу и сулит серьезные последствия.

Запуск больших жидкостных ракетных двигателей происходит в несколько этапов с последующим выходом на максимальную мощность, тогда как запуск малых двигателей осуществляется мгновенно на стопроцентной мощности.

Система автоматического управления жидкостными ракетными двигателями характеризуется безопасным запуском двигателя и выходом на основной режим, контролем устойчивой работы, регулировкой тяги по плану полета, корректировкой расходных материалов, отключением при выходе на заданную траекторию. Из-за моментов, которые невозможно рассчитать, ЖРД снабжен гарантированной подачей топлива, чтобы ракета могла выйти на заданную орбиту в случае отклонений в программе.

Компоненты топлива и их выбор в процессе проектирования имеют решающее значение при проектировании жидкостного ракетного двигателя.Исходя из этого, определяются условия хранения, транспортировки и технология производства. Важнейшим показателем сочетания компонентов является удельный импульс, который определяет распределение процентного содержания топлива и массы груза. Размеры и масса ракеты рассчитываются по формуле Циолковского. Помимо удельного импульса, плотность влияет на размер баков с компонентами топлива, температура кипения может ограничивать условия эксплуатации ракет, всем окислителям присуща химическая агрессивность и при несоблюдении правил эксплуатации баков она может вызвать пожар в резервуаре, токсичность некоторых топливных соединений может нанести серьезный вред атмосфере и окружающей среде… Поэтому фтор, хотя и является лучшим окислителем, чем кислород, не используется из-за его токсичности.

В однокомпонентных жидкостных ракетных двигателях в качестве топлива используется жидкость, которая, взаимодействуя с катализатором, разлагается с выделением горячего газа. Основным преимуществом однокомпонентных ракетных двигателей является простота конструкции, и хотя удельный импульс таких двигателей невелик, они идеально подходят в качестве двигателей малой тяги для ориентации и стабилизации космических аппаратов.В этих двигателях используется объемная система подачи топлива, и из-за низкой температуры процесса не требуется система охлаждения. К однокомпонентным двигателям относятся также газореактивные двигатели, которые используются в условиях недопустимости термических и химических испарений.

В начале 70-х годов США и Советский Союз разработали трехкомпонентные жидкостные ракетные двигатели, которые использовали бы водород в качестве топлива и углеводородное топливо. Таким образом, двигатель при запуске будет работать на керосине и кислороде, а на большой высоте переключаться на жидкий водород и кислород.Примером из трех ЖРД Россия является РД-701.

Управление ракетами впервые было применено в ракетах «Фау-2» с использованием графитовых газодинамических рулей, но это уменьшило мощность двигателя, и в современных ракетах используются поворотные камеры, прикрепленные к корпусу шарнирами, что обеспечивает гибкость в одной или двух плоскостях. Кроме того, имеются поворотные камеры. Используются в качестве управляющих двигателей, которые фиксируют форсунки в обратном направлении и, при наличии соответствующего устройства управления в помещении.

ЖРД замкнутого цикла — двигатель, один из компонентов которого газифицируется при сжигании при низкой температуре с небольшой частью другого компонента, образующийся газ действует как рабочее тело турбины, а затем подается в камера сгорания, где горит вместе с оставшимися компонентами топлива и создает реактивную тягу.Главный недостаток такой схемы — сложность конструкции, но при этом увеличивается удельный импульс.

Перспектива увеличения мощности жидкостных ракетных двигателей

В российской школе создателей ЖРД, которую долгое время возглавлял академик Глушко, стремятся максимально использовать топливную энергию и, как следствие, максимально возможный удельный импульс. Поскольку максимальный удельный импульс можно получить только за счет увеличения расширения продуктов сгорания в сопле, все разработки ведутся в поисках идеальной топливной смеси.

ракетных двигателей

Ракетные двигатели являются наиболее яркими примерами источников энергии для летающих вещей. История разработки ракетных двигателей наполнена самыми невероятными историями инженерной самоотверженности и мастерства. Он также полон историй о ярких неудачах и еще более впечатляющих успехах. Большинство неудач оставляли только ионы для доказательства, что еще больше усложняло работу по разработке. Успехи, особенно те, благодаря которым люди впервые покинули планету, по-прежнему вызывают трепет более 50 лет спустя.

Космический и ракетный центр США

Американский пилотируемый реактивный двигатель Evolution

Эксперименты Lorin Ramjet времен Второй мировой войны

Главный двигатель космического челнока
Первые десять лет
Роберт Э. Биггс

Одна из величайших историй разработки двигателей, когда-либо рассказываемых, — это главный двигатель космического шаттла. Благодаря щедрости Американского астронавтического общества и Издательство Univelt Inc., знаменательная статья Роберта Биггса (AAS 89-556) воспроизводится полностью.Биггс в то время был инженером проекта Rocketdyne SSME.

— больше —

Когда Общество автомобильных инженеров стремилось к величайшему инженерному достижению 20-го века, Карл Людвигсен номинировал «изобретение и совершенство ракеты на жидком топливе как средства навигации и транспортировки за пределами земной атмосферы». Отрывок из его представления приводится ниже.

Опишите инженерные инновации, которые привели к достижению.

Инновации, которые были важны для этого достижения, включали разработку легких и эффективных средств перекачки жидкого топлива, химическую оптимизацию топливных комбинаций и хранение криогенного топлива, охлаждение камеры сгорания, изобретение внутренних систем управления и контроля. для автономных ракет, совершенствование дальнего радионаведения и управления космическими зондами, изобретение легких самонесущих ракетных конструкций для уменьшения собственного веса и повышения производительности, разработка методов достижения сближения в космосе и реализация подхода без дефектов к проектированию полной системы.

Пожалуйста, представьте убедительные аргументы в пользу того, почему и как это инженерное достижение оказало значительное влияние на общество в 20, ^-м, годах.

Первоначально разработанная для военных целей, эта технология была объединена с атомной бомбой, чтобы поставить страны на позицию взаимного вооруженного сдерживания. Отсутствие реальной защиты от межконтинентальной баллистической ракеты с боеголовкой атомной бомбы вынудило ведущие страны найти способ разоружения, тем самым положив конец эпохе атомной угрозы в Северном полушарии.

Спутники на околоземной орбите, запускаемые с помощью жидкостных ракет, приносят человечеству множество преимуществ. Они обеспечивают беспрецедентную точность прогнозов погоды и особенно обнаружения опасных штормов. Они значительно улучшили точность картографирования Земли. Они обеспечивают безопасные и надежные средства навигации и определения географического местоположения. Они облегчают международную связь по телевидению, радио и телефону и предлагают альтернативные каналы связи для земных телеприемников.Они помогают улучшить окружающую среду, позволяя изучать леса, озера и реки из космоса. Они используются для раскрытия характеристик не только нашей солнечной системы, но и нашего космоса, помогая приблизить ответ на вопрос, который всегда задавало человечество: почему мы здесь?

В 1923 году в возрасте 29 лет блестящий выпускник факультета физики Герман Оберт опубликовал в Мюнхене диссертацию, в которой подробно изложил предварительные условия для путешествий за пределы атмосферы. Эта доступная и вдохновляющая работа заложила основу для практических усилий последующих исследователей.

В Соединенных Штатах Роберт Годдард первым запатентовал элементы жидкостных ракет в 1914 году, а в 1919 году написал «Метод достижения экстремальных высот », излагающий принципы космического полета. 16 марта 1926 года он первым в мире запустил успешную ракету на жидком топливе. Последующее исследование Годдарда до 1945 года охватывало все элементы жидкостных ракет, включая подачу топлива насосами.

Первый полет в Европе ЖРД произошел около Дессау 14 марта 1931 года.В 1932 году Вернер фон Браун начал эксперименты с ракетными двигателями для своей докторской диссертации. Под эгидой армии фон Браун и его коллеги построили все более крупные ракеты с боеголовками и 3 октября 1942 года совершили первый успешный полет большой автономной ракеты на жидком топливе. Он превысил скорость звука и покинул атмосферу Земли.

И в Америке, и в России инженеры, опираясь на успех технологии фон Брауна, разработали и испытали более крупные ракеты на жидком топливе.В США это привело к созданию «Сатурна-5» для успешных полетов на Луну, программы фон Брауна, а в России — универсальной пусковой установке R-7, используемой как для межконтинентальной баллистической ракеты, так и для многочисленных космических миссий мирного времени. Ее разработал Сергей Павлович Королев, руководивший запуском 17 августа 1933 года первой в России ракеты на жидком топливе.

Многие другие инженеры внесли свой вклад в успех ракетной техники на жидком топливе, открыв человечеству близкие области космоса. Особый вклад был внесен Эдвином Э.«Базз» Олдрин-младший, который был пионером в планировании и применении методов сближения с Землей. Г-н Олдрин был вторым человеком, ступившим на Луну вечером в воскресенье, 20 июля 1969 года.

Жизнь и времена Гарри М. Джонстона

Джонстон до своего выхода на пенсию в 1979 году работал инженером в Центре космических полетов им. Маршалла НАСА, чья карьера охватывала разработку ракет-носителей от Редстоуна до космического корабля «Шаттл». Эти статьи также появляются в книге под названием « 50 лет ракет и космических кораблей».

Часть 1 — Начало 1950-х годов. Испытательная лаборатория Лаборатории артиллерийских ракет

армии США

Часть 2 — Середина 1950-х годов. Испытательная лаборатория Лаборатории артиллерийских ракет

армии США

Часть 3 — 1960 — 1963. Испытательная лаборатория — NASA

Часть 4 — 1964-1966. Испытательная лаборатория — NASA

В 1964 году Карл Хаймбург назначил меня директором по испытаниям, чтобы я отвечал за операции по статической стрельбе на Западном полигоне для пятидвигательного (F-1) кластера S-1C-T.S-1C была первой ступенью ракеты-носителя Saturn V, доставившей человека на Луну. В то время S-1C была самой большой ракетой-носителем в мире с тягой в 7,5 миллионов фунтов. Мы думали, что Saturn I был огромным, но когда мы пошли в производственную лабораторию и встали рядом с этим монстром, это было потрясающе.

Орвилл Драйвер, Боб Саидла и Боб Прайд отвечали за строительство и запуск объекта S-1C. Джо Ланди, Джон Фанкхаузер, Рон Тепул, Ян Монк и Эл Доули отвечали за установку, проверку и эксплуатацию систем двигателя.Том Шенер, Карл Фуллер, Джон Одом и Фред Каннингем были инженерами службы поддержки. Ферриео, Генри, Коулман Корри, Боб Кристиан, МакМахан, Харрис, Бобби Кейн и Холл были инструментами. Кейтс, Линдси, Мэйплз, Клинер Стрэндж и Коупленд были отделом электроники и контроля.

Автомобиль без двигателей и всасывающих каналов был доставлен на испытательный стенд 1 марта 1965 года. При испытании на нагрузку 11,5 млн фунтов использовались пять гидравлических домкратов на 2,5 млн фунтов для проверки конструкции тяги. Мы установили противоосколочные завесы между двигателями, чтобы в случае взрыва двигателя осколки не повредили соседний двигатель.Все электрические и контрольно-измерительные системы были подключены и проверены.

Программа S-II на испытательном полигоне в Миссисипи (MTF), управляемом североамериканским Роквеллом, одновременно активировала свою установку для испытания второй ступени лунной ракеты Сатурн V. Доктор Вернер фон Браун несколько раз навещал меня на испытательном стенде S-1C и спрашивал, можем ли мы превысить дату их увольнения. Я сказал да.»

Я никогда не забуду свою первую встречу с доктором.Фон Браун. Это было на собрании, где я был подчиненным. Однако несколько месяцев спустя он прошел мимо моего офиса, просунул голову в дверь и сказал: «Привет, Гарри». Было замечательно, что он запомнил мое имя. Этот человек излучал харизму и стал моим героем.

Наш первоначальный график статического огня был 15 июня 1965 года, однако нам удалось ускорить нашу программу большими усилиями команды, установить пять двигателей и запустить один двигатель F-1 в центре позиции 9 апреля 1965 года — на 9 недель вперед. расписания.В очередной раз мы провели первый тест через 40 дней после установки автомобиля на испытательный стенд. Отсечка была сделана наблюдателем случайно. Мы пересчитали счетчик и через два с половиной часа выстрелили. На этот раз отсечка была произведена предохранительной схемой главного топливного клапана №1, которая показывала, что клапан закрыт, но на самом деле клапан был открыт. После испытания, мы нашли четыре из восьми болтов для двигателя карданного блока в структуру тяги были разбиты. Использованы болты из неподходящего материала. Еще один сломанный болт, и, возможно, у нас могла бы возникнуть катастрофическая ситуация, если бы двигатель F-1 упал с машины.Последовали бы пожар и взрыв.

16 апреля 1965 года мы запустили все пять двигателей крупнейшего в мире корабля с тягой 7,5 млн фунтов, что на два месяца раньше запланированного срока. Еще один «самый волнующий день в моей жизни».

Какое благословение было жить в то захватывающее время. Каждый двигатель весил девять тонн (45 тонн для всех 5), общий поток LOX для пяти двигателей составляет 125 190 галлонов в минуту, а общий расход топлива (RP-1) составляет 78 160 галлонов в минуту.Мне действительно трудно понять эту скорость потока. Этот аппарат вывел на орбиту 232 000 фунтов (116 тонн). Однако после последнего запуска Сатурна правительство полностью свернуло программу. Позже я работал во многих исследовательских комитетах, где мы хотели, чтобы у нас был аппарат Сатурна, чтобы вернуться на Луну или на Марс.

Я благодарю и хвалю величайшую команду тестировщиков в мире за то, что они достигли этой важной вехи. Доктор фон Браун был в восторге. Я организовал вечеринку как праздник, танец с ужином, который доктор.Фон Браун присутствовал. Рону Тепулу была представлена кнопка отключения, которую он использовал для отключения первого теста. Рон участвовал в испытаниях одного двигателя F-1 в STTW. F-1 стартовал очень медленно: огромные сильфоны черного дыма выходили из камеры тяги, окружающей двигатель, как будто он горел. Мы рассеяли этот черный дым с помощью продувки газообразным азотом на выходе из вытяжной камеры большого объема. На тесте S-1C-T мы не использовали продувку, вся область двигателя была черно-красной, как будто горела, и Рон взволнованно прервал тест.Позже он сказал нам, что сожалеет. Доктор фон Браун повел Рона после обеда и представил его как человека с «золотым пальцем». Доктор фон Браун отправил мне личное благодарственное письмо, признав, что это потребовало больших усилий команды, и поздравил всю команду. Я до сих пор дорожу этим личным письмом. У меня за спиной была команда мечты, и у нас не было возможности не добиться успеха. Моя команда отдала программе всю свою душу, работая долгие, напряженные, а иногда и опасные часы. Я мог бы добавить здесь, что, мотивируя моих инженеров и техников, мы клали руки на стол друг на друга, делая вывод, что все мы были едины с единой целью — достичь нашей цели.Наша пословица гласила: «Эта работа — не горка для степпера». Вся наша команда была уверена в себе.

После 15 успешных статических стрельб S-1C-T был доставлен баржей на МОГ весной 1966 года для проверки на их недавно построенном испытательном стенде.

Список двигателей 1 — Атомные ракеты

Одна из интересных вещей, которые следует учитывать в отношении этих типов двигателей, как ионных двигателей с координатной сеткой, так и двигателей на эффекте Холла, — это выбор топлива.На сегодняшний день ксенон является основным топливом, используемым во всех действующих электростатических двигателях (хотя некоторые ранние двигатели использовали цезий и ртуть в качестве топлива), однако ксенон встречается редко и достаточно дорого. В меньших конструкциях двигателей Холла, например, для телекоммуникационных спутников в диапазоне двигателей малой тяги 5-10 кВтэ, пороховая нагрузка (по состоянию на 1999 г.) для многих космических аппаратов составляет менее 100 кг — значительное, но не чрезмерное количество топлива, а затраты на запуск ( и конструктивные соображения) делают это решение экономически эффективным.Для более крупных космических аппаратов, таких как космический аппарат с двигателем Холла, летящий на Марс, масса топлива может легко находиться в диапазоне 20-30 тонн (при условии, что 2500 с исп. И расход Xe 100 мг / с), что сильно отличается. имеет значение с точки зрения доступности и стоимости Xe. Таким образом, альтернативы становятся гораздо более привлекательными, если это возможно.

Аргон также является привлекательным вариантом, и его также часто предлагают в качестве топлива, хотя и реже. Однако он также имеет значительно меньшую массу, что приводит к более высоким удельным импульсам, но более низким уровням тяги.В зависимости от задачи это может быть проблемой, если требуются большие изменения в треугольнике за более короткий период времени. Более высокие требования к энергии ионизации также означают, что топливо не будет полностью ионизировано, что приведет к потере эффективности. , или для ионизации пороха требуется больше энергии

Следующим по популярности выбором в качестве пороха является криптон (Kr), следующий по легкости благородный газ. Химические преимущества Kr в основном идентичны, но есть пара вещей, которые делают этот компромисс далеко не прямым: во-первых, испытания с Kr в двигателях на эффекте Холла часто демонстрируют потерю эффективности на 15-25% (хотя это может быть немного смягчить за счет оптимизации конструкции двигателя для использования Kr, а не Xe), и, во-вторых, более высокая энергия ионизации Kr по сравнению с Xe означает, что для ионизации того же количества топлива требуется больше энергии (или с помощью SPT, более глубокий канал ионизации, что связано с повышенной опасностью эрозии).К сожалению, несколько исследований показали, что более высокий удельный импульс, полученный от более низкой атомной массы Kr, недостаточен для компенсации других проблем, включая потери от джоулева нагрева (которые мы кратко обсуждали при обсуждении двигателей MPD в последнем post), излучения, повышенных требований к энергии ионизации и даже геометрической расходимости пучка.

Это привело к тому, что некоторые конструкторы предложили смесь ракетного топлива Xe и Kr, чтобы получить преимущества более низкой энергии ионизации для части топлива в качестве компромиссного решения.Обратной стороной является то, что это не обязательно решает многие проблемы, связанные с Kr в качестве топлива, включая джоулева нагрев, тепловую диффузию в самом двигателе и другие проблемы проектирования электростатического двигателя малой тяги. Кроме того, в некоторых статьях сообщается об отсутствии явления резонансной ионизации, которое способствует увеличению эффективности частичного использования криптона, поэтому основным преимуществом остается исключительно стоимость и доступность Kr по сравнению с Xe.

900 1,395 (BP) Кадмий

	Атомная масса (Ar, std.3)	Точка плавления (K)	Точка кипения (K)	Расчетная стоимость ($ / кг)
Ксенон	131,293	1170,4	2,942 (BP)	161,4	161,4 900	165,051	1200
Криптон	83,798	1350,8	2,413 (BP)	115,78	119,93	75
Висмут	208,98	703	10.05 (МП)	544,7	1837	29
Меркурий	200,592	1007,1	13,534 (при STP)	234,32	629,88	500
Цезий	132,905 375,7	1,843 (при МП)	301,7	944	> 5000
Натрий	22,989	495,8	0,927 (при МП) 0,968 (твердый)	370.94	1156,09	250
Калий	39,098	418,8	0,828 (МП) 0,862 (твердый)	336,7	1032	1000
Аргон	39,792	1520,6	83,81	87,302	5
NaK	Различается	Дифференциал	0,866 (20 C)	260,55	1445	Различается
Йод	126.904	1008,4	4,933 (при STP)	386,85	457,4	80
Магний	24,304	737,7	1,584 (MP)	923	1363	6
112,414	867,8	7,996 (MP)	594,22	1040	5

Ранние двигатели использовали цезий и ртуть в качестве топлива, а для более мощных систем это может оказаться опцией .Как мы видели ранее в этом посте, ни Cs, ни Hg неизвестны в электростатическом двигателе (еще одна конструкция, которую мы рассмотрим чуть позже, — это цезиевый контактный ионный двигатель), однако они вышли из моды. Основная причина, всегда приводимая для этого, — это забота об окружающей среде и гигиене труда, при разработке двигателей, обращении с ракетным топливом во время строительства и запуска, а также непосредственное окружение космического корабля. Подруливающие устройства должны быть построены и тщательно протестированы, прежде чем они будут использоваться в миссии, и все эти эксперименты — идеальный способ сильно загрязнить хрупкое (и дорогое) оборудование, такое как упоры, вакуумные камеры и сенсорные устройства — не говоря уже о лаборатории и окружающей среды в случае аварии.Кроме того, любая авария, которая приводит к воздействию Hg или Cs на рабочих, будет дорогостоящей и трудной для устранения, несмотря на любые долгосрочные последствия для здоровья химического воздействия любого вовлеченного персонала (процедуры обращения были хорошо установлены, но один работник не носит правильные средства индивидуальной защиты могут быть постоянно безопасными как с точки зрения личного, так и программного здоровья). Идеальная нейтрализация потока топлива — это то, чего на самом деле не происходит в электростатических приводах (хотя с течением времени это постоянно улучшается), что приводит к накоплению отрицательный заряд в космическом корабле; и, впоследствии, часть положительных ионов, используемых в качестве топлива, в конечном итоге кружится вокруг магнитных полей и сталкивается с космическим кораблем.Это не только отрицательно влияет на тягу космического корабля, но и если топливо является химически активным (как и Cs, и Hg), это может привести к химическим реакциям с конструктивными элементами космического корабля, датчиками и другими системами. , ускоряя деградацию космического корабля.

Некоторое время назад в группе Facebook я спросил участников об использовании этих порохов, и началась интересная дискуссия (в основном между Миккелем Хаахеймом, моим главным редактором и постоянным автором этого блога, и Эдом Фейлом, который имеет большой опыт в ядерная энергетика, включая миссию JIMO, и в настоящее время является главой Elysium Industries, разрабатывающей быстрый реактор на расплавленных хлоридах) относительно плюсов и минусов использования этих ракетных топлив.Также были предложены два других варианта с их собственными сложностями с инженерной стороны, о которых мы кратко коснемся: натрий и калий имеют низкую энергию ионизации и образуют эвтектику с низкой температурой плавления, поэтому они могут предложить дополнительные варианты в будущем электростатические топлива, а также. В ходе обсуждения были затронуты три основных фактора: проблемы, связанные с окружающей средой и гигиеной труда во время испытаний, стоимость пропеллента (что в первую очередь приводит нас к этому обсуждению) и соображения относительно емкости резервуаров.

Что касается стоимости, то она указана в таблице выше. Все эти затраты являются приблизительными, и затраты на материалы, пригодные для использования в космосе, обычно выше, но они иллюстрируют общие затраты, связанные с каждым топливом. Таким образом, с экономической точки зрения Cs является наименее привлекательным, в то время как Hg, Kr и Na являются привлекательными вариантами для объемного топлива.

Резервуар сам по себе является более простым вопросом, чем вопрос о полной подаче топлива, однако он может дать некоторое представление об общих проблемах хранения и использования различных компонентов топлива.Xe, наше базовое топливо, имеет плотность жидкости 2,942 г / см, Kr 2,413 и Hg 13,53. Помимо всего прочего, это указывает на то, что общие требования к массе резервуара для той же массы Hg меньше, чем 1/10, чем для Xe или Kr. Однако при рассмотрении различий в материалах резервуаров возникают дополнительные сложности. Например, и Xe, и Kr требуют криогенного охлаждения (что мы вкратце обсуждали в серии LEU NTP, которую вы можете прочитать здесь . Хотя проблемы криогеники Xe и Kr менее сложны, чем криогеника h3 из-за более высокой атомной массы и более низкая химическая активность, многие из тех же соображений все еще применимы.С другой стороны, Hg должна храниться в резервуаре из нержавеющей стали (по закону), другие распространенные контейнеры, такие как стекло, не подходят для изготовления резервуаров для космических кораблей. Однако футеровка из углеродистой композитной цистерны из нержавеющей стали является вариантом с меньшей массой.

Последний тип жидкого топлива, который следует упомянуть, — это NaK, распространенный теплоноситель реакторов на быстрых нейтронах, который был тщательно изучен. Многие проблемы, связанные с резервуаром NaK, аналогичны тем, которые наблюдаются в резервуаре Cs или Hg: химическая реактивность (хотя разные характеристики резервуара), однако все исследования использования NaK для теплоносителя быстрого реактора в значительной степени направлены на непосредственные проблемы коррозии.

Основная проблема с NaK будет заключаться в дифференциальной ионизации, вызывающей осаждение металла с более высокой энергией ионизации (в данном случае Na) на аноде или каналах пропеллента двигателя малой тяги. Хотя с этим можно справиться либо путем укорочения канала пропеллента (как в TAL или EDPT), либо путем обеспечения полной ионизации за счет избыточного заряда на аноде и катоде. Возможность использования NaK изучалась на двигателе СПД в Советском Союзе, но, к сожалению, я не могу найти документы, связанные с этими исследованиями.Однако NaK остается интересным вариантом для будущих двигателей.

Твердое топливо обычно считается двигателями на конденсируемом топливе. Эти конструкции изучались в течение нескольких десятилетий. В большинстве конструкций используется резистивный нагреватель для расплавления топлива, которое затем испаряется непосредственно перед входом в анод. Это было впервые продемонстрировано с помощью ионных двигателей с цезиевыми контактными сетками, которые использовались как часть программы SERT. Там (как упоминалось ранее) в качестве среды для хранения использовалась металлическая пена, которая поддерживалась в тепле до такой степени, что цезий оставался жидким.Изменяя размер пор, был изготовлен металлический фитиль, который контролировал поток топлива из резервуара в ионизационную головку. Это приводит к увеличению общей массы топливного бака, но, с другой стороны, отсутствие движущихся частей и возможность обеспечить равномерный нагрев всего объема пороха в некоторых случаях делает этот вариант привлекательным.

В более поздней конструкции, которую мы также обсуждали (VHITAL), используется висмутовое ракетное топливо для двигателя TAL, обновление НАСА советской конструкции ЦНИИМАш 1970-х годов (которая была отложена из-за отсутствия мощных космических энергетических систем на время).В этой конструкции используется резервуар с жидким висмутом, который резистивно нагревается до температуры выше температуры плавления. Система нагнетания аргона используется для вытеснения жидкого висмута через выпускное отверстие, откуда он затем с помощью электромагнитного излучения закачивается в пробку для испарения углерода. Затем он разряжается на анод (который в последней итерации также резистивно нагревается), где ток Холла затем ионизирует топливо. При такой конструкции возможно использование нескольких резервуаров для снижения потребности в энергии для системы подачи топлива; однако это также приведет к увеличению требований к массе резервуара, поэтому от характеристик системы будет во многом зависеть, стоит ли увеличение массы экономии энергии за счет использования более модульной системы.Эта топливная система была успешно испытана в 2007 году и могла быть адаптирована и для других конструкций.

Были предложены и другие пропелленты, включая магний, йод и кадмий. У каждого из них есть свои преимущества и недостатки, связанные с емкостью резервуаров, соображениями, касающимися материалов двигателя малой тяги, ограничивающими химическую реактивность, и другими факторами, но все это остается возможным для будущих конструкций двигателя малой тяги.

В обозримом будущем в большинстве конструкций по-прежнему будет использоваться ксенон, и аргон будет следующим наиболее популярным выбором, но поскольку количество необходимого топлива увеличивается с развитием ядерной электрической двигательной установки, возможно, что эти другие варианты топлива станут больше важны масса резервуара, стоимость топлива и другие факторы.

Источники

Холловские двигатели большой мощности; Янковский и др., 1999 г.

Энергетика вариантов топлива для двигателей Холла большой мощности, Кикхафер и Кинг, Технологический университет Мичигана, 2005 г.

Сравнение характеристик ксенона и криптона на двигателе Холла SPT-100, Наклес и др. 2011 г.

Оценка магния в качестве топлива для холловских двигателей; Hopkins, Michigan Tech, 2015

Моделирование шлейфа двигателя йодного холла в йодном спутнике (ISAT), Чой, 2017 г.

Двигатель

— атомные ракеты

Тирания — это человеческая черта, которую мы иногда проецируем на Природу.Эта проекция — форма рационализации, возможно, средство справиться с проблемами, которые мы не можем контролировать. Так обстоит дело, когда мы изобретаем машины, чтобы освободить нас от границ Земли, влияя на наш побег в космос. Если мы хотим проникнуть в солнечную систему, эту тиранию нужно как-то свергнуть.

Ракеты — это машины импульса. Они выбрасывают газ из сопла с большой скоростью, заставляя сопло и прикрепленную к нему ракету двигаться в противоположном направлении. Исаак Ньютон правильно определил математику этого обмена импульсом в 1687 году.Сохранение импульса, приложенного к ракете, впервые было сделано русским провидцем и ученым Константином Циолковским в 1903 году. Все наши ракеты управляются ракетным уравнением Циолковского.
Уравнение ракеты содержит три переменные. При любых двух из них третий становится камнем. Надежды, желания или истерики не могут изменить этот результат. Несмотря на баланс импульса, эти переменные можно преобразовать в энергии. Это расход энергии против силы тяжести (часто называемый дельта V или изменение скорости ракеты), энергия, доступная в ракетном топливе (часто называемая скоростью выхлопа или удельным импульсом), и массовая доля топлива (сколько топлива вам нужно по сравнению с полная масса ракеты).

Расход энергии против силы тяжести определяется тем, куда вы хотите отправиться. Для исследования человеком есть лишь несколько мест, которые мы можем реально рассмотреть в настоящее время. Наиболее вероятными кандидатами являются: от поверхности Земли до околоземной орбиты, от земной орбиты до поверхности Луны, от околоземной орбиты до поверхности Марса, от околоземной орбиты до цис-лунного пространства (область между Землей и Луной, включая различные местоположений, таких как точки Лагранжа, геостационарная орбита и др.).Конечно, у этих маршрутов есть перестановки, но они наиболее вероятны, учитывая наше текущее состояние технологий.
Планируя космическую экспедицию, мы сначала должны выбрать, куда мы хотим отправиться. Затем расход энергии против силы тяжести определяется начальной и конечной точками нашего путешествия. Как люди, мы бессильны изменить это число. Мы просто должны принять его последствия. Мне нравится думать об этом как о путевых расходах.

Далее нам нужно выбрать тип ракетного топлива, указав таким образом доступную энергию.В настоящее время все наши ракетные двигатели, предназначенные для людей, используют химические реакции (сгорание топлива и окислителя) для производства энергии. Существуют ограничения на количество энергии, которое может быть извлечено из химии, и, таким образом, ограничения на энергию, которую мы можем упаковать в ракету, находятся вне контроля человека. Некоторые из наиболее энергичных известных химических реакций выбраны для приведения в движение ракеты (например, водородно-кислородное горение), и, таким образом, теперь указана вторая переменная. Опять же, мы просто должны принять предел того, что может предложить химия (если мы не выберем другие источники энергии, например ядерные).Мне нравится думать об этом выборе как о том, что вы должны заплатить за дорогу.

После установки этих двух переменных массовая доля ракеты теперь определяется уравнением ракеты. Мы должны построить нашу ракету с такой массовой долей, иначе она не достигнет пункта назначения. Это также относится к существующим ракетам, когда предполагается новое использование. Мы мало что можем сделать, чтобы изменить этот результат. С помощью некоторой умной инженерии мы могли бы сократить дробь на несколько процентов, но основной результат определяется гравитационной средой нашей солнечной системы (выбор того, куда мы хотим пойти) и химическим составом энергетических связей наших выбранные химические компоненты (выбор топлива).
Было бы конструктивно сложить несколько чисел вместе, чтобы проиллюстрировать захват, который простой баланс количества движения оказывает на наши ракеты. Здесь приблизительная стоимость энергии дана в единицах скорости (километры в секунду, км / с), что является обычным приемом, который инженеры используют для упрощения обсуждения. Эти числа предполагают идеальные условия, такие как отсутствие потерь на сопротивление атмосферному воздействию или сгорание, но достаточно близки для этой иллюстрации.

Пункт назначения	Энергозатраты (км / с)
Поверхность Земли на орбиту Земли	8
Орбита Земли в ближнее лунное пространство: точки Лагранжа	3.5
Орбита от Земли к окололунным точкам: Низкая лунная орбита	4,1
Орбита вокруг Земли к околоземным астероидам	> 4
Орбита от Земли к поверхности Луны	6
Орбита Земли к поверхности Марса	8

Из этой простой таблицы можно сделать несколько выводов. Путешествие с поверхности Земли на околоземную орбиту — один из самых энергоемких шагов по пути куда-либо еще.Этот первый шаг, примерно в 400 километрах от Земли, требует половины всей энергии, необходимой для выхода на поверхность Марса («на полпути в любую точку»). Пункты назначения между Землей и Луной — лишь малая часть того, что требуется для простого выхода на околоземную орбиту. Стоимость этого первого шага связана с силой земного притяжения. А физика подсказывает, что оплата на пенни меньше полной стоимости приведет к тому, что Земля вернет ваш космический корабль не таким мягким способом. Гигантский скачок для человечества — это не первый шаг на Луну, а в выходе на околоземную орбиту.

Далее перечислены основные категории нашего химического ракетного топлива и их энергетическое содержание, используемое для оплаты гравитационных затрат на путешествие. Они выбраны из топлива, имеющего опыт эксплуатации в пилотируемых космических кораблях. «Гиперголы» — это топливо контактного зажигания, используемое на этапе подъема лунного модуля для упрощения конструкции двигателя, а метан-кислород не использовался в космосе до настоящего времени, но рассматривается для будущих полетов человека на Луну и Марс. Первый закон термодинамики использовался для преобразования энергии сгорания в эквивалентную скорость выхлопа, чтобы эти единицы оплаты соответствовали затратам, указанным выше.

к околоземным астероидам:

Горючее	Энергия оплаты (км / с)
Твердая ракета	3,0
Керосин-кислород	3,1
Гиперголс
3,2	3,4
метан-кислород	4,5

Водород-кислород — самая энергичная химическая реакция, известная для использования в ракетах, рассчитанных на человека.Химия больше дать нам не может. В 1970-х годах экспериментальный ядерный ракетный двигатель на тепловых нейтронах выдавал энергетический эквивалент 8,3 км / с. Этот двигатель использовал ядерный реактор в качестве источника энергии и водород в качестве топлива.
Поскольку гигантский скачок человечества — это первый шаг от Земли, в нашей иллюстрации уравнения ракеты в качестве пункта назначения используется земная орбита со стоимостью 8 километров в секунду. Для оплаты этой стоимости каждое из указанных выше химических компонентов топлива используется в уравнении ракеты, в результате чего получаются следующие массовые доли (выраженные в процентах от общей массы ракеты):

Топливо	Процент ракетного топлива для околоземной орбиты
Твердая ракета	96%
Керосин-кислород	94%
Hypergols	93%
Метан-кислород	90%
19 Водород	83%

Это идеальные числа без потерь из-за сопротивления атмосферы, неполного сгорания и других факторов, снижающих эффективность ракеты.Такие потери делают эти цифры еще хуже (перемещение массовой доли ближе к ракете, состоящей из 100% -ного топлива). Тем не менее, умные инженерные конструкции, такие как ступени ракеты, несколько видов топлива (твердые частицы 1-й ступени или керосин, водород на верхних ступенях) и гравитационная бедность (преобразование радиальной скорости в тангенциальную) могут помочь компенсировать это. При создании ракеты с почти 90% ракетного топлива (что означает, что это всего лишь 10% ракеты), небольшие выгоды от инженерного дела буквально стоят больше, чем их эквивалентный вес в золоте.

Реальные массовые доли реальных ракет включают в себя влияние многих инженерных деталей. Однако эти машины по сути являются результатом простого применения ракетного уравнения Циолковского. Представленные здесь идеальные результаты не так уж далеки от реальных ракет. Ракета «Сатурн-V» на стартовой площадке состояла на 85% из топлива по массе. В нем было три этапа; первая использует керосин-кислород, а вторая и третья ступени используют водород-кислород. Спейс шаттл также на 85% состоял из топлива по массе, используя смесь твердых веществ и водорода с кислородом на первой ступени и водородно-кислородной на второй.Ракета «Союз» на 91% состоит из топлива по массе и использует керосин-кислород на всех трех ступенях. Преимущество использования водорода-кислорода в качестве топлива с высокими рабочими характеристиками; однако технически это сложнее. Керосин имеет меньшие характеристики, но дает более простую, надежную и легкую в изготовлении ракету. Эти числа представляют собой лучшее, что могут сделать наши инженеры, работая против земного притяжения и энергии химических связей.

Каковы инженерные последствия изготовления ракеты, которая на 85% состоит из топлива и на 15%? Ракета должна иметь двигатели, баки и водопровод.Ей нужна структура, хребет, чтобы поддерживать все это, и она должна выжить в очень динамичной среде запуска (есть огонь, тряска и сила). Ракета должна иметь возможность летать в атмосфере, а также в вакууме окружающей среды. пространство. Крылья бесполезны в космосе; малые ракетные двигатели используются для управления ориентацией. Кроме того, есть люди с их мизинцами и необходимыми им механизмами жизнеобеспечения. Оборудование жизнеобеспечения сложное, проблемное и тяжелое. Нельзя опускать окна, если в каюте немного просохнет.Если вы хотите вернуться на Землю (а это делает большинство экипажей), должна быть структура, которая защитит экипаж от огненного проникновения, а затем обеспечит мягкую посадку. Крылья тяжелые, но позволяют мягко приземляться на хорошо оборудованных аэродромах. Парашюты легкие, дают большой всплеск финала. «Союз» летит бухать, катиться, катиться, катиться; Один из моих коллег точно описал это как серию взрывов, за которыми последовала автомобильная авария. И, наконец, вы хотите взять с собой полезную нагрузку — оборудование, с помощью которого можно делать что-то, кроме пребывания в космосе.«Потому что он есть» (или, возможно, потому, что его нет, в зависимости от вашего определения вакуума) подходит впервые, но последующие миссии нуждаются в более сильном обосновании. Миссии в космос для осмысленных исследований требуют значительного количества полезного груза.

Реальная доля полезной нагрузки реальных ракет весьма неутешительна. Полезная нагрузка Сатурна V на околоземную орбиту составляла около 4% от его общей массы при взлете. Шаттл был всего около 1%. И Сатурн V, и космический шаттл вывели на околоземную орбиту около 120 метрических тонн.Однако многоразовая часть космического челнока составляла 100 метрических тонн, поэтому его полезная нагрузка была уменьшена примерно до 20 тонн.
Поучительно сравнить массовые доли ракеты с массовыми долями других обычных наземных транспортных средств. Здесь приблизительные числа ракетного топлива (или топлива, когда в качестве окислителя используется воздух) приведены для иллюстрации общих категорий массовых долей:

900 40%

Транспортное средство	Процентное количество ракетного топлива (топливо)
Большой корабль	3%
Пикап	3%
Автомобиль	4%
Локомотив	7%
Истребитель	30%
Грузовой Реактивный
Ракета	85%

Процент топлива имеет огромное значение для простоты изготовления и надежности в достижении инженерного проекта (и стоимости).Если в транспортном средстве содержится менее 10% топлива, он обычно делается из стальных заготовок. Изменения в его конструкции легко вносятся без инженерного анализа; вы просто привариваете к другому куску стали, чтобы укрепить раму, как подсказывает ваша интуиция. Я легко могу перегрузить свой тонный пикап в два раза. Он может двигаться медленно, но тянет за собой груз.

Когда машины поднимаются в воздух, инженерия становится более серьезной. Легкие конструкции из алюминия, магния, титана, эпоксидно-графитовых композитов являются нормой.Чтобы изменить структуру, требуется серьезная инженерия; нельзя просто приварить другой кусок к вашему планеру, если вы хотите жить (или просверлить отверстие в каком-нибудь удобном участке). Эти транспортные средства не могут работать далеко от своих проектных пределов; перегрузка самолета в два раза приводит к катастрофе. Несмотря на то, что эти транспортные средства на 30–40% состоят из топлива (от 60 до 70% конструкции и полезной нагрузки), есть место для инженеров, которые могут комфортно работать, поэтому существует надежная, безопасная и экономичная авиационная промышленность.

Ракеты с топливом на 85% и структурой и полезной нагрузкой на 15% находятся на пределе наших инженерных возможностей даже в производстве (и с оплатой!). Чтобы летать, им требуется постоянная инженерия. Казалось бы, самые маленькие модификации требуют монументального анализа и тестирования прототипов в вакуумных камерах, шейкерных столах, а иногда и тестовых запусков в пустынных регионах. Типичный запас прочности при проектировании конструкций составляет 40%. Часто испытания и анализ проводятся только на 10% выше установленного предела.Для запуска космического корабля «Шаттл» расчетный предел ускорения составляет 3 g. Стек был сертифицирован (то есть протестирован до такой степени, что мы уверены, что он будет продолжать работать) на 3,3 г. Эта операция имеет 10% -ный диапазон ошибок. Представьте, что вы ведете машину со скоростью 60 миль в час, а затем разгоняетесь до 66 миль в час, но ваша машина самоуничтожается. Это ракеты, движущиеся по жизни, комплименты ракетному уравнению.
Вот еще несколько интересных примеров из контейнерной техники, чтобы еще больше проиллюстрировать экстремальный характер конструкции ракет:

Прочие контейнеры	Процент полезного содержимого
Банка соды	94%
Внешний шаттл Бак	96%
Коктейль Молотова	52%

Обычная банка газировки, чудо массового производства, на 94% состоит из соды и на 6% по массе.Сравните это с внешним резервуаром космического корабля «Шаттл» на 96% топлива и, следовательно, на 4% структуры. Внешний резервуар, достаточно большой внутри, чтобы выдержать танец сарая, содержит криогенные жидкости с температурой 20 градусов выше абсолютного нуля (0 Кельвинов) под давлением до 60 фунтов на квадратный дюйм (для резервуара такого размера такое давление представляет собой огромное количество хранимого энергии) и выдерживает 3 г при откачке топлива со скоростью 1,5 метрических тонны в секунду. Уровень инженерных знаний, лежащих в основе такого устройства, в наше время столь же удивителен и высок, как и строительство пирамид для своего времени.
Ветеран-космонавт, побывавший на Луне, однажды сказал мне: «Сидеть на вершине ракеты — все равно что сидеть на вершине коктейля Молотова». Я принял его замечание близко к сердцу, сначала взвесив бутылку вина, опустошив ее и снова взвесив. Простой инженерный анализ позволил мне оценить и компенсировать разницу в плотности между вином и бензином (которая, я уверен, не сильно отличалась для этого урожая). Коктейль Молотова содержал 52% пропеллента.Так что сидеть на ракете опаснее, чем на баллоне с бензином!

Еще один менее известный побочный эффект уравнения ракеты — это чувствительность завершения сжигания ракеты к достижению вашей цели. Чтобы проиллюстрировать это, я буду использовать некоторые цифры из моего полета на шаттле STS 126 в ноябре 2008 года. Наша целевая скорость при выключении главного двигателя составляла 7824 м / с (25819 фут / с). Если наши двигатели остановятся на скорости 7806 м / с (25760 футов / с), всего на 18 м / с (59 футов / с) от целевого значения, мы выйдем на орбиту, но не на нашу заданную целевую орбиту.Мы не сможем встретиться с космической станцией и потеряем цель нашей миссии. Как если бы на два пенни меньше десятидолларовой покупки, это всего на 0,2% меньше, чем цена допуска в космос. В этом случае у нас есть несколько вариантов. Мы могли бы сжечь наше топливо для орбитального маневрирования и восполнить эту разницу. Если бы мы были на 3% от нашей цели, 7596 (25067 фут / с), у нас не было бы достаточно топлива для орбитального маневрирования, и мы бы не вышли на орбиту. Мы будем вынуждены совершить трансатлантический аборт, упасть на Землю и приземлиться в Испании.Эти последние 3% от требуемой скорости приходятся на последние 8 секунд работы. Для космонавтов и всадников на быках 8 секунд — большой срок.

Если бы радиус нашей планеты был больше, могла бы быть точка, в которой нельзя было бы построить сбегающую с Земли ракету. Предположим, что создание ракеты с 96% топлива (4% ракеты), в настоящее время предел только для внешнего бака шаттла, является практическим пределом для разработки ракет-носителей. Давайте также выберем водород-кислород, наиболее высокоэнергетическое химическое топливо из известных и в настоящее время пригодное для использования в ракетных двигателях, рассчитанных на человека.Подставляя эти числа в уравнение ракеты, мы можем преобразовать вычисленную космическую скорость в эквивалентный ей планетарный радиус. Этот радиус будет около 9680 километров (Земля — 6670 км). Если бы наша планета была на 50% больше в диаметре, мы не смогли бы отправиться в космос, по крайней мере, используя ракеты для транспортировки.

Бунт против тирании — повторяющаяся человеческая черта, и, возможно, мы придумаем какой-нибудь способ опровергнуть ракетное уравнение и решительно уйти с нашей планеты.Я имею в виду исследования с постоянным присутствием человека с первым шагом, подобным базам антарктического типа (которые поддерживают несколько тысяч человек) и, в конечном итоге, ведущим к колонизации, шаблону, сопоставимому с экспансией западной цивилизации по всему миру в 17-18 веках. В то время называть себя мореплавателем означало, что вы могли отправиться с множеством миссий на различных типах судов в бесчисленное множество мест, когда захотите.Нам предстоит пройти долгий путь, прежде чем кто-либо сможет претендовать на звание космической державы.
Гигантский скачок человечества — это не первый шаг на Луне, а выход на околоземную орбиту. Если мы хотим разрушить тиранию ракетного уравнения, потребуются новые парадигмы работы и новые технологии. Если мы будем придерживаться наших ракет, они должны стать такими же обычными, безопасными и доступными, как самолеты. Один из самых элементарных и основных навыков, которые нужно освоить, — это научиться использовать сырье из источников за пределами Земли.Наш ближайший планетарный сосед, Луна, близок, полезен и интересен. Извлечение и производство полезных продуктов из лунного сырья избавит нас от необходимости тащить все необходимое в космосе со дна глубокой гравитационной скважины Земли, что значительно изменит последствия уравнения ракеты в нашу пользу. Открытие какого-то нового физического принципа могло бы сломить тиранию и позволить Земле уйти за пределы ракетной парадигмы.
Потребность в новых местах для жизни и использовании ресурсов в конечном итоге заставит человечество покинуть эту планету.Получение доступа в космос снимает крышку с чашки Петри Земли. И все мы знаем, что в конечном итоге произойдет, если не снять крышку.

Ракетный двигатель

2

Революционная новая ракетная двигательная установка

30 апреля 2020 г. — Исследователи разработали новую усовершенствованную ракетно-двигательную установку, которая когда-то считалась невозможной. Эта система, известная как вращающийся детонационный ракетный двигатель, позволит запускать в космос разгонные ракеты…

Научное машинное обучение открывает путь к разработке быстрых ракетных двигателей

16 апреля 2020 г. — Исследователи разрабатывают более быструю методику моделирования для конструкторов ракетных двигателей, чтобы проверить производительность в различных …

Студенческая исследовательская группа разрабатывает гибридный ракетный двигатель

27 августа 2020 г. — В год, обозначенный препятствиями, студенческий ракетный отряд выстоял. Работая вместе в пяти часовых поясах, они успешно разработали гибридный ракетный двигатель, в котором используются парафин и новый закись азота…

Могут ли мощные микроволны снизить стоимость запуска космических ракет?

20 апреля 2020 г. — Исследователи рассчитали эффективность четырех важных характеристик силовых установок ракет, работающих на микроволновом луче. Эти выводы имеют решающее значение для минимизации или возможного снижения стоимости …

Простой и экономичный ракетный двигатель может сделать более дешевый и легкий космический корабль

18 февраля 2020 г. — Исследователи разработали математическую модель, описывающую, как вращаются детонационные двигатели…

Под давлением нетоксичный солевой пропеллент дает хорошие результаты

18 августа 2020 г. — В небольших космических аппаратах, таких как спутники CubeSat, перспективным является монотопливо на основе соли. Он может использоваться как в химических силовых установках большой тяги для быстрых, чувствительных ко времени маневров, так и …

Видение Илона Маска колонизации Марса обновлено в новом космосе

26 марта 2018 г. — В новой статье Илон Маск, генеральный директор и ведущий дизайнер SpaceX, представляет обновленную конструкцию Big Falcon Rocket, мощной ракеты, предназначенной для приведения в движение недавно модифицированного космического корабля…

Перовскит и органические солнечные элементы запущены в космос

12 августа 2020 г. — Исследователи отправили перовскит и органические солнечные элементы на ракете в космос. Солнечные элементы выдерживали экстремальные условия в космосе, производя энергию от прямого солнечного света и отражающего света …

«Оптическая ракета», созданная с помощью мощного лазерного излучения

14 сентября 2018 г. — Эксперимент продемонстрировал, как интенсивный свет увеличивает количество электронов до максимально достижимого уровня…

Ракета запускается с вершины мира, чтобы поймать волну

28 января 2019 г. — 4 января 2019 г. в 4:37 утра по восточному стандартному времени из Норвегии стартовала миссия CAPER-2. Ракета пролетела через активное северное сияние или северное сияние, чтобы изучить волны, которые ускоряют электроны в нашу …

Жидкостные ракетные двигатели — Жидкостные ракетные двигатели (J-2X, RS-25, общие)

Если вы вернетесь на несколько поколений моей матери в семью, вы найдете знаменитого художника по имени Чарльз Фредерик Кимбалл.Также по материнской линии в семье, в другой ветви, пару поколений спустя был профессиональный коммерческий художник. Со стороны отца моя бабушка была прекрасным художником, писавшим в основном пейзажи долин реки Ирокез и Гудзон в северной части штата Нью-Йорк. И, конечно же, я замужем за чрезвычайно талантливым художником. Можно подумать, что с такими родословными и таким большим размахом у меня самого есть немного художественных способностей. Вы ошибаетесь. Я люблю искусство. Я просто не могу это сделать.

Самое близкое, что я подхожу к визуальному выражению, — это творения Microsoft PowerPoint. Однако на этой узкой арене, особенно когда дело доходит до инженерных дисциплин, все еще есть чем заняться. В этой статье мы займемся одним из моих любимых псевдохудожественных хобби и поиграем со схемами двигателя с экспандерным циклом.

Итак, давайте начнем с простого, счастливого маленького цикла, который называется замкнутым циклом экспандера. Большая часть того, что вам нужно знать об этом цикле, содержится в названии.Во-первых, он закрыт. Это означает, что все пропелленты, попадающие в двигатель, уходят, проходя через горловину основной камеры сгорания, что обеспечивает максимальную химическую эффективность. Позже мы увидим, что «закрыто» противоположно «открыто». Во-вторых, это расширитель. Это означает, что турбомашина приводится в движение топливом, которое забирает тепловую энергию из контуров охлаждения в основной камере сгорания и сопле. Обычно в двигателях с детандерным циклом используются криогенные пропелленты, так что при нагревании эти пропелленты превращаются из жидкоподобных жидкостей в газоподобные жидкости.В турбинах очень эффективно используются газоподобные приводные жидкости. (Обратите внимание, что я продолжаю говорить о «жидкости», а не просто о жидкостях и газах. Это потому, что обычно рекомендуется иметь дело со сверхкритическими жидкостями в охлаждающих трубах или каналах. Фазовые изменения могут быть непредсказуемыми и привести к некоторым странным профилям давления.)

Выше представлен шедевр Microsoft PowerPoint, иллюстрирующий ракетный двигатель с замкнутым циклом детандера. Топливо и окислитель поступают из ступени и пропускаются через насосы для повышения их давления.На топливной стороне нагнетание насоса направляется через главный топливный клапан (MFV) к форсунке и рубашкам охлаждения основной камеры сгорания (MCC). Я не показывал здесь фактическую маршрутизацию. Обычно сначала охлаждается МКЦ, а затем уже более теплое топливо используется для охлаждения сопла. Тепловые нагрузки в МКЦ значительно выше, чем в сопле. Но каким бы ни был точный путь охлаждающей жидкости, разряд, теперь полный энергии, полученной в процессе охлаждения, подается в турбины.Перепускной клапан турбины окислителя (OTBV), показанный на схеме, является средством управления соотношением компонентов смеси путем снижения мощности, подаваемой на турбину окислителя. В некоторых случаях, если у вас есть только одна настройка отношения смеси для двигателя, вы можете разместить здесь отверстие, а не клапан. Турбины приводятся в движение теплым топливом, после чего выход из турбин подается через главный инжектор, а затем в зону сгорания. На стороне окислителя трассировка намного проще. Выпуск насоса окислителя проходит через главный клапан окислителя (MOV) непосредственно в главный инжектор.Внутри ГЦК происходит сгорание топлива, возникающее в результате высвобождение энергии, образование высокоскоростных продуктов сгорания и выброс этих продуктов через звуковой канал ГЦК и через сверхзвуковое сопло. Та-да, выпад сделан!

Закрытый детандер — один из самых простых циклов двигателя, который когда-либо можно было представить. Известный двигатель RL10, впервые разработанный в 1950-х годах и работающий до сих пор, основан на этом цикле (с небольшим поворотом, что есть только одна турбина, а насосы соединены через коробку передач, что устраняет необходимость в OTBV).Эта простота является одновременно сильной стороной цикла и его ограничивающей чертой. Примите во внимание тот факт, что все топливо — водород в случае большинства детандеров — проходит через двигатель и в конечном итоге попадает в камеру сгорания. Все это давление приводит к падению давления. Это означает, что турбины не имеют такого большого перепада давлений, с которым приходится иметь дело с точки зрения создания мощности для насосов. Другими словами, выходная сторона турбины — это точка с самым низким давлением в цикле, и это камера сгорания.В результате давление в вашей камере не может быть очень высоким. Это означает, что горловина вашего MCC относительно велика, и тогда это означает, что степень расширения вашего сопла и удлинителя сопла начинает ограничиваться просто размером и структурным весом.

Также обратите внимание, что вся мощность для управления полным циклом обеспечивается теплом, улавливаемым топливом в каналах MCC и охлаждения форсунок. Это становится ограничивающим фактором с точки зрения общей мощности и класса тяги двигателя.По мере того, как двигатель становится больше, при заданном давлении в камере, уровень тяги увеличивается до второй степени характеристического диаметра горловины, но доступная площадь поверхности, которая будет использоваться для сбора тепла для приведения в действие цикла, увеличивается только на этот характеристический диаметр до первая сила. Другими словами, тяга пропорциональна «D-квадрату», но в первом порядке мощность турбины пропорциональна «D». Таким образом, вы можете стать настолько большим только тогда, когда у вас не будет достаточно энергии для выполнения цикла. Одним из способов преодоления этого является увеличение длины камеры сгорания, чтобы получить большую площадь поверхности теплопередачи.Европейский двигатель под названием Vinci следует этому подходу. Но даже этот подход является ограничивающим, если зайти слишком далеко, поскольку слишком длинная камера снижает эффективность сгорания, и, конечно, более длинная камера сгорания также начинает становиться ужасно тяжелой.

Итак, насколько большим может быть ракетный двигатель с замкнутым детандерным циклом? Что ж, это повторяющиеся споры и дебаты. Я могу только высказать свое мнение. Я бы сказал, что двигатель с закрытым расширяющимся циклом наиболее полезен и наиболее практичен, когда он поддерживается на уровне тяги менее примерно 35 000 фунтов силы.

Возвращаясь к понятию художественного самовыражения, каковы же возможные вариации на тему двигателя детандерного цикла? Что ж, темы и вариации используются для изучения и потенциального преодоления воспринимаемых недостатков в замкнутом цикле расширителей. Первым в этой серии является Closed Split Expander, портрет которого ниже:

Недостаток, рассматриваемый здесь, заключается в том, что в замкнутом цикле детандера все топливо было вытеснено по всему двигателю, что привело к большим потерям давления.В этом случае некоторая часть — обычно большая часть — топлива перекачивается до более низкого давления через первую ступень насоса, а затем другая часть перекачивается до более высокого давления. Таким образом, подача топлива «раздельная», отсюда и название. Именно этот поток с более высоким давлением, проходящий через регулирующий клапан охлаждающей жидкости (FCCV), проталкивается по всему двигателю для охлаждения MCC и форсунки и для приведения в действие турбин. Поток с более низким давлением подается непосредственно в главный инжектор. Теоретически, не требуя перекачки всего топлива до максимального давления, вы уменьшаете потребность в мощности для топливной турбины.Водородный турбонасос всегда потребляет большую часть энергии, вырабатываемой в цикле, поэтому это важное понятие.

Помогает ли этот цикл? Да, немного. Может быть. Баланс того, насколько разделить, что это разделение влияет на эффективность теплопередачи (меньший поток означает, возможно, более низкие скорости жидкости, более низкие скорости означают меньшую теплопередачу, более низкая теплопередача означает меньшую мощность …) не всегда ясно, что вы много выиграют от усилий по усложнению цикла.А вот портрет красивый, не правда ли? В нем есть реалистичное чутье, промышленно-утилитарное чутье середины века.

Далее, желая заявить о себе, можно обратиться к вековой проблеме промежуточного уплотнения в турбонасосе окислителя. Внимательно посмотрите на первые две схемы, представленные здесь. Вы увидите, что насос окислителя приводится в движение турбиной, использующей топливо в качестве рабочего тела. Это очень типичная ситуация с ракетными двигателями, будь то двигатель с детандерным циклом или другие циклы.Например, такая ситуация наблюдается в двигателе ступенчатого сгорания RS-25 и в газогенераторном двигателе J-2X. Однако эта ситуация может привести к катастрофическому провалу. У вас есть топливо и кислород в той же машине, что и вращающиеся металлические детали. Если две жидкости смешиваются и что-то трется, то БУМ, у вас плохой день. Итак, внутри насосов окислителя у вас обычно есть сложное уплотнение, которое включает непрерывную продувку гелиевым барьером для разделения двух жидкостей.Однако для следующей схемы цикла детандера мы можем исключить необходимость в этом сложном очищенном уплотнении.

Это замкнутый цикл двойного расширителя. Он по-прежнему «закрыт» в том смысле, что все, что попадает в двигатель, выходит через горловину MCC. Новая часть состоит в том, что она «двойная»: теперь мы не только используем топливо для охлаждения, но и используем окислитель. Таким образом, мы используем нагретое топливо для привода топливного турбонасоса и нагретого окислителя для привода турбонасоса окислителя. Для этого эскиза я использовал конфигурацию разделения на стороне окислителя, при которой часть потока перекачивается до более низкого давления и направляется непосредственно к основному инжектору, а другая часть перекачивается до более высокого давления, направляемая через регулирующий клапан охлаждающей жидкости окислителя. (OCCV), который будет проталкиваться через рубашку сопла с регенеративным охлаждением, а затем через турбину турбонасоса окислителя.Я сделал это, поскольку вы, вероятно, работаете в двигателе при соотношении смеси (водород / кислород) от 5 до 6. Вы не захотите проталкивать такое количество окислителя через каналы или трубки охлаждения сопла. Теперь, если вы разрабатываете детандер с использованием чего-то вроде метана в качестве топлива, чтобы ваше соотношение смеси было ниже, то, возможно, вы можете рассмотреть вариант со стороной окислителя без разделения.

Обратите внимание, что с подходом с двумя расширителями я избавился от необходимости в продуванном уплотнительном пакете в насосе окислителя и, таким образом, я исключил потенциальный катастрофический сценарий (в случае отказа уплотнительного пакета).Однако я добился этого за счет некоторой сложности цикла. К тому же охлаждение окислителем не всегда радует. Всякий раз, когда у вас есть охлаждающая рубашка (гладкая стенка или трубы), у вас всегда есть вероятность растрескивания и утечки. Если вы охлаждаете водородом, небольшая утечка лишнего водорода в богатую топливом среду является относительно благоприятной ситуацией. Это случается постоянно. Но что, если вы протечете окислитель в среду с богатыми топливом продуктами сгорания? Что ж, некоторые исследования показали, что с вами все будет в порядке, но меня это немного смущает.Кроме того, вы используете нагретый окислитель для привода турбины. Это можно сделать, но использование чего-то вроде кислорода для вращения металлических деталей требует большой осторожности. При неправильных обстоятельствах чистая среда окислителя может сгореть практически с чем угодно в качестве топлива, включая большинство металлов. Итак, несмотря на все ваши усилия по устранению уплотнения в турбонасосе окислителя, мне не ясно, что вы сделали ситуацию намного безопаснее. Однако, несмотря на эти потенциальные недостатки, схематический портрет сам по себе имеет определенное ощущение барокко, а сторона окислителя — положительно рококо.

Итак, вы зашли так далеко. Почему бы не сделать последний шаг? Представляем закрытый двойной сплит-расширитель:

К настоящему времени, пройдя через прогрессию, вы понимаете, как она «закрыта», как она «двойственна» и как она «разделена» (на этот раз с обеих сторон). Это непрактично с точки зрения рецепта успешной конструкции ракетного двигателя по ряду причин, уравновешивающих сложность и предполагаемые преимущества, но это впечатляющая схема. На мой взгляд, это готический вид, почти как средневековый собор с великолепными аркбутанами и каскадным орнаментом, который просто поражает воображение деталями.

Итак, мы разобрались с сорняками создания портретов из эспандерных циклов ради их красоты, а не обязательно их полезной практичности. Давайте вернемся в более практическую сферу и поставим под вопрос то, что было общим для всех представленных до сих пор циклов. Это было слово «закрыто». Должен ли двигатель с детандерным циклом быть замкнутого цикла? Конечно, нет! Сделав это наблюдение, мы приходим к очень практичному варианту. Представляем «Открытый цикл расширителя»:

Это самое большое различие между этой схемой и всеми другими предыдущими схемами заключается в том, что рабочая жидкость, приводящая в действие турбины, сбрасывается в нижнюю по потоку часть сопла.Это точка с гораздо более низким давлением, чем в основной зоне горения. Первое, что думает большинство людей, когда видят этот цикл, это то, что это должен быть двигатель с меньшей производительностью. В конце концов, вы сбрасываете топливо после горловины ГЦК. И да, это внутренняя неэффективность этого цикла. Всякий раз, когда вы удаляете топливо каким-либо образом в обход первичного сгорания, вы теряете эффективность. Однако вот что вы получаете: много-много маржи для вашего бюджета давления. Поскольку мне не нужно пытаться засунуть байпас турбины в камеру сгорания, я могу сделать давление в камере намного выше.В практическом смысле я могу сделать его в два-три раза выше, чем в простом двигателе с замкнутым детандерным циклом. Это позволяет мне сделать горловину очень маленькой, что, в свою очередь, дает возможность очень высокого коэффициента расширения сопла в разумных пределах по размеру и весу конструкции. Очень высокий коэффициент расширения означает большее ускорение выхлопа, и, таким образом, я могу почти полностью вернуться к тем же показателям производительности, что и при закрытом цикле, несмотря на сброс топлива.

Вот, однако, действительно крутая часть цикла открытого детандера: я могу использовать высокий перепад давления на турбинах, чтобы получить больше мощности от заданного уровня теплопередачи в рубашках охлаждения. Выше, ранее в этой статье, я предположил, что существует практический предел тяги для закрытых расширителей примерно в 35 000 фунтов силы (мое мнение), и это было связано с геометрическими соотношениями между силой тяги и площадью поверхности теплопередачи. Для открытого детандера я могу спроектировать турбины с высокой степенью сжатия, для которых мне не нужно столько тепла, чтобы приводить в действие насосы.Таким образом, я могу сделать двигатель большей тяги. Как высоко? Что ж, мои хорошие друзья из Mitsubishi Heavy Industries (MHI) и Японского агентства космических исследований (JAXA) разработали версию этого цикла, которая обеспечивает тягу до 60000 фунтов силы, и я видел другие концептуальные проекты, которые идут еще выше. . Японцы уже используют меньшую версию этого цикла на двигателе LE-5B, который генерирует 32 500 фунтов силы. Обратите внимание, что они часто называют этот цикл другим названием, которое очень часто встречается в литературе, и это «цикл слива расширителя» с частью «слива», описывающей сброс за борт в сопло.Я предпочитаю обозначение «открытый», поскольку оно четко отличает его от «закрытых» циклов, проиллюстрированных ранее.

Мы почти подошли к концу этой статьи, но мы еще не достигли конца возможностей со схемами двигателя с детандерным циклом. Это то, что делает их веселыми и, на мой взгляд, похоже на игру с искусством. Вы можете придумывать всевозможные комбинации и дополнения. Например, что, если вы взяли цикл экспандера и добавили немного горелки? Снова и снова я говорил, что ограничивающим фактором для закрытого детандера является количество тепла, которое вы собираете в охлаждающих рубашках.Что ж, тогда давайте добавим небольшую горелку, у которой нет другой цели, кроме как нагревать газ турбины. Результат выглядит примерно так:

В этом цикле используется газогенератор, но он не является газогенераторным циклом, поскольку продукты сгорания от этого газового газопровода не используются для непосредственного привода турбин. Скорее, выхлоп GG проходит через теплообменник, а затем сбрасывается за борт. Да, вы немного теряете эффективность своей производительности, потому что это больше не замкнутый цикл, но потоки ПГ могут быть небольшими, и вы получаете от этого повышение доступной мощности турбомашин и, следовательно, потенциальной тяги.Это мое собственное произведение искусства, которое я хочу продемонстрировать, и это может сделать каждый.

Помните Боба Росса из Общественного вещания? Мне нравилось смотреть его шоу, и, как я уже сказал, я не умею рисовать достойно. Но его шоу было расслабляющим, чтобы смотреть и слушать, и он всегда меня безжалостно поддерживал. Ошибок никогда не было. В конце концов, все можно было исправить. И любой мог сделать красивые горы и счастливые деревца. Я хотел бы предположить, что то же самое можно сказать и о моем маленьком хобби — сборке схем счастливых маленьких циклов экспандеров.Нет, большинство из них, вероятно, никогда не построят и не полетят, а схематические портреты, вероятно, никогда не украсят стены MOMA, но это нормально.

Корзина