Мощность двигателя ракеты: Самый крупный ракетный двигатель

Мощность ракетного двигателя. Ракетные двигатели

Мощность ракетного двигателя

Мощность, развиваемая двигателем, т. е. механическая работа, совершаемая им в единицу времени (секунду), является важнейшей характеристикой любого двигателя. Это и естественно, если иметь в виду, что именно совершение этой механической работы за счет израсходования определенного количества энергии другого вида — тепловой, электрической или еще какой-либо — и является назначением всякого двигателя. В соответствии с этим двигатели подразделяются на электрические, тепловые и т. д.

Обычно мощность, развиваемая каким-либо двигателем, может быть использована самыми разнообразными способами. Для этого вал двигателя связывают с тем или иным потребителем механической работы. Так, например, поршневой двигатель внутреннего сгорания может быть установлен на электростанции и вращать ротор динамомашины, тогда мощность двигателя будет преобразовываться в электрическую энергию; он может вращать трансмиссию в цехе и приводить таким образом в движение станки; может быть установлен на автомобиле для привода его ведущих колес; наконец, может вращать пропеллер самолета и т.

 д. Во всех этих случаях мощность двигателя будет неизменной, она будет только по-разному расходоваться. В частности, для нас очень важно, что мощность такого двигателя, установленного, допустим, на самолете, будет также одинаковой, вне зависимости от того, неподвижен ли самолет, стоящий на аэродроме, или летит со скоростью в сотни километров в час.

Именно этим свойством обычного поршневого авиационного двигателя объясняется то, что он перестал удовлетворять требованию непрерывного роста скорости полета, характерному для современной авиации.

Действительно, мощность, потребная для полета данного самолета, очень быстро растет при увеличении скорости полета, пропорционально кубу этой скорости. Значит, при увеличении скорости полета в два раза потребная мощность вырастет соответственно в восемь раз. Еще значительнее становится рост потребной мощности при приближении скорости полета к скорости звука, т. е. скорости, с которой звук распространяется в воздухе (немногим более 1200 

км/час вблизи земли), что объясняется дополнительным сопротивлением, связанным с явлением сжимаемости воздуха при этих скоростях.

Установка на самолетах все более мощных двигателей приводит лишь к незначительному увеличению скорости полета. Более мощные двигатели оказываются и более тяжелыми (вес двигателя увеличивается почти пропорционально его мощности), а также большими по размерам, вследствие чего для их установки требуются и большие по размерам самолеты. Но это в свою очередь увеличивает мощность, потребную для полета с данной скоростью.

Выход из этого заколдованного круга был найден применением двигателей принципиально иного типа — двигателей прямой реакции в частности, ракетных. Поэтому не без основания говорят что применение реактивных двигателей в авиации представляет собой настоящую техническую революцию.

Ракетный двигатель в смысле развиваемой им мощности ведет себя совсем иначе, чем, например, поршневые двигатели внутреннего сгорания.

B этом легко убедиться.

Как известно, мощность — это работа, произведенная за секунду, работа же есть действие силы на некотором пути. Поэтому величина работы определяется произведением силы на пройденный в направлении ее действия путь, а мощность соответственно равна произведению силы на скорость. Если мощность измерять в лошадиных силах, то, как известно, величину секундной работы в килограммометрах нужно еще разделить на 75, так как 1 л. с. = 75 кгм/сек; таким образом:

Чему же равна мощность ракетного двигателя? Так как реактивная сила, т. е. тяга, развиваемая двигателем, от скорости передвижения не зависит, то мощность ракетного двигателя оказывается прямо пропорциональной скорости полета.

Когда двигатель неподвижен — например, испытывается на станке, — его мощность равна нулю, несмотря на то, что тяга, развиваемая двигателем, может быть при этом очень велика. Мощность становится значительной лишь при больших скоростях передвижения.

Это свойство ракетного двигателя характеризует его как двигатель специфически транспортный; мало того, как двигатель для аппаратов, передвигающихся с очень большими скоростями, возможными лишь в воздухе и вне пределов атмосферы, т. е. двигатель для самолетов, снарядов, ракет.

На малых скоростях ракетный двигатель развивает весьма незначительную мощность, но зато при увеличении скорости мощность возрастает и может достигать значений, недосягаемых для других тепловых двигателей. Это обстоятельство позволяет получить с помощью ракетного двигателя скорость полета значительно большую, чем с помощью обычных (поршневых) авиационных двигателей.

Как велика может быть мощность ракетного двигателя, видно из следующего примера, относящегося к одной дальнобойной ракете.

На этой ракете установлен ракетный двигатель (он будет описан подробно в разделе о жидкостно-реактивных двигателях), развивающий тягу в 25 тонн. При запуске ракеты, когда скорость ее равна нулю, мощность двигателя также равна нулю. Но когда ракета, примерно через 1 мин. после старта, достигает высоты около 40 км, ее скорость становится очень большой, порядка 1500 м/сек (около 5500 км/час). Подсчитаем по нашей формуле мощность, которую развивает двигатель в этот момент:

Конечно, такую колоссальную мощность (полмиллиона лошадиных сил!) не в состоянии развить ни один тепловой двигатель при тех размерах и весе, которые имеет двигатель этой ракеты.

Ракетный двигатель совершает полезную работу за счет израсходования скоростной энергии газов, вытекающих из двигателя в атмосферу.

Доля тепловой энергии топлива, переходящей в скоростную энергию газов и, следовательно, величина этой скоростной энергии, от скорости полета не зависит.

В то же время мощность двигателя при изменении скорости полета меняется.

Это означает, что в зависимости от скорости полета скоростная энергия вытекающих из двигателя газов по-разному используется для совершения полезной работы[3].

Преобразование скоростной энергии газов в полезную работу двигателя полностью определяется скоростью полета. Некоторые характерные в этом отношении (режимы полета ракеты или самолета с ракетным двигателем представлены на фиг. 8. Верхний рисунок на этой фигуре соответствует режиму взлета — двигатель работает, но ракета неподвижна, скорость полета равна нулю. При этом полезная работа, т. е. мощность двигателя, тоже равна нулю. Куда же расходуется скоростная энергия струи газов, с большой скоростью вытекающих из двигателя? Очевидно газы, которые в этом случае мчатся относительно земли со скоростью, равной скорости истечения, уносят с собой эту скоростную энергию, которая затем бесполезно рассеивается в атмосфере.

Но вот ракета взлетела и начинает полет со все увеличивающейся скоростью. При этом разность между скоростью истечения и скоростью полета становится все меньше. Поэтому молекулы газа движутся относительно земли в сторону, противоположную направлению полета, со все меньшей скоростью. Это значит, что скоростная энергия, уносимая с собой молекулами, становится все меньшей. Следовательно, все большая часть скоростной энергии струи преобразовывается в полезную работу, сообщается ракете.

Весьма характерным является момент, когда увеличивающаяся скорость полета становится равной скорости истечения газов из двигателя, что соответствует среднему рисунку на фиг. 8. Очевидно что при этом скорость газов относительно земли становится равной нулю, т. е. относительно неподвижного наблюдателя газы будут неподвижными. Но это означает, что скоростная энергия этих газов равна нулю и, следовательно, вся скоростная энергия струи переходит в полезную работу. Однако следует иметь в виду, что это отвечает очень большой скорости полета, так как скорость истечения газов из ракетного двигателя равна 1500–2500 

м/сек, т.  е. примерно 5000-10000 км/час. Следовательно, этот случай может иметь место только при полете в самых верхних слоях атмосферы и вне ее. При скоростях полета до 1000–1200 км/час в полезную работу переходит менее четверти скоростной энергии струи.

Фиг. 8. Характерные режимы полета ракеты (точками условно обозначены молекулы газа, стрелками — направление их скорости относительно неподвижного наблюдателя).

При дальнейшем увеличении скорости полета молекулы газа, как это показано на нижнем рисунке фиг. 8, движутся относительно неподвижного наблюдателя в том же направлении, что и ракета, со скоростью, равной разности скорости полета и скорости истечения. При этом энергия, отдаваемая струей ракете, т. е. совершаемая ракетой полезная работа, даже превышает скоростную энергию струи. Противоречие здесь, конечно, лишь кажущееся, что становится очевидным, если рассматривать не только тепловую, но и скоростную энергию сжигаемого топлива, приобретенную им в результате ускорения ракеты в течение предшествующего полета.

Для уменьшения потерь скоростной энергии отходящих газов на малых скоростях полета на выходе из ракетного двигателя могут быть установлены специальные насадки, расположенные с некоторым зазором вокруг выходного сечения реактивного сопла[4]. При полете в атмосфере через кольцевую щель между таким насадком и соплом подсасывается воздух, который примешивается к струе отходящих газов, уменьшая их скорость, но зато увеличивая массу. Это может привести к существенному повышению тяги и, следовательно, мощности; например, когда двигатель неподвижен, т. е. скорость полета равна нулю, то такой, как говорят, эжекционный подсос воздуха, увлекаемого струей выходящих газов, увеличивает тягу двигателя на 1/3. Но когда скорость полета увеличивается, этот выигрыш в тяге резко падает: так, при скорости полета, составляющей всего 5 % от скорости истечения, выигрыш в тяге уменьшается наполовину. При еще больших скоростях вместо выигрыша может получиться даже уменьшение тяги.

4.

МОЩНОСТЬ ВЗРЫВА

4. МОЩНОСТЬ ВЗРЫВА При постройке железной дороги Кангауз — Сучан на Дальнем Востоке необходимо было проложить выемку в Бархатном перевале в скальном грунте. Специалисты подсчитали, что по старому способу, без применения взрывчатых веществ, прокладка выемки потребует не

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ РАЗЛИЧНЫХ ТИПОВ РАКЕТ И РАКЕТНОГО ВООРУЖЕНИЯ. ВЕЛИКОБРИТАНИЯ

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ РАЗЛИЧНЫХ ТИПОВ РАКЕТ И РАКЕТНОГО ВООРУЖЕНИЯ. ВЕЛИКОБРИТАНИЯ О разработках ракет и реактивных снарядов в Великобритании почти нет опубликованных данных. Однако нужно признать, что сделано не многое. Официально сообщается, что все разработки

4. Мощность взрыва

4. Мощность взрыва При постройке железной дороги Кангауз — Сучан на Дальнем Востоке необходимо было проложить выемку в Бархатном перевале в скальном грунте. Специалисты подсчитали, что по старому способу, без применения взрывчатых веществ, прокладка выемки потребует не

КЛАССИФИКАЦИЯ РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ

КЛАССИФИКАЦИЯ РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ (СУХОПУТНЫЕ И МОРСКИЕ)Межконтинентальные баллистические ракеты (МБР) Баллистические ракеты подводных лодок (БРПЛ) Баллистические ракеты средней дальности (БРСД) Баллистические ракеты оперативно-тактические и

Выхлоп двигателя дымный. В картер двигателя поступает повышенный объем газов

Выхлоп двигателя дымный. В картер двигателя поступает повышенный объем газов Диагностирование двигателя по цвету дыма из выхлопной трубы Сине-белый дым – неустойчивая работа двигателя. Рабочая фаска клапана подгорела. Оценить состояние газораспределительного

2. СВОЙСТВА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

2.  СВОЙСТВА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ Основные свойства ракетного двигателя мы уже знаем.Первое свойство заключается в отсутствии специального движителя, назначение которого выполняет сам двигатель. Это оказывается возможным потому, что тяга представляет собой реакцию

Тяга ракетного двигателя

Тяга ракетного двигателя Создание реактивной тяги есть назначение всякого ракетного двигателя; поэтому величина тяги является важнейшей характеристикой двигателя.Тяга современных ракетных двигателей колеблется от нескольких килограммов до десятков тонн, в

Экономичность ракетного двигателя

Экономичность ракетного двигателя Наряду с мощностью важнейшей характеристикой каждого двигателя является его экономичность. Если речь идет о тепловом двигателе, то экономичность его определяется расходом топлива на единицу мощности, т.  е. на 1 л. с. Экономичный

3.4.1. Что такое мощность микроволн

3.4.1. Что такое мощность микроволн В микроволновых печах в зависимости от приготавливаемого блюда можно изменять уровень мощность микроволн:80-150 Вт – режим поддержания готового блюда в горячем состоянии;• 160–300 Вт – размораживание и приготовление «деликатных»

Электрические измерения: напряжение, ток, сопротивление, мощность

Электрические измерения: напряжение, ток, сопротивление, мощность Измерять в быту электрические параметры приходится не часто, а некоторым — и никогда.Напряжение в сети либо есть, либо его нет, и определяют это просто подключив нагрузку — проще всего настольную лампу.

Двигатель не развивает полную мощность. Его приемистость недостаточна

Двигатель не развивает полную мощность. Его приемистость

Ракетный двигатель РД‐171МВ — мощь, побеждающая гравитацию

Самый мощный в мире двигатель – 246 тысяч лошадиных сил. Это в пять раз больше, чем мощность двигателей атомного ледокола. При массе в 10 тонн тяга двигателя превысит 800 тонн. Эта огромная мощь спрессована в одном ракетном двигателе – РД-171МВ. Именно он позволит вывести ракету «Союз-5» («Иртыш») с полезной нагрузкой к Луне и к Марсу. В НПО «Энергомаш» полным ходом идет разработка нового космического двигателя.

Характеристики двигателя:

Масса: 10 300 кг.

Высота: 4150 мм.

Диаметр: 3565 мм.

Тепловая мощность, выделяемая камерой сгорания — 7 млн киловатт, что сравнимо с мощностью крупной гидроэлектростанции

Комментирует Игорь Арбузов, генеральный директор НПО «Энергомаш»:

 — Сегодня основное внимание госкорпорации «Роскосмос» сконцентрировано на создании ракеты среднего класса «Союз-5» и разработке на ее основе ракеты-носителя сверхтяжелого класса. Руководством госкорпорации поставлена задача создания космического ракетного комплекса сверхтяжелого класса (КРК СТК) на базе тех конструкций, которые прошли летную практику и имеют высокий уровень статистики и надежности. Это вполне обоснованное и рациональное решение, которое позволит, во-первых, повысить надежность ракеты, во-вторых — создать эффективное средство выведения.

На первой ступени ракеты «Союз-5» будет установлен двигатель РД-171МВ. На второй — использоваться модернизированный РД-0124М разработки «Конструкторского бюро химавтоматики». В каждом из этих двигателей будет применен ряд технологических усовершенствований.

Характеристики ракеты «Союз-5» («Иртыш»):

Длина с ГЧ: 61,8 м.

Диаметр: 4,1 м.

Стартовая масса: 530 т.

Двигатель 1-й ступени: РД-171МВ

Двигатель 2-й ступени: 2 РД-124МС

Масса выводимой полезной нагрузки:

На НОО – 17т.

На ГСО – 25т.

Дмитрий Баранов, генеральный директор АО «РКЦ «Прогресс»»:

– В РКЦ «Прогресс» разрабатывается ракета-носитель среднего класса «Союз-5», на первой ступени которой установлен двигатель РД-171 – самый мощный из используемых сегодня в мире жидкостных ракетных двигателей. Ракетные блоки с РД-171 будут также входить в состав ракеты-носителя сверхтяжелого класса, разрабатываемой в соответствии с указом президента.

Рис. 1. РД-171

Петр Лёвочкин, главный конструктор НПО «Энергомаш»:

 – Обеспечение надежной работы ракетного двигателя — задача колоссальной сложности, поэтому мы подошли к его проектированию и созданию модификации двигателя с таких позиций: мы знаем особенности его работы, владеем апробированными методиками и технологиями. После того как был создан двигатель РД-170, НПО «Энергомаш» на его основе разработало РД-180, РД-191 и другие модификации. Эти двигатели по схеме повторяли предыдущие, но в них применялись другие, более совершенные системы регулирования, новые способы защиты от возгорания, повышения устойчивости и так далее. И эти элементы хорошо себя зарекомендовали в двигателях последующих разработок НПО «Энергомаш».

РД-171МВ – модифицированная версия двигателя РД-171М по программе «Энергия» — «Буран», который успешно отработал при запусках ракеты-носителя «Зенит». И сейчас на основании проверенного, надежного двигателя с применением новейших технологий в НПО «Энергомаш» разрабатывают самый мощный российский двигатель.

Двигатели семейства:

Один экземпляр РД-171 был испытан без съема со стенда более 20 раз.

Двигатели РД-171 прошли 900 огневых испытаний общей наработкой более 100 000 секунд.

Рис. 2. РД-171М

Рис. 3. РД-171МВ

Игорь Арбузов:

 — Двигатель РД-171МВ действительно будет самым мощным в мире, потому что уже базовая версия, которая создавалась нашими предшественниками — и РД-170, и РД-171М, — не имела аналогов в мире по своей тяге и всем остальным характеристикам. Кроме этого, благодаря тем возможностям, которыми сегодня обладает КБ, применение современных технологий позволяет создать еще более совершенную версию двигателя. И это будет, на наш взгляд, одно из лучших решений по двигателям такой тяги.

Рис. 4 и рис. 5. Двигатели в процессе сборки в НПО «Энергомаш»

Для реализации программы в НПО «Энергомаш» применяются самые современные технологии. На предприятии проводится глобальная реконструкция. Происходит масштабное техническое переоснащение предприятия и повышение квалификации рабочих – в НПО «Энергомаш» при создании нового двигателя идут к новым целям.

«Иртыш» будет выводить в космос как пилотируемые миссии, так и коммерческую полезную нагрузку с космодромов Байконур и Восточный.

Василий Чарыков, заместитель генерального директора, директор по производству НПО «Энергомаш»:

 — Эффективно использовать ресурсы, производить агрегаты и детали с большей точностью, применять новейшие материалы, разрабатывать системы регулирования, усовершенствовать способы защиты от возгорания – вот к чему стремятся на всех этапах создания двигателя.

Петр Лёвочкин:

 – Сегодня для ускорения новых разработок мы внедряем трехмерное моделирование, для снижения стоимости и повышения конкурентоспособности — самые современные технологии, композитные материалы, оборудование. Идет техническое перевоооружение предприятия с точки зрения станочного парка. Все это направлено на то, чтобы новый продукт был конкурентоспособен и востребован на рынке не только внутри страны, но и за рубежом.

Самый мощный в мире двигатель– 246 тысяч лошадиных сил.

При массе в 10 тонн тяга двигателя превысит 800 тонн.

Турбонаддувочный агрегат развивает мощность 180 тысяч киловатт, что соответствует мощности трех атомных силовых установок крупных ледоколов

Впервые этот двигатель создается полностью в цифровом формате: от конструкторской документации в 3D-моделировании до первых проработок испытаний. Применение цифровых технологий существенно снизит риски и временные затраты.

Игорь Арбузов:

— Все мы понимаем, что создание такого рода конструкции – это локомотив не только конструкторской мысли, но это еще и технологический локомотив, который стимулирует нас к созданию новых современных технологий. Технологий не только в изготовлении отдельных элементов конструкции, но и в проектировании, и в управлении, и в целом ряде других процессов, которые позволяют сохранять лидерство в космической отрасли.

Первый шаг к реализации программы сделан. Впереди — два года напряженной работы и постоянного контроля. Первый двигатель будет поставлен заказчику в 2021 году. А первый полет ракеты «Союз-5» запланирован на 2022 год.

Рис. 6. Ступень ракеты-носителя «Союз» с двигателями НПО «Энергомаш

Игорь Арбузов:

— Сегодня команда управления работает на выполнение единой цели и живет выполнением этой цели. Общая культура, понимание задач, отношение к делу — это залог успеха. Кроме того, высокие профессиональные навыки, компетентность, интеллектуальный потенциал предприятия являются дополнительными гарантиями того, что наш двигатель долгие годы будет оставаться лучшим среди тех, которые сегодня создаются в этом классе тяги.

Рис. 7. Испытательная база

Мир не стоит на месте, и наше лидерство — это не только почетное звание. Быть лидером в современном ракетостроении значит быть первым в области технических и конструкторских решений. Мы понимаем, что без этого останавливается развитие нашего персонала, развитие нашей отрасли, да и вообще технологический прогресс.

Петр Лёвочкин:

 — Надо всегда лететь на Марс, а Луны достигнем – ведь она ближе. Строить далекие и амбициозные планы, смотреть за горизонт. Тогда люди будут экспериментировать, будут создавать новые конструкции. А что такое новые конструкции, новые разработки? Это сохранение не только нашей ракетно-космической отрасли, но и авторитета России как космической державы. А еще это работа для людей, счастье для их семей — начиная от высокого чувства гордости и заканчивая простыми житейскими радостями, которые способен дать космос человеку.

Развиваться необходимо еще и потому, что человечеству придется искать новое место обитания. Мы живем в лучах светила, которое понемногу гаснет. И нужно уже сейчас задумываться, где человечество обретет свой новый дом после того, как через пару миллиардов лет водород на Солнце закончится.

Техническое развитие предприятия сравнимо с профессиональным ростом спортсмена: чем больше он тренируется, тем лучше его результат. Чем больше предприятие проектирует, чем больше оно создает, тем лучше изделие, его потребительские качества.

Более того, существуют вопросы национальной безопасности, которые необходимо решать, обеспечивая пуски ракет-носителей с двигателями нужных характеристик. Новые разработки также привлекают молодежь, способную создать что-то новое и в перспективе обрести славу не только для себя и своего предприятия, но и для своей Родины.

 

© Бурцева Н.Л., 2019

История статьи:

Поступила в редакцию: 21.04.2019

Принята к публикации: 09.05.2019

Модератор: Гесс Л.А.

Конфликт интересов: отсутствует

Для цитирования:

Бурцева Н. Л. Ракетный двигатель РД-171МВ – мощь, побеждающая гравитацию // Воздушно-космическая сфера. 2019. №2. С. 20-25.

Россия создала самый мощный жидкостный ракетный двигатель: история создания

Источник: roscosmos.ru

Завершились огневые испытания доводочного двигателя РД-171МВ, разработанного НПО «Энергомаш» (входит в Роскосмос). Он имеет тягу в 806 тонн—сил — рекорд для жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Поэтому всего одного хватит для работы первой ступени перспективной ракеты «Союз-5» грузоподъёмностью 17 тонн на НОО. Как был разработан этот двигатель?

Предыдущий рекордсмен — РД-170

Символично, что ровно 42 года назад, 25 августа 1980 года, проведены первые огневые испытания самого мощного двигателя в советской истории — РД-170. Это предшественник РД-171МВ, который прошёл несколько итераций и модификаций, чтобы вернуться в современном облике.

РД-170 – это советский жидкостный четырёхкамерный ракетный двигатель на экологичной топливной паре «керосин-жидкий кислород», разработанный КБ «Энергомаш» для сверхтяжёлой ракеты-носителя «Энергия». Её первая ступень состояла из четырёх боковых ускорителей, созданных на основе ракеты-носителя «Зенит», поэтому они получили унифицированные двигатели. РД-171, использованный в ракетах «Зенит», почти брат-близнец – он отличался от РД-170 только конструкцией качания камер и органами управления их отклонением.

РД-170/171 без сомнения можно назвать этапной разработкой для отечественной ракетно-космической отрасли. Имея тягу в вакууме 806 тонн—сил (тс), он до сих пор является самым мощным в мире ЖРД из применявшихся в ракетах. Эскизный проект был разработан в 1976 г. По сравнению с предыдущими двигателями его тяга скачком выросла в 5 раз, а трудоёмкость производства практически в 10 раз. Основная конструктивная особенность РД-170 — четыре камеры сгорания, качающиеся в двух плоскостях, и два газогенератора, работающие на одну турбину. Наличие четырёх камер вместо одной позволило получить параметры работы каждой камеры по тяге примерно в 200 тс, приблизив их к уже освоенному диапазону на предыдущих двигателях (150 тс).

РД-170 применялся в составе ракеты-носителя «Энергия» всего лишь дважды, выведя экспериментальный космический аппарат «Полюс» и многоразовый корабль «Буран» в 1988 г. Но уже в версии РД-171 и её дальнейшей модификации РД-171М он пролетал три десятилетия в ракетах-носителях семейства «Зенит». В том числе по программе «Морской старт». При всей своей мощности двигатель оказался экономичным и надежным, к тому же пригодным для многоразового использования.

«Половинки» и «четвертинки»

В 1990-е гг. полная мощность РД-170/171 использовалась только в «Зенитах». Зато заложенный в модели конструкторский потенциал позволил разработать целую линейку ракетных двигателей для носителей разных классов.

Сначала мощный четырёхкамерный двигатель разделили на два, получив РД-180 или «половинку», с двумя камерами сгорания. При тяге в 423 тс (в вакууме) он обеспечивал работу первой ступени средних РН Atlas III. А сейчас уже двадцать лет безаварийно используется на Atlas V. Ещё до начала обмена санкциями, американская ULA закупила эти двигатели с запасом на будущие старты.

Потом «половинку» разделили ещё раз, получив РД-191 или «четвертинку». Тяга этого однокамерного двигателя составляет более 200 тс в вакууме и на его основе строятся универсальные ракетные модули (УРМ) для семейства ракет-носителей «Ангара». Интересно, что впервые лётные испытания РД-191 прошёл в составе первой ступени корейской РН «Наро-1» в 2009 г. Россия помогала в его создании. Сейчас НПО «Энергомаш» ведёт разработку РД-191М — на 10-15% более мощной версии этого однокамерного двигателя для РН повышенной грузоподъёмности «Ангара-А5М».

Стоит рассказать ещё о двух однокамерных двигателях семейства. Это РД-193 — упрощённая версия РД-191, которую отличает отсутствие узла качания камеры сгорания и связанных конструктивных элементов, что позволило снизить его массу на 300 кг. Он может применяться в первой ступени лёгкой ракеты-носителя «Союз-2.1в» после исчерпания запасов НК-33А, применяемых сейчас. Экспортная модификация с узлом качания — модель РД-181 использовалась в США как двигатели первой ступени ракеты «Антарес». В том числе она известна как носитель, выводящий на орбиту грузовики Cygnus для снабжения МКС. После взаимных санкций его поставки прекращены, у американской стороны есть запас двигателей на два старта.

Наследник лидера

Развитие космической индустрии показало, что нужен промежуточный ракета-носитель, занимающий промежуточное положение по грузоподъёмности между семейством средних «Союз-2» и тяжёлой «Ангарой». Перспективной ракетой переходного класса стал «Союз-5». Одна из его особенностей – возможность адаптации под пуск с «Морского старта». Основой его первой ступени станет РД-171МВ тягой 806 тс.

Путь длиной 42 года не прошёл зря. Россия получила экономичный и эффективный ракетный двигатель. И он опять самый мощный жидкостной ракетный двигатель.

Характеристики ракетного двигателя

Летающие модели ракет — относительно Безопасно и недорогой способ для студентов изучить основы силы и Реакция транспортных средств на внешние воздействия. Как и самолет, модель ракеты подвергается силы веса, тяга и аэродинамика во время его полет. Вес и аэродинамика определяются конструкцией. Компоненты модели ракеты. тяга обеспечивается сменным твердотопливный ракетный двигатель которые можно купить в местных магазинах хобби или игрушек. Характеристики модели ракеты ( как далеко, как высоко, как быстро) сильно зависит дело в характеристиках ракетного двигателя. Существует несколько различных способов характеризуют характеристики ракетного двигателя. Модели ракетных двигателей бывают разных размеров и веса, с разным количеством топлива, с различные модели горения, которые влияют на профиль тяги, и с различные значения платы за задержку, которая устанавливает количество времени для каботажный этап полета. На этой странице мы обсуждаем факторы, которые влияют на характеристики двигателя модели ракеты. В верхней части страницы мы показываем типичные кривые производительности для нескольких различных ракетные двигатели. Мы строим график зависимости тяги двигателя от времени. после зажигания для каждого двигателя. Вы заметите, что при сравнении двигателей, существует большая разница между уровнями и формами участки. Для любого отдельного двигателя тяга изменяется со временем. Справа на рисунке мы показываем типичная схема двигателя, которая используется для объяснения того, почему изменяется тяга. толкать любого ракетного двигателя зависит от того, насколько быстро и сколько горячих выхлопных газов проходит через сопло. Твердотопливная ракета ракетное топливо только горит на поверхности топлива и поверхность сгорает, когда топливо превращается в газ. Затем вы можете представить пылающую поверхность, которая движется через пропеллент. Пылающая поверхность называется фронт пламени . В любое время и в любом месте количество производимого горячего газа зависит от площадь фронта пламени. Чем больше площадь, тем больше тяга. При горении топлива форма и площадь фронта пламени изменяются. и это приводит к изменению тяги. Вот компьютерная анимация движения фронта пламени для обычного двигателя На анимации мы показываем форму и расположение фронта пламени. для двигателя С6-4. Обозначения двигателей поясняются на другая страница . Схема двухмерная, а реальный двигатель трехмерный. Таким образом, трехмерная конусная поверхность выглядит как двумерный угол на схема. Фронт пламени показан красной линией, проходящей через порох. как двигатель горит. Горячий выхлоп показан желтым цветом. Время отмечено на графике движущейся красной линией. На типичной модели ракетного двигателя, в топливе на сопле образуется небольшой конус конец двигателя. По мере сгорания топлива размер конуса увеличивается до тех пор, пока он попадает в кожух двигателя (приблизительно время = 0,2 на этом двигателе). Увеличение площади поверхности конуса приводит к значительному увеличению тяги между время = 0 и время = 0,2 на графике. Между временем = 0,2 и 0,5, форма конуса уплощается, площадь и тяга уменьшаются. По времени = 0,5, конус превратился в плоский фронт пламени, который продолжается вниз по двигателю до тех пор, пока топливо израсходовано в момент времени = 2. Между 0,5 и 2 тяга постоянна, так как площадь фронта пламени постоянна. В момент времени = 2 топливо полностью сгорает и тяга становится равной нулю. Немедленно начинает взиматься плата за задержку. гореть. Несмотря на то, что объем заряда замедления меньше, чем метательного заряда, он горит дольше, потому что сделан из другого материала. Для этого двигателя мы показываем 4-секундную задержку. Время = 6 доходит до метательного заряда, воспламеняется и вырывает переднюю часть двигатель. ПРИМЕЧАНИЕ: Эта анимация не является точной по времени. Сгорание топлива показывается каждые 0,1 секунды, в то время как плата за задержку отображается каждые 0,5 секунды. В на самом деле топливо сгорает очень быстро, а задержка горения относительно велика. Рассматривая различные графики двигателей, мы видим картину горения, похожую на ранее обсуждался С6-4, но с некоторыми вариациями по величине тяги. Мы видели, что на форму кривой тяги влияет форма фронт пламени. Конструкторы твердотопливных ракет могут получить заданные кривые тяги путем изменения общего количества топлива, помещенного в двигатель, путем изменения угол конуса в порохе, а также путем изменения диаметра пропеллент и кожух. Экскурсии с гидом Силовая установка: Модель Ракета: Деятельность: Связанные сайты: Rocket Index Rocket Home Руководство для начинающих Home

Циклы ракетного двигателя | Повседневный астронавт

Введение

Ракетные двигатели — невероятно сложные машины, раздвигающие границы материаловедения и человеческой изобретательности, с множеством различных циклов двигателя, которые характеризуют двигатель. В этой статье мы обсудим многие циклы ракетных двигателей, которые использовали инженеры.

Типы энергетического цикла варьируются от очень простых, таких как двигатели на холодном газе, до все более и более сложных, таких как знаменитое ступенчатое сжигание с полным потоком. В этой статье будут представлены все известные типы циклов двигателя, а также подробно описаны и изображены их.

Мы можем сравнивать типы циклов ракетных двигателей с типами двигателей внутреннего сгорания в одном смысле. Типы автомобильных двигателей включают 2-тактные, 2-цилиндровые или 4-тактные, 4-цилиндровые, с наддувом, с турбонаддувом и т. Д. Все они работают по одним и тем же основным принципам, но используют разные методы для достижения своей мощности и / или эффективности.

Некоторые из следующих пунктов могут показаться вам знакомыми, если вы читали или видели нашу статью и видео о двигателе SpaceX Raptor, но на этот раз вся статья и видео будут посвящены только типам циклов двигателя.

Эта статья также доступна в виде видео на нашем YouTube-канале Everyday Astronaut.

Требования и основные принципы

Пожалуйста, просмотрите нашу предыдущую статью или видео о том, почему ракетные двигатели не плавятся, прежде чем читать эту статью. Мы упоминаем некоторые из тех принципов охлаждения, которые обсуждались в этой статье/видео. Он дает отличные базовые знания о том, как работают ракетные двигатели, что поможет вам лучше понять следующее. В будущем мы будем выпускать еще больше статей и видеороликов о том, как работают ракетные двигатели.

Третий закон Ньютона определяет, как работает ракетный двигатель. На каждое действие есть равное и противоположное противодействие. Итак, двигатель выбрасывает некоторую массу с одного конца. В результате все транспортное средство движется в противоположном направлении. Чем быстрее и больше вещества выбрасывает двигатель, тем больше КПД и выше тяга. Чем больше тяги выдает двигатель, тем большую полезную нагрузку может доставить ракета.

Инженеры называют скорость выхлопа сопла скоростью выхлопных газов. Эта скорость не только коррелирует с тягой, которую создает транспортное средство, но также коррелирует с эффективностью двигателя. Чем быстрее двигатель выталкивает выхлопные газы из сопла, тем эффективнее этот двигатель.

Скорость выхлопных газов

Камера сгорания и сопло ракеты

Мы преобразуем давление и тепло внутри камеры сгорания ракетного двигателя в кинетическую энергию. Это делается с помощью так называемого сопла де Лаваля, или сужающегося-расходящегося сопла. Сопло, преобразующее горячий дозвуковой газ высокого давления в более холодный сверхзвуковой газ низкого давления.

Задача состоит в том, чтобы максимально повысить давление и температуру внутри двигателя. Все это при управлении теплом. Тепло и давление обеспечивают высокую производительность, но их трудно сдерживать и управлять ими. Вообще говоря, чем выше температура внутри камеры сгорания, тем лучше, так как тепло пропорционально энергии.

Здесь мы должны ввести термин энтальпия. Энтальпия – это сумма всей энергии, содержащейся в системе. В частности, энтальпия — это объем, умноженный на давление, плюс его внутренняя энергия. Внутренняя энергия в этом случае состоит из тепла и микроскопической кинетической энергии. Чем выше энтальпия в системе, тем больший потенциал она имеет для совершения работы.

Определение энтальпии

Еще одно важное правило, которое следует знать, заключается в том, что высокое давление всегда течет к низкому давлению. В случае с ракетными двигателями это означает, что цель состоит в том, чтобы иметь высокое давление в камере сгорания. Это делается для того, чтобы как можно быстрее вывести выхлопные газы.

Двигатели с холодным газом

Простейшая форма ракетного двигателя просто хранит какое-то топливо в баке под высоким давлением. Затем откройте клапан и дайте этому высокому давлению выйти через двигатель. Это основа двигателей холодного газа.

Как следует из названия, эти двигатели работают в холодном состоянии, что означает отсутствие химической реакции или возгорания. Простое расширение запасенного газа через сопло обеспечивает тягу в двигателях такого типа. Термин «холодный» в этих двигателях происходит от того факта, что когда газы расширяются, в результате их температура падает. Инженеры называют этот эффект эффектом Джоуля-Томсона.

Двигатель с холодным газом

Самым большим ограничением двигателей с холодным газом является доступное давление в системе и недостаток тепла. Теперь давление всегда течет от высокого к низкому. Поэтому мы хотим хранить топливо при максимально возможном давлении. Мы также хотим хранить как можно больше внутри резервуара. При все более и более высоком давлении стенки резервуаров также должны становиться все толще и толще. Это делает их тяжелее, а это противоположно тому, чего всегда хотят добиться инженеры в ракетостроении.

Цель инженеров — хранить как можно больше топлива при максимально возможном давлении в максимально легком баке. Один из способов сделать это — использовать так называемые COPV или композитные сосуды высокого давления с внешней оболочкой. Эти COPV представляют собой металлические баки, обернутые композитами, такими как углеродное волокно или кевлар. COPV обычно работают при давлении от 300 до 400 бар, а некоторые даже достигают 800 бар.

Давление холодного газового двигателя

Топливные баки для большинства этих типов двигателей хранят топливо в газообразной форме. Закись азота или бутан являются примерами исключений из этого правила. Резервуары могут хранить их в жидком виде под высоким давлением. Поскольку большинство топлив разрежены, баки должны выдерживать еще более высокое давление. Это означает, что танки также должны быть тяжелее, что приводит к плохому эффекту разгона.

В двигателях с холодным газом обычно используется гелий или азот из-за их высокой сжимаемости и относительно низкой молекулярной массы. Такие газы легче разогнать. Можно было бы использовать водород или какое-то другое топливо. До сих пор никто не сделал этого на известном выдающемся примере.

Поскольку и давление, и температура в этой системе низкие, то и удельный импульс низкий. Самый простой и самый простой двигатель с подачей под давлением имеет удельный импульс всего около 60 с, или ISP. Однако он уже в три-четыре раза эффективнее.

Есть еще одно ограничение двигателей на холодном газе. Сопло может расширяться только до тех пор, пока газ не превратится в жидкость, оставаясь в сопле. Это в дополнение к общему отсутствию энтальпии в системе. Однако двигатели на холодном газе чрезвычайно просты и надежны. У них есть только одна движущаяся часть – клапан. Это делает эту конструкцию отличным выбором для многих небольших космических аппаратов, таких как небольшие спутники или CubeSat.

Примеры

Другими примерами двигателей с холодным газом могут быть маленькие маневровые двигатели на Falcon 9 SpaceX.межстадийный. Они помогают переориентировать и направить ракету для повторного входа в атмосферу и к месту приземления.

Пилотируемый маневренный блок НАСА, или MMU, также использовал двигатели с холодным газом в своих трех миссиях космических челноков. Он имел 24 двигателя холодного газа в паре с двумя баками по 18 кг газообразного азота. Это обеспечило около 40 м / с дельта-V.

Брюс МакКэндлесс летает свободно, используя MMU (Фото: НАСА)

Двигатели с питанием от давления

Цикл двигателя с питанием от давления является следующей по простоте конструкцией двигателя. Подобно двигателям с холодным газом, двигатели с подачей под давлением почти не имеют движущихся частей. В то же время они предлагают гораздо более высокую производительность, чем двигатели с холодным газом.

Существует два типа двигателей с принудительной подачей топлива: однотопливные двигатели с подачей под давлением и двухтопливные двигатели с подачей под давлением. Они различаются количеством используемого топлива. Как следует из названий, в однотопливных двигателях с подачей под давлением используется только одно топливо, в то время как в двухкомпонентных двигателях с подачей под давлением используются два разных топлива.

Однотопливные двигатели с подачей под давлением

Однотопливный двигатель с подачей под давлением или (для краткости) одновинтовой двигатель с подачей под давлением очень похож на двигатель на холодном газе. Двигатель по-прежнему имеет один бак, заполненный инертным газом высокого давления. Однако помимо этого имеется еще и бак низкого давления с метательным топливом, часто гидразином.

Одновинтовые двигатели открывают клапан от топливного бака к двигателю, сохраняя при этом давление внутри топливного бака. Они также модулируют другой клапан между баком высокого давления и топливным баком. Этот резервуар высокого давления содержит инертный газ, такой как азот или гелий.

Моновинтовые двигатели с подачей под давлением

Моновинтовые двигатели более эффективны, чем двигатели на холодном газе. Это связано с тем, что они используют некоторую химическую энергию использованного топлива, пропуская его через слой катализатора. Гидразин является одним из наиболее распространенных монотопливов. Он протекает через насыщенный иридием слой глинозема, который является сильным восстановителем. В результате реакции химическая энергия гидразина преобразуется в тепло и давление. Затем сопло двигателя выбрасывает это давление в виде горячего газа.

Сосуды под давлением с композитной оболочкой

COPV поддерживают достаточно высокое давление в топливном баке. COPV постоянно заполняют опорожняющийся топливный бак. Это выталкивает топливо в слой катализатора (поскольку высокое давление перетекает в низкое). Это позволяет хранить более плотные жидкости, которые не требуют хранения при экстремальных давлениях. Резервуары могут вместить большие массы таких жидкостей.

Использование более плотного жидкого топлива приводит к более высокой эффективности по сравнению с разреженными газами от двигателей с холодным газом. Это приводит к гораздо меньшим бакам для той же массы топлива. В результате удельный импульс примерно в три раза выше, чем у двигателей с холодным газом. Таким образом, одновинтовые двигатели с подачей под давлением являются отличным выбором для реактивных двигателей с управляемой скоростью (RCS). Космические корабли используют RCS для управления ориентацией и точного перевода. Такие двигатели также хороши, когда важнее всего простота и надежность.

Яркими примерами таких моновинтовых двигателей являются реактивные двигатели управления на многих спутниках. Кроме того, реактивные двигатели управления на космическом корабле «Союз» используют в качестве топлива H ₂ O ₂ .

Двухкомпонентные двигатели с подачей под давлением

Двухкомпонентные двигатели с подачей под давлением (или, для краткости, двухвинтовые) с подачей под давлением в основном аналогичны одновинтовым двигателям. Разница, как уже следует из названия, состоит в паре топливных баков и баков под давлением. В одном наборе хранится топливо, а в другом – окислитель.

Они по-прежнему работают по тому же принципу, что и моновинтовые двигатели и двигатели на холодном газе. Это то, что единственными движущимися частями являются простые клапаны. Отличие от моновинтовых двигателей состоит в том, что эти двигатели могут использовать более энергичное и эффективное топливо. Примерами таких являются RP-1 и LOx или даже CH ₄ и LOx. В большинстве двухкомпонентных систем будет использоваться гиперголическое топливо из-за их простоты. Гиперголические пропелленты — это пропелленты, которые самопроизвольно воспламеняются при контакте друг с другом. Любая система с использованием гиперголиков чрезвычайно проста и надежна, так как не требует источника зажигания. Такая система по-прежнему предлагает достойную производительность.

Двухтопливный цикл с подачей под давлением

Проблема здесь заключается в общем давлении в системе, а это означает, что ограничивающим фактором по-прежнему являются баки с герметиком. Это похоже на то, что мы видели с двигателями на холодном газе и однотопливными двигателями с принудительной подачей топлива. Существует компромисс, когда увеличение давления в системе увеличивает вес. Слишком большой дополнительный вес в конечном итоге снижает грузоподъемность больше, чем увеличение производительности добавило бы к ней.

Это помогает объяснить, почему мы никогда не видели орбитальную ракету, работающую исключительно под давлением. Под этим мы подразумеваем, что все ступени будут приводиться в движение двигателями, работающими под давлением. Практически невозможно выйти на орбиту только с двигателями, работающими под давлением, из-за их ограниченных общих характеристик. Это верно даже для новейших и современных технологий, таких как резервуары из углеродного композита.

Примеры

Мы обычно видим двигатели с принудительной подачей на верхних ступенях ракет. Некоторые известные примеры включают в себя:

• Верхняя ступень SpaceX Falcon 1 с двигателем Kestrel
• Вторая ступень Astra с двигателем Aether
• или система орбитального маневрирования космического корабля (OMS), в которой использовался двигатель AJ10-190.

Таким образом, ракеты-носители обычно не используют двигатели с подачей под давлением. Однако почти каждый американский космический корабль использует их. Примеры включают орбитальный аппарат Space Shuttle, капсулу SpaceX Crew Dragon, командно-служебный модуль Apollo и капсулы Gemini.

Цикл двигателя с питанием от электрического насоса

До сих пор в этой статье естественное давление в баках выталкивало топливо в камеру сгорания. Это накладывает естественный предел на давление в камере. Газы и жидкости могут течь только сами по себе от высокого давления к более низкому давлению.

Предположим, мы хотим получить более высокое давление в камере без увеличения давления в топливном баке. Тогда наша ракета должна использовать какой-то активный механизм для подачи топлива (вопреки природе). Это могло позволить более высокое давление в камере сгорания, чем в баках.

Цикл работы насоса с питанием от батареи

Здесь на помощь приходят насосы. Мы можем использовать насос для увеличения давления после насоса, не влияя на давление перед насосом. Это хорошая новость для ракет. Таким образом, двигателю с подачей под давлением может потребоваться давление в баке 30 бар. Эквивалентному двигателю с насосным питанием может потребоваться только давление в баке всего 3 бара. Это значительно экономит массу танка. Мы почти наверняка сэкономим больше массы, чем приобретем для помпы и сопутствующих товаров. В принципе, мы можем приводить в действие насосы, используя любой источник энергии. Давайте сначала рассмотрим электродвигатели, приводимые в действие аккумуляторной батареей.

Требования к мощности насоса

Насосам может потребоваться много энергии для работы по желанию, иногда порядка 1000 лошадиных сил. Например, насосы РД-170 требуют мощности 230 000 л.с.

Для сравнения, двигатель Lucid Air может производить около 500 кВт. Для этого требуется масса около 74 кг. Рассмотрите возможность использования этих двигателей для привода насосов на РД-170. Нам потребуется около 340 таких моторов. При массе 74 кг на единицу это составляет более 25 000 кг только для двигателей. Это более чем в два с половиной раза тяжелее самого двигателя РД-170.

Это показывает, что аккумуляторные батареи и электродвигатели, как общий привод насоса, плохо масштабируются. Однако он может быть эффективен для гораздо меньших насосов.

Фактически, Rocket Lab использовала электродвигатели на своей ракете Electron для закачки топлива в двигатели Rutherford. С тех пор Astra также решила использовать электродвигатели для питания своих двигателей Delphin. Другие небольшие стартапы, занимающиеся пусковыми установками, также стремятся использовать тот же подход. Однако на момент написания ни один из них не достиг стартовой площадки.

Мы можем счесть необходимым выбросить все разряженные батарейные модули. При этом мы можем перейти на свежие неиспользованные батареи. Это может сэкономить массу, которая нам больше не нужна. Это помогает показать, почему в промышленности не используются двигатели с электрическим насосом более широко.

Открытый цикл (газогенератор)

Ранее мы упоминали, что насосам обычно требуется много энергии. Насосы должны работать достаточно быстро, чтобы подавать топливо в камеру сгорания под требуемым давлением.

Плотность энергии батареи ниже, чем плотность энергии углеводорода, для правильного типа топлива. Таким образом, можно сжечь часть топлива в камере сгорания меньшего размера с образованием выхлопных газов. Мы можем пропускать эти выхлопные газы через турбину, которая вращает насос, для выработки необходимой мощности.

Это основа открытого цикла, также известного как цикл газогенератора. Ранним примером этого была ракета V-2 немецкой разработки с двигателем A4. Для привода насосов двигателя не использовали топливо в основных баках. Вместо этого они использовали высокую концентрацию перекиси водорода, H ₂ O ₂ (который богат кислородом). Они пропускали это через катализатор из гранул перманганата калия. Это вызвало химическую реакцию, которая произвела тепло и пар под высоким давлением. Энергии этого пара было достаточно, чтобы вращать турбину, которая приводила насосы в движение с нужной скоростью.

Открытый цикл (или цикл газогенератора)

Ракета Mercury Redstone также использовала этот метод. Он до сих пор используется на ракете «Союз» с двигателями РД-107А и РД-108А. Однако здесь есть неэффективность. У нас отдельные топливные системы для газогенератора, чем для главных двигателей.

Открытый цикл с использованием обычного топлива

Лучше брать небольшое количество топлива из основных баков. Затем пропустите эти топлива в газогенератор. Это создает выхлоп высокого давления, который приводит в действие турбину для питания насосов. На практике для этого требуется больше топлива, чем идеальное количество окислителя. (То есть идеально подходит для того, чтобы химическая реакция была наиболее эффективной.) Это сжигание с высоким содержанием топлива, и это снижает температуру в газогенераторе. Такое снижение температуры чрезвычайно полезно для обеспечения того, чтобы турбина не расплавилась.

Газогенератор питается от насосов — но тут возникает вопрос. Бензогенератор питает насосы – ОК. Но теперь мы утверждаем, что насосы питают газогенератор. Как мы можем начать этот процесс в первую очередь?

Как запустить ракетный двигатель тема для будущего видео. В настоящее время при запуске газогенератора принято наводить на турбину отдельный двигатель с холодным газом. Этому двигателю нужно поработать очень недолго, прежде чем работа газогенератора станет самоподдерживающейся. Обычно двигатели используют гелий в качестве холодного газа. Этот метод известен как «старт вращения гелия».

Выхлопные газы газогенератора

Выхлопные газы цикла газогенератора сначала проходят через турбину. Затем они выбрасываются в атмосферу или вакуум, в зависимости от того, какой режим полета активен. Основная камера сгорания не использует эти продукты и фактически не отвечает им. Этим и объясняется название открытого цикла.

У открытого цикла есть существенный недостаток. Он оставляет много несгоревшего топлива в выхлопном шлейфе газогенератора. Мы можем видеть это на многих ракетных двигателях, особенно на Falcon 9. . Инженеры обычно считают эти потери приемлемыми, поскольку обмен на простоту открытого цикла довольно прост. Любое количество израсходованного топлива мало по сравнению с общим количеством топлива в основном баке.

Несколько примеров газогенераторных двигателей включают:

• только что упомянутый двигатель Merlin 1D на Falcon 9
• двигатели F-1 и J-2, используемые на ракете Saturn V
• двигатели RD-107A и RD- Двигатели 108А на «Союзах», тоже как уже упоминалось
• и двигатель РД-68 на Delta IV Heavy.

Помимо этого короткого списка есть еще много других циклов, но нам нужно перейти к обсуждению других циклов.

Предположим, что производительности цикла газогенератора недостаточно для достижения желаемых результатов. Это было бы связано с тем небольшим количеством потраченного впустую топлива, о котором упоминалось ранее. Можем ли мы сделать лучше?

Замкнутый цикл двигателя (поэтапное сгорание)

Замкнутый цикл, или поэтапное сгорание, представляет собой более продвинутый подход к использованию продуктов сгорания, которые выбрасываются за борт в открытом цикле.

Это не так просто, как просто присоединить выхлоп от газогенератора к основной камере сгорания и направить все продукты сгорания газогенератора в основную камеру. У этого было бы несколько недостатков, которые были бы очень проблематичными очень скоро в полете.

Давление, приводящее в действие турбину, обычно поддерживается на как можно более низком уровне, а давление после турбины ниже, чем перед турбиной. В результате давление в выхлопной трубе будет ниже, чем в основной камере сгорания. Это приведет к тому, что газы камеры сгорания будут течь обратно в выхлопную трубу. Это будет противоположно тому, что задумано.

Кроме того, если в двигателе используется топливо РП-1 (или любое подобное топливо на основе длинноцепочечных углеводородов), выхлоп газогенератора содержит достаточно сажи, которая может повредить двигатель, забивая форсунки. Двигатель вообще долго не протянет.

Предотвращение повреждений от сажи

Вместо того, чтобы пропускать весь этот выхлоп из газогенератора в камеру сгорания, нам нужно внести некоторые изменения. Первое изменение заключается в том, что вместо использования небольшого количества топлива и окислителя для питания газогенератора двигатель будет прокачивать либо ВСЕ топливо, либо окислитель через газогенератор и турбину.

Из-за этого изменения маршрута подачи топлива терминология также меняется. Мы больше не называем начальную камеру сгорания газогенератором; вместо этого мы называем его предварительным сжиганием. Это связано с тем, что теперь мы реагируем только на небольшое количество того, что проходит мимо турбины.

Какое топливо полностью проходит через камеру предварительного сгорания и мимо турбины, определяет тип конструкции с замкнутым циклом. Другими словами, конструкция либо богата топливом, либо богата окислителем.

Ступенчатый цикл двигателя внутреннего сгорания с обогащением кислородом

Исторически замкнутый цикл с обогащением окислителем был разработан первым. Возможно, вы уже знаете об этом, если смотрели полное руководство по истории советских ракетных двигателей или читали статью. Поскольку это было разработано первым, мы сначала обсудим его здесь.

Советским ракетостроителям и инженерам удалось решить проблемы ступенчатого сжигания окислителя еще в 1950-х годах. Этого удалось достичь с помощью S1.5400, разгонного двигателя на R7, и это было большим достижением. Фактически, Соединенные Штаты до сих пор никогда не строили и не использовали двигатель с таким циклом.

Замкнутый цикл с высоким содержанием кислорода

Советы выбрали путь с высоким содержанием кислорода, потому что в противном случае при работе на углеводородном топливе, таком как RG-1 или RP-1, проблемы закоксовывания и накопления сажи быстро вызовут проблемы, как упоминалось ранее. Таким образом, в богатом кислородом маршруте весь кислород проходит через турбину и попадает в основную камеру сгорания.

Наряду с кислородом в камеру предварительного сжигания поступает минимальное количество топлива – ровно столько, чтобы насосы вращались достаточно быстро, чтобы создать достаточное давление и тепло. Выход из камеры предварительного сжигания будет терять давление при прохождении через турбину. Турбина преобразует тепловую энергию в механическую работу, вращая насосы.

Теперь давайте сделаем наблюдение. Газ после падения давления на турбине поступает в основную камеру сгорания. Если мы вспомним, что мы говорили ранее о давлении и потоке, жидкости всегда будут естественным образом перетекать из области высокого давления в область низкого давления.

Давление в камере сгорания

Это означает, что давление в камере сгорания должно быть значительно выше, чем в основной камере сгорания. Это необходимо для того, чтобы давление после турбины, а потом снова после форсунки было все же выше, чем давление в камере сгорания, с некоторым запасом прочности.

Приемлемое «эмпирическое правило» для работы состоит в том, чтобы давление в камере форсажа в два раза превышало давление в основной камере сгорания, а давление в задней части форсунки было на 20 % выше, чем в основной камере сгорания. камера. Однако разные двигатели, разработанные разными инженерами, будут различать точные передаточные числа в зависимости от зрелости и сложности конструкции, а также уверенности в надежности конкретной конструкции.

Это приводит к следующему вопросу о том, как можно получить давление в предкамере, которое намного выше, чем в основной камере сгорания.

В обогащенном кислородом цикле ступенчатого сгорания весь окислитель должен быть сжат до самого высокого давления в двигателе (по крайней мере, для топлива), т.е. значительно выше, чем давление в основной камере сгорания.

Но этого нельзя сказать о топливе. Большая часть топлива поступает непосредственно в камеру сгорания, поэтому его необходимо сжимать только до давления, на 20% превышающего давление в камере сгорания. Однако небольшое количество топлива необходимо будет дополнительно сжать, чтобы оно попало в камеру предварительного сжигания.

Ступени насоса

Другими словами, есть ступени топливного насоса. Большая часть топлива проходит через первую ступень, в которой оно достигает достаточно высокого давления, чтобы попасть в камеру сгорания. Между тем только минимальное количество, необходимое для предварительного сжигания, проходит через другую стадию сжатия, которая увеличивает давление до достаточно высокого уровня, чтобы попасть в камеру предварительного сгорания.

Ступени насоса, обогащенные кислородом

На этом этапе вы можете задаться вопросом, почему, если окислитель уже прошел через камеру предварительного сгорания, как мы можем сжечь его во второй раз в основной камере сгорания? Помните, что в камеру предварительного сжигания поступает лишь небольшое количество топлива. Поэтому только небольшое количество окислителя могло прореагировать с горючим. Любой оставшийся окислитель оставляет камеру предварительного сжигания несгоревшей. Однако он повысил свою температуру и изменился с жидкой фазы на газообразную.

Большая часть окислителя еще ни с чем не прореагировала. Таким образом, он по-прежнему сохраняет всю свою химическую энергию, когда попадает в основную камеру сгорания, где затем может реагировать с топливом. Именно здесь происходит основное сгорание, высвобождающее энергию оставшихся непрореагировавших порохов.

К сожалению, цикл ступенчатого сжигания с высоким содержанием окислителя чрезвычайно сложно реализовать. Это результат создания очень горячего газообразного кислорода. Такой горячий кислород имеет тенденцию вступать в реакцию практически со всем, что его окружает. Для этого требуются очень специфические металлические сплавы, способные выжить в такой агрессивной среде.

Примеры цикла двигателя с обогащением кислородом

Как упоминалось ранее, советские инженеры освоили этот цикл, так как большинство их двигателей использовали цикл ступенчатого сгорания с обогащением окислителем, включая НК-15 и НК-33 для N- 1, РД-170 на Энергии, РД-180 на Атласе V и РД-276 на Протоне.

Также, как упоминалось ранее, эту технологию было очень сложно разработать, и это то, чего Соединенные Штаты не достигли для орбитальной ракеты-носителя. Однако это не означает, что США полностью отказались от ступенчатого цикла сжигания.

Вместо того, чтобы пытаться использовать цикл с высоким содержанием окислителя, они использовали цикл ступенчатого сгорания с высоким содержанием топлива для конкретного двигателя, который использовался на культовом транспортном средстве. Это RS-25, который летал на космической транспортной системе, более известной как «Спейс шаттл».

Цикл ступенчатого двигателя внутреннего сгорания с обогащением топливом

Теперь давайте рассмотрим альтернативу циклу с обогащением кислородом, цикл с обогащением топливом. В этом случае, где в целом соотношение между окислителем и горючим противоположно тому, что мы рассматривали ранее. В этом случае все топливо проходит через предкамеру, и только минимальное количество кислорода проходит через предкамеру.

Если бы это было предпринято на двигателе, работающем на углеводородах с длинной цепью, таком как RP-1, то такой двигатель быстро пострадал бы от накопления сажи и закоксовывания, как обсуждалось ранее. Однако можно использовать топливо, не богатое углеродом. Это подход, изначально принятый Соединенными Штатами.

Замкнутый цикл с высоким содержанием топлива

При проектировании главной двигательной установки для космической транспортной системы (или, как упоминалось ранее, более известной как космический шаттл) инженеры выбрали в качестве топлива жидкий водород, поскольку они могли работать на обычном водородном топливе. -обогащенный через камеру предварительного сжигания. Так как водород является такой легкой молекулой и имеет нулевое содержание углерода, он не приводит к накоплению сажи, и двигатель вполне комфортно работает на горячем газообразном водороде.

Это может показаться очевидным решением, однако ступенчатое сжигание с высоким содержанием топлива по-прежнему имеет свои проблемы, особенно при использовании водорода в качестве топлива. Это потому, что водород чрезвычайно легкий и летучий. Для достижения необходимого высокого давления требуются большие насосы с несколькими ступенями.

Один довольно распространенный и простой механизм соединения насосов с турбиной состоит в том, чтобы иметь один вал с установленной на нем турбиной и оба насоса, приводимые в движение напрямую от него. Это нормально, если все три элемента могут работать с одинаковой скоростью вращения.

Двойные форсажные камеры

Несмотря на то, что были построены одновальные двигатели замкнутого цикла с высоким содержанием топлива Hydrolox, одним из примеров которых является советский РД-0120 в основе ракеты-носителя «Энергия», США выбрали другое решение для двигателей «Шаттла». Это породило собственный набор проблем, которые необходимо было преодолеть.

В конструкции RS-25 использовались двойные форсажные камеры, каждая со своим валом, каждая из которых была обогащена топливом. Одна камера предварительного сгорания питает ступени топливного насоса, а другая питает кислородный насос.

Предварительные горелки с двумя валами

К сожалению, наличие горячего газообразного водорода под высоким давлением в предварительной горелке, которая находится на том же валу, что и жидкий кислород под высоким давлением, является верным путем к катастрофе. Если какая-либо часть этого горячего газообразного топлива просочится через уплотнения на валу и встретится с кислородом, для двигателя игра будет очень быстро «окончена».

Продувочные уплотнения

Это означало, что инженерам США пришлось разработать чрезвычайно сложное так называемое продувочное уплотнение. Это предотвращает движение топлива вверх или вниз по валу, поскольку в середине находится инертный газ с еще более высоким давлением. На эту роль был выбран гелий. Цель этого гелия состоит в том, чтобы гарантировать, что в случае любой утечки в уплотнении гелий течет к топливу, и топливо остается хорошо разделенным.

На приведенной ниже диаграмме показаны две отдельные турбины, каждая со своей камерой предварительного сгорания, на двухвальном двигателе замкнутого цикла с высоким содержанием топлива.

Как и следовало ожидать, одна камера предварительного сгорания питает насосы окислителя, а другая питает топливные насосы. Поскольку обе камеры форсажа богаты топливом, все топливо будет проходить через одну из форкамер и турбины, прежде чем попасть в основную камеру сгорания. Таким образом, примерно половина топлива проходит через каждую камеру форсажа и турбину.

В полной противоположности двигателю с замкнутым циклом, обогащенному окислителем, который обсуждался ранее, только минимальное количество окислителя подается через форсажные камеры — ровно столько, сколько достаточно для извлечения достаточной энергии сгорания для вращения насосов. В частности, чтобы раскрутить насосы до необходимых скоростей, чтобы прогнать топливо через предкамеры в камеру сгорания.

В соответствии с моделью, обсуждаемой для замкнутого цикла с высоким содержанием окислителя, в этом случае большая часть окислителя проходит через одноступенчатый насос, который должен только создать достаточное давление, чтобы заставить окислитель течь в основную камеру сгорания. Между тем, небольшое количество окислителя, которое направляется через камеры предварительного сжигания, затем проходит через вторую ступень насосов для достижения гораздо более высоких давлений, как обсуждалось ранее.

Примеры цикла двигателя с обогащенным топливом

RS-25 был первым двигателем с замкнутым циклом, произведенным в США, однако это был не единственный разработанный двигатель с обогащенным топливом. Советский Союз также производил двигатели РД-56 и РД-57, которые представляли собой гидролоксные двигатели ступенчатого сгорания с высоким содержанием топлива, которые были разработаны для варианта лунной ракеты Н1.

В Советском Союзе также производился упомянутый ранее РД-0120. Этот двигатель был в основе ракеты-носителя «Энергия». Это и по сей день самый мощный однокамерный ракетный двигатель, который когда-либо летал в Советском Союзе.

Таким образом, мы показали, что в цикле сгорания с обогащенным топливом один набор сложностей заменяется другим по сравнению с циклом с обогащенным кислородом. Прежде чем мы двинемся дальше, интересно рассмотреть, есть ли веская причина, по которой метановое топливо еще не использовалось в двигателе с циклом сгорания с высоким содержанием топлива. В рамках данной статьи мы не можем ответить на этот вопрос.

Существует один цикл сжигания, который сочетает в себе преимущества как циклов с высоким содержанием топлива, так и циклов с высоким содержанием кислорода, который также сочетает в себе некоторые недостатки каждого из них, но есть одно конкретное преимущество, которое делает его достойным изучения. Однако немногие организации пытались это сделать.

Полнопоточный ступенчатый цикл двигателя внутреннего сгорания

Полнопоточный ступенчатый цикл сгорания назван в честь потока топлива через предкамеры сгорания. И топливо, и окислитель полностью проходят через камеру предварительного сгорания и турбину. Это означает, что конструкция цикла включает в себя как камеру предварительного сгорания, обогащенную топливом, так и камеру предварительного сгорания, обогащенную окислителем.

На схеме показан поток топлива при его прохождении через насосы и турбины. Топливо и окислитель поступают на соответствующие впускные отверстия насосов под давлением в баках, затем насосы сжимают каждый из них до полного давления в камере сгорания.

Полнопоточный цикл ступенчатого сжигания

Почти весь окислитель проходит через камеру предварительного сжигания с высоким содержанием окислителя и турбину, при этом минимальное количество окислителя направляется через камеру предварительного сжигания с высоким содержанием топлива. Параллельно почти все топливо проходит через камеру предварительной сгорания с высоким содержанием топлива и турбину, при этом минимальное количество топлива направляется через камеру предварительной сгорания с высоким содержанием окислителя.

Это означает, что оба топлива попадают в камеру сгорания уже полностью в газообразной форме. Это огромное преимущество перед другими циклами, рассмотренными ранее. Взаимодействие газ-газ чрезвычайно эффективно, приводит к улучшенному смешиванию газообразных продуктов перед сгоранием, что приводит к более быстрому сгоранию с меньшим количеством несгоревших остатков, чем взаимодействие жидкость-жидкость или жидкость-газ.

Или, как сказал нам Илон Маск:

Илон Маск рассказывает Everyday Astronaut о химической эффективности Raptor.

Полнопоточные проблемы

По-прежнему существует проблема ступенчатого сжигания с обогащением окислителем, а это означает, что необходимо управлять горячим газообразным кислородом, как обсуждалось для цикла с обогащением окислителем.

Тем не менее, эта проблема, по крайней мере, смягчается за счет возможности соединения турбины и вала, богатой окислителем, с насосом окислителя, а также соединения турбины, богатой топливом, и вала с топливным насосом.

Это позволяет избежать проблемы, упомянутой для цикла с обогащением топлива, т. е. нет необходимости в сложных механизмах уплотнения, чтобы гарантировать, что топливо и окислитель остаются хорошо разделенными. Это устраняет необходимость в тщательном осмотре и техническом обслуживании между последовательными полетами.

Возможно, самым значительным преимуществом полнопоточного ступенчатого сжигания является не преимущество взаимодействия газ-газ или сравнительно простые задействованные уплотнения, а температуры, при которых работают камеры предварительного сжигания.

Рассмотрение энтальпии

Рассмотрим приведенное ниже уравнение. Мы стараемся избегать уравнений в этих статьях в обычных обстоятельствах. Однако это может быть полезно для иллюстрации энтальпии, которая обсуждалась ранее в этой статье.

Уравнение энтальпии

Чем выше энтальпия, тем больше работы можно совершить. К сожалению, более высокая энтальпия приводит к более высоким температурам. Тем не менее, в случае с форсажными камерами у нас есть количество энтальпии, необходимое для запуска насосов, которое можно рассчитать.

При фиксированном значении тяги и давления в камере можно получить количество энергии, необходимое насосам для достижения этих значений. В приведенном выше уравнении изменение энтальпии равно изменению температуры, умноженному на удельную теплоемкость, а затем все это делится на массу в секунду.

Поскольку полнопоточному двигателю и другим двигателям с замкнутым циклом потребуется примерно одинаковое количество энтальпии для питания насосов, на самом деле существует только одна другая переменная, которая изменяется между полным потоком и другими циклами.

Эта переменная — масса. В частности, масса топлива, протекающего через систему, если быть точным, через форсажные камеры. Поскольку топливо и окислитель протекают через предкамеры сгорания, это примерно удваивает массовый расход по сравнению с другими поэтапными циклами.

Преимущества полного потока

Теперь, в уравнении энтальпии, если мы удвоим массовый расход, а требуемая энтальпия не изменится, изменяющейся переменной будет температура. Именно здесь полнопоточный цикл имеет наибольшее преимущество.

Энтальпия, удельная теплоемкость и изменение температуры

При прочих равных условиях полнопоточный двигатель испытывает примерно половину температуры внутри своих форсажных камер и, следовательно, половину температуры на турбине. Это представляет собой «сбывшуюся мечту» для инженеров-ракетчиков, поскольку тепловая нагрузка и ее рассеивание часто являются одним из самых больших ограничений для любого двигателя.

Какими бы привлекательными ни были преимущества полнопоточного цикла для инженеров, этот цикл часто считался не стоящим усилий из-за его кажущейся сложности. Поскольку кажется, что все связано со всем остальным, любое небольшое изменение в одной части движка может иметь волновой эффект для всего остального.

Это приводит к тому, что управление фазами газораспределения, запуском и даже дросселированием становится очень сложным в освоении и требует больших инвестиций для совершенствования. Вот почему так мало полнопоточных двигателей было разработано.

Примеры полнопоточного двигателя

Как обычно, Советский Союз первым разработал полнопоточный двигатель с ступенчатым циклом сгорания. Это был невероятный РД-270. Он работал на гиперголическом топливе и был огромен. Он был всего на 15% менее мощным, чем двигатель F-1, который приводил в действие первую ступень Saturn V, и все же был гораздо более эффективным. 9Двигатель 0010 РД-270 (в человеческом масштабе). (Фото: EnglishRussia.com)

К сожалению, он так и не поднялся в воздух, так как массивные ракеты УР-700 и УР-900, для которых он был разработан, так и не получили зеленый свет.

В 1990-х годах Соединенные Штаты также разработали турбонасосы для полнопоточного двигателя с ступенчатым циклом сгорания. Это было известно как демонстратор интегрированной силовой головки. Компаниям Aerojet и Rocketdyne (теперь Aerojet-Rocketdyne) удалось достичь полной мощности силового агрегата, однако он так и не был преобразован в полноценный двигатель.

Сегодня SpaceX использует полнопоточный цикл ступенчатого сгорания в своих двигателях Raptor, которые питают верхнюю ступень Starship и ускоритель SuperHeavy.

Прототип космического корабля с тремя двигателями Raptor v1.0

Все это звучит очень сложно. Предположим, можно было бы полностью отказаться от форсажных форсунок и установить более простой двигатель с насосным питанием? Что ж, осталось обсудить два оставшихся цикла.

Цикл отводного двигателя

Следующий цикл может показаться нелепым, но давайте представим себе пробивание отверстия сбоку основной камеры сгорания. Это привело бы к утечке очень горячего газа под высоким давлением. Можем ли мы каким-то образом направить этот выходящий газ, чтобы он мог вращать турбину, приводящую в движение насосы?

Ну, это суть того, что представляет собой цикл отводного или отводного двигателя внутреннего сгорания. Разработчики двигателей убрали усложнения и вес форсажной камеры или газогенератора и вместо этого просто использовали основное давление сгорания.

Цикл отводного двигателя

Если некоторые газообразные продукты выходят из камеры сгорания сбоку, а не из сопла, производительность немного снижается. Однако это экономит много сложности, что является преимуществом.

Интересным аспектом отводного цикла является то, что он может быть в некоторой степени саморегулируемым, поскольку можно ограничить величину давления, которому подвергается турбина с помощью дросселя, или тем, насколько сильно горловина ведет к турбина уменьшена в диаметре.

Недостатки цикла отводного двигателя

Недостатком этого цикла является то, что основная камера сгорания сильно нагревается. Конструкция цикла не имеет движущихся частей и обычно использует регенеративное охлаждение с прохождением топлива через стенки. Таким образом, температура основной камеры сгорания может достигать 3500 К. Это слишком высокая температура для любой турбины.

Чтобы обойти эту проблему, инженеры иногда разбавляют отводной газ до того, как он попадет в турбину. Обычно они делают это, добавляя немного топлива, которое помогает снизить температуру, делая выхлоп более богатым топливом. Это похоже на то, как работает обычный газогенератор.

После запуска турбины двигатель может либо просто сбросить выхлоп за борт. Или он может повторно ввести выхлоп в сопло в наиболее подходящей точке. Здесь давление выше, чем на выходе из сопла, а температура ниже, чем при основном сгорании, поэтому камера может охлаждаться пленкой.

Примеры отводного цикла

На момент написания ни один двигатель с отводным циклом не выходил на орбиту, но он использовался на нескольких известных двигателях.

В 1960-х годах НАСА разработало продолжение двигателя J-2, использовавшегося на Saturn V 2 ^, и третьих ступенях. Он был известен как «J-2, упрощенный», или сокращенно J-2S. Как следует из названия, он должен был быть более простым и иметь более высокую производительность за счет использования цикла ответвления.

Это полностью разработанный двигатель, который никогда не летал.

Сегодня компания Blue Origin использует отводной цикл на своем двигателе BE-3, который питает их суборбитальную ракету New Shepard, а Firefly может стать первым, кто достигнет орбиты с отводным циклом двигателей Reaver и Lightning на своей Alpha ракета.

Однако есть еще одна система, которая имеет насосы, но не требует ни газогенератора, ни дожигателя, и это цикл детандера.

Expander Engine Cycle

Мы уже объясняли, что тепло в ракетных двигателях одновременно и друг, и враг. Высокие температуры могут разблокировать новые количества полезной энергии в системе, но они также могут нанести ущерб, если они возникают не в том месте.

Теперь есть одна полезная вещь, которую двигатель может делать с собственным теплом, а именно запустить двигатель. Является ли это формой рекурсии?

Это описание цикла расширения. При тепловом расширении топлива или окислителя выделяется энергия. (Топливо используется чаще всего.) Циклы детандера используют эту энергию для охлаждения двигателя.

Цикл детандера

Если вы видели «почему ракетные двигатели не плавятся?» видео или прочитать статью, возможно вы помните, что очень распространенный и чрезвычайно эффективный метод охлаждения ракетного двигателя заключается в прокачке топлива через стенки стенок камеры сгорания и сопла для их охлаждения.

В процессе охлаждения стенок часть тепла от камеры сгорания переходит к топливу, так что топливо поглощает часть этой тепловой энергии. Некоторые виды топлива обладают большей способностью поглощать такое тепло, чем другие. В частности, водород очень хорош для этой роли из-за его огромной теплоемкости.

Во всех других циклах двигателя они закачиваются в камеру сгорания в виде горячего газа, который затем должен вступить в реакцию с жидким окислителем. Однако в случае детандерного цикла мы можем взять тепловую энергию, отводимую топливом при регенеративном охлаждении, и использовать ее для раскрутки турбины.

Проблемы «Курица против Яйца»

У этого подхода есть некоторые проблемы. Во-первых, у нас очередная ситуация «курица против яйца». Если двигатель не горячий до зажигания, как он может также питать насосы? Это относится к нескольким циклам ракетного двигателя в этой статье.

Похоже, нам нужно будущее видео и статья о том, как запускать ракетные двигатели. Двигателям довольно часто требуется второй источник энергии, чтобы разогнать насосы до скорости, а затем довести все до нормальной рабочей температуры, прежде чем они смогут работать самостоятельно на самоподдерживающейся основе.

Еще одна проблема с этим циклом заключается в том, что он имеет ограниченную мощность тяги, основанную на общем количестве тепла, доступного в системе. Чтобы попытаться объяснить это, обратите внимание, что по мере увеличения размеров двигателя количество топлива, протекающего через систему, также увеличивается.

Увеличение расхода топлива через стенки камеры сгорания и форсунки увеличивает охлаждающую способность – и обычно это хорошо. Следующее наблюдение заключается в том, что когда мы увеличиваем размер камеры, площадь поверхности стен увеличивается на квадрат радиуса камеры, тогда как объем увеличивается на куб радиуса.

Это означает, что охладить большой ракетный двигатель легче, чем маленький. Это одна из основных проблем с аэрошипами, как обсуждалось в предыдущем видео и статье.

Однако эта же ситуация ограничивает количество доступной энергии, которая может вращать насосы. Большому двигателю требуется больше энергии для вращения насосов, однако эта дополнительная энергия не выпаривает тот же процент топлива, который проходит через него, тем самым устанавливая предел его мощности.

Ограничения цикла детандера

Подобно двигателям с замкнутым циклом, давление газообразного топлива должно быть достаточно высоким, прежде чем оно достигнет турбины. Оно должно быть достаточно высоким, чтобы оно могло проходить через турбину (что приводит к падению давления) и при этом иметь хороший запас по давлению по сравнению с основной камерой сгорания.

Это означает, что топливный насос должен проделать большую работу, чтобы сжать топливо до необходимого давления. В случае с жидким водородом насос должен быть огромным, с несколькими ступенями, чтобы получить требуемое давление.

В случае двигателя, работающего на водороде, с одной турбиной, инженерам может потребоваться использовать редуктор внутри турбонасоса, чтобы они могли направить требуемую скорость и энергию на топливные насосы, посылая меньше энергии на кислородный насос, который не так уж и нужен.

Опять же, у нас есть цикл, в котором одна форма простоты и эффективности заменена новым усложнением и большим количеством движущихся частей. Мы можем рассматривать это как свободную энергию, доступную в системе для питания насосов. Это очень эффективно.

Некоторыми примерами двигателей, использующих цикл детандера, являются двигатель Vinci, который будет питать верхнюю ступень будущего Ariane 6, двигатель RL-10, который приводит в действие верхнюю ступень Atlas V, и вариант, который приводит в движение Delta IV Heavy и будет питать верхнюю ступень SLS.

Варианты цикла расширителя

Существует вариант типа цикла двигателя расширителя, цикл прокачки расширителя. В этом варианте система немного проще за счет исключения возврата топлива в камеру сгорания после того, как оно раскрутило турбину.

Это означает, что большее давление может раскручивать насосы. Поэтому давление после турбины больше не должно быть выше давления в камере сгорания. Двигатель использует только небольшое количество расширенного горячего газа для привода насосов, а затем выбрасывает его за борт. Таким образом, он тратит небольшое количество несгоревшего топлива, но в целом он по-прежнему очень эффективен.

Цикл выпуска расширителя

Этот вариант помогает преодолеть ограничения доступной тяги, поскольку можно использовать большее ограниченное давление, доступное для питания насосов. Другими словами, он обменивает небольшую потерю эффективности на возможность увеличения тяги и снижения сложности.

Есть несколько примеров этого варианта, например, BE-3U, который будет питать верхнюю ступень будущей орбитальной ракеты Blue Origin New Glenn, а также LE-5A и LE-5B на японских H-I, H-II и предстоящих H. -III ракеты.

Существует еще один вариант цикла расширения, известный как двойной цикл расширения. При этом используется как топливо, так и окислитель для каждого набора насосов. Это может быть полезно для некоторых двигателей меньшего размера, которые склонны к перегреву, таких как, например, будущие двигатели с аэродинамическими шипами.

Резюме

Из множества доступных циклов ракетных двигателей нет единственного «наилучшего» типа цикла. Каждая система имеет свой особый метод питания ракетного двигателя. С каждым из них неизбежно будут некоторые компромиссы и компромиссы, которые необходимо учитывать.

Имеет ли значение, насколько высока производительность двигателя, если этот двигатель ненадежен в эксплуатации? С другой стороны, двигатели с подачей под давлением элегантны и просты в использовании, но имеют ограниченную производительность.

В то же время цикл с питанием от электрического насоса находит все более широкое применение, поскольку плотность энергии литиевых батарей увеличивается благодаря достижениям в области материаловедения.

Цикл газогенератора до сих пор является одним из самых распространенных типов. Он имеет эффективный компромисс между производительностью и относительной простотой.

Типы замкнутого цикла всегда пользовались большим спросом, и инженеры Советского Союза упростили этот процесс. Мы должны ожидать увеличения производительности по сравнению с двигателями с открытым циклом — за счет дополнительной сложности.

Полнопоточная ступенчатая система сгорания является здесь наиболее сложной системой, однако она может привести к самым холодным турбинам и самой горячей камере сгорания. Это может безопасно достигать огромных уровней давления и тяги.

Удивительно, что не было больше разработок ответвительного цикла. Опять же, он относительно прост и надежен, но при этом обладает высокой производительностью.

Цикл детандера также является очень жизнеспособным вариантом, и он оказался отличным выбором для двигателя RL-10. Однако у него есть ограничения по уровням выходной тяги, и в результате он вряд ли найдет широкое применение на двигателе уровня моря.

В будущем мы рассмотрим более экзотические типы двигателей, такие как ионный двигатель или ядерный двигатель. А пока мы надеемся, что вам понравилось это обсуждение циклов ракетных двигателей.

Нравится:

Нравится Загрузка…

Ракетная физика, трудный путь: разработка ракетных двигателей вершина крупнейшей в мире системы, работающей на водородно-кислородном топливе; зная, что они собираются зажечь дно, и ни капельки не волнуется, не до конца понимает ситуацию».

— Астронавт Джон Янг, первый командир космического корабля

Какое обсуждение ракетной физики будет полным без обзора ракетных двигателей?

В нашей первой части мы узнали о тирании ракетного уравнения и о том, как оно управляет всем проектированием ракет. В частности, мы узнали о важности удельного импульса , меры эффективности ракетного двигателя. Вы, возможно, задавались вопросом, как мы можем максимизировать это?

На этой неделе мы углубимся в внутреннюю работу жидкостных химических ракетных двигателей, рабочих лошадок для исследования космоса, а также наиболее вероятную двигательную установку, которая будет использоваться для первой человеческой экспедиции на Марс. Хотя средний ракетный двигатель менее сложен, чем средний автомобильный двигатель, сложность его проектирования заключается в экстремальных условиях, в которых он должен работать, оставаясь при этом легким.

SpaceX Raptor предназначен для снабжения своего космического корабля кинетической энергией мощностью 11 миллионов лошадиных сил. ¹ – эквивалент четырех плотин Гувера, генерируемых двигателем весом около 1,5 тонны. Для сравнения, один из самых мощных когда-либо созданных спортивных автомобилей, Bugatti Veyron, имеет двигатель весом 0,5 тонны (втрое меньше), но может генерировать всего лишь жалкие 1200 лошадиных сил.

В камере сгорания Raptor метан и кислород горят при температурах, достаточно высоких, чтобы расплавить его стенки (если бы не регенеративное охлаждение) ² , при давлении, превышающем давление в баллонах акваланга. Выхлоп выбрасывается со скоростью более чем в десять раз превышающей скорость звука. Зачем нужны такие экстремальные условия?

Испытание вакуумной версии двигателя SpaceX Raptor (источник изображения: SpaceX. )

Полный горячего воздуха

и знакомый термодинамический принцип: когда газ нагревается, он расширяется. Химические ракеты сжигают топливо и окислитель внутри камеры сгорания. Это сообщает газам огромное количество тепла, заставляя их быстро расширяться — другими словами, происходит взрыв. В ракетном двигателе этот взрыв происходит непрерывно по мере закачки топлива и окислителя.

Давление горячих газов, воздействующих на внутреннюю часть камеры сгорания и сопла, создает тягу (источник изображения: Wikimedia Commons.)

Затем горячие газы проталкиваются через сужение (при этом сходятся), разгоняя их до скорости звука. Затем они попадают в сопло, которое расширяет его (тем самым расходится), разгоняя их до гиперзвуковых скоростей ³ . Когда он расширяется и толкает ракету вперед, давление и температура газа падают. Взамен его скорость увеличивается. Давление выходящих газов, давит на стенки двигателя, толкает ракету вперед. Это сужающееся-расширяющееся сопло известно как 9.0505 сопло де Лаваля , которое используется во всех ракетных двигателях, от моделей ракет до мощных двигателей Saturn V F-1.

По сути, ракета — это эффективный способ преобразования химической энергии топлива в кинетическую энергию. Когда топливо сгорает, энергия топлива преобразуется в тепловую энергию. Поскольку двигатель сопротивляется взрыву, газ достигает высокого давления. Когда газ проходит через сопло, он обменивает тепловую энергию и энергию давления на кинетическую энергию.

Другими словами, взрыв отталкивает камеру сгорания и сопло, толкая ракету вперед.

Для увеличения тяги ракеты можно добавить больше двигателей или увеличить скорость расхода топлива. Однако это не улучшит характеристики ракеты Delta-V. В двух словах, дельта-V — это способность ракеты изменять свою скорость, что, в свою очередь, определяет, насколько сложна миссия, которую она может выполнить.

На самом деле, добавление двигателей фактически уменьшает дельта-V из-за их дополнительной массы. Вспомните из нашей предыдущей статьи об уравнении ракеты, что есть только два способа улучшить дельта-V: нести больше топлива или улучшить удельный импульс. Удельный импульс — это то, насколько эффективно каждый килограмм топлива толкает ракету вперед; чтобы повысить эту эффективность, нам необходимо тщательно проектировать и оптимизировать наши двигатели.

Вот четыре наиболее распространенных стратегии повышения производительности:

Во-первых, мы можем выбрать комбинацию топлива и окислителя, которая приведет к получению выхлопных газов с легкими молекулами. Чем легче молекулы выхлопа, тем быстрее они будут двигаться при заданной температуре, увеличивая скорость выхлопа двигателя — а следовательно, и его удельный импульс. Соответственно, высокоэффективные химические топлива, как правило, содержат большое количество водорода, поскольку водород является самым легким из известных элементов.

Сравнение, показывающее, что скорость выхлопных газов выше для легких молекул, чем для тяжелых (изображение автора, CC BY 4. 0.) . При сжигании более тяжелого углеводородного топлива, такого как метан или керосин, образуется не только пар, но также углекислый газ и некоторые другие грязные соединения. Большая масса молекул углекислого газа снижает скорость выхлопа двигателя, снижая его удельный импульс.

Учитывая эти предостережения, почему ракеты используют любое топливо, кроме водорода и кислорода?

Обладая отличными эксплуатационными характеристиками, жидкий водород создает множество проблем при хранении. Это связано с тем, что он должен храниться при чрезвычайно низкой температуре -253 ° C, он вызывает хрупкость металлов, он легко протекает через мельчайшие швы и трещины, а утечки трудно обнаружить (и это лишь некоторые из них). Кроме того, его плотность составляет всего 7% от плотности воды, а это означает, что для его хранения требуются большие и тяжелые резервуары (что частично сводит на нет прирост эффективности) 9.0010

Чрезвычайно низкая температура кипения водорода, пожалуй, самая серьезная из этих проблем. -253 °C — это всего лишь двадцать градусов выше абсолютного нуля, а гелий — единственное известное вещество с более низкой температурой кипения. Стенки внешнего топливного бака космического челнока имели толщину чуть более шести миллиметров, и их нужно было изолировать от перепада температур более 270 градусов. Это очень сложно сделать, мягко говоря.

Требуемая хрупкая изоляционная пена часто отрывалась в полете, повреждая теплозащитный экран орбитального аппарата. Это повреждение привело к почти полному уничтожению STS-27 905:05 Атлантида во время входа в атмосферу. НАСА явно не усвоило урок; STS-107 Columbia был фактически уничтожен при входе в атмосферу по той же причине пятнадцать лет спустя. Выживших не было.

Несмотря на то, что керосин имеет худшие эксплуатационные характеристики и имеет тенденцию оставлять грязный нагар в двигателе, он намного плотнее и его легче хранить. Вот почему керосин и другие менее эффективные виды топлива используются чаще, чем водород.

В следующий раз, когда будете наблюдать за запуском ракеты, обратите внимание на цвета выхлопных труб двигателей. Возможно, вы сможете определить топливо. Например, керосиновые двигатели имеют тенденцию выделять сажу. Раскаленное свечение этой сажи — вот почему первая ступень «Сатурн-5», работающая на керосине и кислороде, имела яркое огненное пламя выхлопа. С другой стороны, двигатели шаттла RS-25, работающие на водороде и кислороде, имели почти прозрачный выхлоп.

Сравнение выхлопных газов. Раскаленное керосин-кислородное пламя двигателя Saturn V F-1 (слева) и прозрачное водородно-кислородное пламя двигателя космического корабля «Шаттл» RS-25 (справа) (изображение предоставлено НАСА). также может производить прозрачные выхлопные шлейфы. Эта комбинация использовалась, например, модулями восхождения на Луну Аполлона, поэтому пламя невидимо:

Во-вторых, мы можем повысить температуру горения. Это увеличит количество энергии, доступной для газов, заставляя их молекулы двигаться быстрее, улучшая скорость выхлопа двигателя (и, соответственно, удельный импульс). Высоких температур обычно можно достичь, используя более энергичную комбинацию топлива и окислителя. Однако высокие температуры также требуют более прочных материалов и более мощных систем охлаждения, чтобы двигатель не сгорел.

Сравнение, показывающее, что скорость выхлопа выше при более высоких температурах камеры сгорания (изображение автора, CC BY 4.0.)

Как правило, более высокие температуры приводят к более высокой эффективности, а максимально возможная температура обычно возникает, когда топливо и окислитель смешиваются в идеальном соотношении, известном в химии как стехиометрическое соотношение .

Однако соотношение топлива и окислителя, обеспечивающее максимально возможный удельный импульс, может фактически немного отличаться от стехиометрического соотношения. Напомним, что снижение массы молекул в выхлопе , а также , , способствует улучшению характеристик двигателя. Топливо, как правило, имеет более низкую молекулярную массу, чем окислители, поэтому добавление избытка топлива может фактически до некоторой степени улучшают характеристики за счет снижения средней массы молекул выхлопных газов. Это известно как «сгорание с высоким содержанием топлива» или «сгорание с высоким содержанием топлива».

Например, водородно-кислородная комбинация обладает высокой эффективностью благодаря энергичному сгоранию и легким молекулам выхлопных газов. Молекула водорода составляет всего одну шестнадцатую массы молекулы кислорода, а это означает, что избыток несгоревшего водорода в выхлопных газах может значительно улучшить производительность.

Есть еще одна причина, по которой можно сгореть: коррозия. Адские температуры (более 3000 °C) и давление (сотни атмосфер) внутри ракетного двигателя делают горючие газы гораздо более реактивными, чем в нормальных условиях.

Коррозия является особенно серьезной проблемой при работе с кислородом. Кислород уже обладает высокой реакционной способностью в нормальных условиях (если вы мне не верите, попробуйте поджечь волосы). При температурах и давлениях внутри ракетного двигателя он с энтузиазмом воспламеняется почти со всем, включая самые разные металлы. . Избыток топлива способствует снижению концентрации кислорода, защищая двигатель от коррозии. Вот почему большинство ракетных двигателей, за некоторыми заметными исключениями, горят богато.

Если горючая смесь имеет избыток кислорода (преднамеренно или случайно), это называется «сгорание с высоким содержанием окислителя» или «сгорание бедной смеси». Если сплавы двигателя не предназначены для сопротивления последующему окислению, кислород начнет гореть вместе с самим двигателем.

Это произошло во время испытаний Starship SN8 — из-за низкого давления в головном топливном баке (небольшой вспомогательный топливный бак, предназначенный исключительно для посадки) в камерах сгорания не хватало топлива. Это означало, что в двигателе было слишком много кислорода. Горячие, богатые кислородом газы начали вступать в реакцию с медью в сплавах двигателя, порождая ярко-зеленое пламя, которое наблюдалось во время посадки:

Зеленое пламя выхлопных газов двигателей Raptor Starship SN8, указывающее на то, что богатая кислородом смесь горения сжигала внутреннюю часть двигателя (изображение предоставлено SpaceX). горение».

Понятно, что оптимизация ракетного двигателя — сложная задача. Высокие температуры сгорания обеспечивают высокую производительность, но добавление избытка топлива может помочь улучшить ее еще больше, с дополнительным преимуществом защиты двигателя от коррозии.

Другая стратегия, которую мы можем использовать, это увеличение давления в камере сгорания. Это вытеснит газы с еще большей скоростью. В то время как более высокие температуры сгорания могут помочь достичь этого, основная используемая стратегия заключается в впрыскивании топлива и окислителя при более высоких давлениях.

Сравнение, показывающее, что скорость выхлопа выше при более высоком давлении в камере сгорания (изображение автора, CC BY 4. 0.)

Ракетные топливные баки находятся под давлением — обычно газообразным гелием или парами топлива — по ряду причин. Во-первых, они должны находиться под давлением, чтобы содержимое оставалось жидким. Во-вторых, поскольку конструкция ракеты должна быть максимально легкой, некоторые конструкции полагаются на это внутреннее давление для сохранения жесткости.

Например, из-за того, что баки межконтинентальной баллистической ракеты Атлас (которая позже была адаптирована в орбитальную ракету-носитель) были толщиной в доли миллиметра, они должны были постоянно находиться под давлением, иначе они смялись бы под собственным весом. Ускорители SpaceX Falcon используют «стабилизацию давления полета»; это означает, что, хотя их конструкции могут сохранять целостность без герметизации на земле, они полагаются на герметизацию бака во время полета, чтобы избежать разрушения под действием аэродинамических сил и сил тяги.

Третья причина заключается в том, что повышение давления топлива увеличивает давление, которое может быть достигнуто в камере сгорания.

Самый простой метод известен как цикл сжигания под давлением. Топливо подается непосредственно в камеру сгорания, полагаясь на герметизацию бака для поддержания давления. Это делает конструкцию двигателя чрезвычайно простой, так как это не более чем несколько клапанов и сантехника. К сожалению, это также ограничивает максимально достижимое давление до того, которое топливные баки могут выдержать, прежде чем они станут слишком тяжелыми.

Если требуется более высокая производительность, давление можно увеличить с помощью насосов. В двигателях Rocket Lab Rutherford, разработанных для небольших орбитальных ракет, таких как Electron, используются насосы, работающие от литий-ионных аккумуляторов. Более мощные двигатели, такие как двигатели Merlin, RS-25 или F-1, используют более сложные циклы сгорания, которые отводят часть энергии сгорания для питания насосов. Хотя эти конструкции могут достигать гораздо более высоких давлений, они также более сложны и подвержены отказам.

Повышение давления в камере сгорания путем повышения давления топлива или использования мощных насосов является одним из способов повышения эффективности двигателя, однако высокое давление требует высокой прочности материалов, что ограничивает возможности разработчика двигателя в этом отношении. стратегия.

---

Вам нравится наш уникальный контент? Подумайте о том, чтобы стать участником и поддержать наши образовательные и информационно-просветительские усилия!

---

Также можем увеличить размер сопла. Это увеличит площадь, доступную для выталкивания выхлопных газов, увеличивая тягу, создаваемую для заданной массы топлива (т.е. удельный импульс). Форсунки большего размера более эффективно используют энергию выхлопных газов.

Сравнение, показывающее, что скорость выхлопа выше для больших сопел (изображение автора, CC BY 4.0.)

Однако, как и в случае с тремя другими стратегиями, существуют ограничения.

Чем больше сопло, тем оно тяжелее. В конце концов, массовый штраф станет настолько большим, что начнет сводить на нет выигрыш в эффективности.

Бонус: мы можем снизить давление окружающей среды. Существует еще один важный фактор производительности ракетного двигателя, который мы до сих пор игнорировали – давление атмосферы, пытающееся заставить выхлопные газы вернуться в двигатель. В космическом вакууме это не проблема. Однако на уровне моря, где давление воздуха составляет примерно десять тонн на квадратный метр, атмосферное давление вызывает серьезные потери эффективности и даже нестабильность выхлопной струи.

Сравнение, показывающее, что скорость выхлопа выше в вакууме, чем в атмосфере (изображение автора, CC BY 4.0.)

По мере того, как сопло расширяет выхлоп, его температура и давление падают — это происходит потому, что он обменивается давлением и температура для скорости при расширении. Окружающее давление атмосферы сопротивляется этому расширению, уменьшая тягу двигателя.

Сравнение различных коэффициентов расширения сопла ракетного двигателя и их влияние на выхлопную струю. Чем дальше вы опускаетесь, тем полнее раскрывается струя. Второй двигатель сверху — оптимальная конструкция (источник изображения: Wikimedia Commons).

Обычно, чем больше расширяется выхлоп, тем выше эффективность двигателя. Однако есть предел. Если выхлоп расширится настолько, что выйдет из двигателя под значительно более низким давлением, чем давление окружающей среды, эффективность снова начнет снижаться. Если выхлопные газы покидают двигатель под давлением, намного более низким, чем 90 506 90 506 давления окружающей среды, струя «отделяется» от стенок сопла и может стать нестабильной, вызывая проблемы с управлением или даже повреждение конструкции.

Это показано на схеме слева. Сопло вверху недорасширен , потому что сопло слишком маленькое для того количества энергии давления, которое содержит выхлоп, что позволяет тратить энергию впустую.

Вторая форсунка сверху в самый раз, потому что выхлоп выходит из двигателя под точно таким же давлением, как и атмосферное. Эта расчетная точка редко достигается в реальных двигателях.

Два нижних сопла перерасширены , потому что сопла слишком велики для того количества энергии давления, которое содержится в выхлопе. Выхлоп был расширен настолько, что покидает двигатель при давлении ниже атмосферного, из-за чего форсунки выглядят зажатыми; они сжимаются атмосферой.

Поскольку космос представляет собой вакуум, все сопла ракет в космосе недорасширены; давление выхлопа всегда будет больше, чем окружающее. В результате сопла ракетных двигателей, предназначенные для использования в вакууме, должны быть настолько большими, насколько это практически возможно.

Вот почему ракетные двигатели, предназначенные для работы в атмосфере и в космосе, имеют разные размеры сопел. Например, сравните двигатели SpaceX Raptor на уровне моря и вакуумные двигатели:

Двигатель SpaceX Raptor на уровне моря и вакуумные двигатели (источник изображения: SpaceX)

Эти два варианта очень похожи, за исключением того, что вакуумный вариант имеет удлиненную «юбку» сопла, что делает его больше. Эта юбка повышает эффективность в вакууме над уровнем моря. Вот почему ракетные двигатели имеют разные значения удельного импульса и тяги, указанные для условий уровня моря и вакуума.

Следовательно, двигатели, предназначенные для нижних ступеней ракеты, имеют тенденцию к меньшему расширению своего выхлопа, чем двигатели, предназначенные для верхних ступеней ракеты, поскольку они должны работать глубже в атмосфере.

Как и в случае с планированием миссии, такая простая вещь, как выбор размера сопла ракетного двигателя, представляет собой сложную игру компромиссов между несколькими конкурирующими приоритетами проектирования. Проектирование ракетного двигателя — это система дьявольски сложных задач, основанных на таких разных областях, как гидродинамика, машиностроение, термодинамика, химическая инженерия и даже акустика. Тем не менее, они важны для решения. Как подскажет уравнение ракеты, эффективность двигателя решает все.

До недавних достижений частных компаний, таких как SpaceX и Rocket Lab, технология двигателей оставалась относительно застойной с 1960-х годов. Некоторые из упомянутых здесь проблем можно было бы решить с помощью таких технологий, как аэродинамические двигатели, но такие технологии все еще находятся в зачаточном состоянии.

Если вас интересуют эти сложные и важные проблемы, подумайте о карьере в области ракетостроения. Следующее большое продвижение может исходить от вас.

Сноски и дополнительная литература

¹ Рассчитано путем умножения тяги 2 200 000 Н на скорость истечения вакуума 3700 м/с, что дает мощность тяги 8,14 гигаватт.

² Как двигатель может сгореть до температуры плавления без сильного взрыва? Две причины: во-первых, самая горячая часть пламени держится подальше от стенок двигателя за счет умелого управления газовыми потоками. Во-вторых, стены сохраняют прохладу за счет прокачки через них сверххолодного топлива. Для отличного объяснения того, как это работает, посмотрите эпизод Ричарда Хаммонда «9».0505 Инженерные соединения на космическом челноке:

³ Если сужающиеся каналы ускоряют газы ниже скорости звука, то почему расширяющиеся сопла ускоряют их выше скорости звука? Это связано со сложными газодинамическими эффектами, которые я не понимаю.

⁴ Самая эффективная из когда-либо испытанных комбинаций ракетного топлива сжигала литий, фтор и водород. Хотя у него был поразительный удельный импульс 542 секунды (по сравнению с ~ 450 секундами для водорода-кислорода), фтор не зря называют «Элементом из ада». Если вы когда-нибудь планируете построить ракету, работающую на фторе, пожалуйста, немедленно сообщите мне, чтобы я мог перебраться в безопасное место, например, на следующий континент.

Для объяснения различных циклов сгорания двигателя настоятельно рекомендуется использовать страницы Википедии (в порядке возрастания сложности):

• Цикл подачи под давлением
• Цикл отвода горения
• Цикл детандера
• Цикл газогенератора
• Цикл ступенчатого сгорания

Чтобы рассчитать мощность ракетного двигателя, узнайте больше о соответствующей термодинамике и гидромеханике сопла де Лаваля здесь.

Если все эти разговоры о строительной механике, герметизации, гидромеханике, термодинамике, горении и насосах вас увлекли, вам следует подумать о получении степени в области машиностроения или аэрокосмической инженерии!

Если вы планируете проводить исследования в Канаде, знайте, что исследования и разработки в области ракетных двигателей ведутся в Университете Торонто, Университете Ватерлоо, Университете Райерсона, Карлтонском университете и других.