Я думаю, надо немного поговорить о сердце ракеты - о её двигателе.

Я уже писал некоторый исторический обзор, но это всё было в рамках общего обзора ракетно-космического развития. А надо бы поговорить о двигателях отдельно. Тем более, что я до сих пор слышу, что, мол, без российских РД-180 "пиндосы в космос не могут полететь". Ну что-ж, надо поговорить.

На заре ракетостроения, вплоть до середины 60-х годов, возможность создания ЖРД как можно большей мощности определяла уровень задач, которые можно было решить. Потом уже, после появления F-1, поставленные задачи определяли какой мощности ЖРД нужны для достижения успеха.

Есть у ЖРД пренеприятная капризность. Факел сгорающего топлива и окислителя в камере сгорания может начать вращаться с огромной частотой. Это явление называется "нестабильность горения". От этого, камера сгорания разлетается вклочья. Чем большего размера камера сгорания, чем больше критическое сечение, тем более вероятно возникновение этого явления и более страшны его последствия. Проблему можно решить, а можно обойти.

Вернер фон Браун проблему решил и сделал серию сверх могучих ЖРД: F-1, F-1A и М-1. Гигантские двигатели, огромной мощности и сумасшедших размеров.

В СССР, Валентин Павлович Глушко проблему не решил, даже не понимал, как к ней подступиться и Совет Главных Конструкторов принял решение проблему обойти.

Метод для обхода проблем, связанных с большими камерами сгорания, был известен - несколько камер объединялись в один двигатель с общими ТНА, в одной раме.

Так, например, в 1947 году был создан Reaction Motors XLR11, который использовали в первых модификациях ракетоплана Х-15. См. фото.

Аналогичные многокамерники в 40-50 гг строили в Англии и Швеции. Но как только технологически решили вопросы увеличения камеры сгорания, так от них и отказались.

На Х-15 двигатель Reaction Motors XLR11 довольно быстро заменили на однокамерный Reaction Motors XLR99. См.фото. В СССР такого перелома не произошло и Глушко был вынужден, вместо однокамерного РД-105, сделать для Семёрки 4-камерные РД-107/108, которые летают до сих пор на ракетах Союз.

По такому же принципу, через 15-20 лет, тот же Глушко создал 4-камерный РД-170, из которого, методом деления родился 2-камерный РД-180. То есть, сама многокамерность - это технологический отстой.

Главные проблемы многокамерных двигателей:

• более низкая надежность: неполадки в одной из камер ведут к аварии всего двигателя
• невозможность установки более 1 многокамерного двигателя в один корпус ступени. Как следствие, либо "пакет", как на Семерке, либо один двигатель, как на Зените (РД-170).
• из 2 вышеизложенных - отсутствие запаса по надежности (engine-out-capability).

Скрепоносцы, как обычно, ищут в куче навоза жемчужное зерно. И в данном, конкретном случае ЖРД семейства РД-170, таким "высочайшим достижением" стали называть закрытую схему, или "закрытый цикл", при котором газ, вращающий турбонасосы, также вбрасывается в камеру сгорания,чем создает дополнительное давление и увеличивает скорость истечения рабочего тела. Это увеличивает удельный импульс (УИ), который является выражением "экономичности" расхода топлива. В ЖРД открытого цикла этот газ отводится в сторону и выбрасывается вне сопла.

Вроде бы, это классно. Но имеет и недостатки: ЖРД закрытого цикла более тяжелые (более высокое давление требует больше прочности во всех компонентах) и более дорогие.

Высокий УИ очень важен для двигателей, работающих в открытом космосе или разгоняющих ракету в верхних слоях атмосферы. Но первая ступень, прежде всего, преодолевает гравитацию. И тут возникает пренеприятная коллизия. Более экономичный по расходу топлива ЖРД заставляет больше топлива поднимать на большую высоту. Двигатели же открытого цикла, быстрее сжирают топливо и, вместе с ним, вес ракеты. Кроме того, при взлете приходится постепенно уменьшать тягу двигателя. Потеря массы при сгорании топлива, при постоянной тяге, приводит к росту ускорения, то есть, к перегрузкам. Да ещё и та проблема, что ракета может просто сгореть в атмосфере, если будет разгоняться слишком быстро.

Поэтому, двигатели первой ступени дросселируют, уменьшают тягу, а вместе с тем, расход топлива. И чем быстрее ЖРД "пожирает" топливо, тем быстрее надо снижать тягу. Это делается и для двигателей закрытого, и для двигателей открытого цикла. Но двигатель открытого цикла пожирает топливо быстрее и приходится быстрее снижать тягу, что экономит горючее. В конечном счете, на первой ступени ракет, ЖРД закрытого цикла не дает преимуществ перед ЖРД открытого цикла. Выходит, как минимум баш-на-баш.

Для двигателей первых ступеней ракет большее значение имеет соотношение тяги к собственному весу. А у ЖРД закрытого цикла, при той же тяге, собственный вес несколько больше. Поэтому надо смотреть показатель Thrust-To-Weight Ratio. По русски - тяговооруженность.

• У РД-170 этот показатель 75:1.
• Модернизированный и поделенный пополам наследник РД-170 - РД-180 имеет тяговооруженность чуть лучше - 78,44:1.
• ЖРД открытого цикла Мерлин-1Д имеет тяговооруженность 190:1. Это, конечно, результат не только открытого цикла, но и более современных технологий.

Умеют ли американцы делать ЖРД закрытого цикла?

Да, умеют. Ещё в далеком 1970 году началась разработка, а в 1972 году начались испытания водородного ЖРД закрытого цикла RS-25 (SSME). В 1979 году началось его серийное производство. Это двигател спейс-шаттла и свою основную работу он выполнял, как двигатель второй ступени, имея высочайший УИ в вакууме 452,3 с. Кроме того, это был многоразовый двигатель, что нивелировало его более высокую стоимость.

Идеальной по архитектуре, по сей день считается Сатурн-5. Имея на первой ступени 5 двигателей F-1 с очень высокой тягой (695 тс) и относительно низким УИ (263 c на уровне моря), на две верхние ступени поставили водород/кислородные двигатели J-2, которые имели не такую большую тягу (104 тс), но высочайший, по тем временам, УИ (425 с в вакууме). Такое распределение обеспечило Сатурну рекордную весовую эффективность: при стартовой массе 2970 т, ракета выводила на НОО до 140 т ПН. 140/2970=4,71%

Рассмотрим этот же показатель у ракет, использующих на первой ступени ЖРД закрытого цикла РД-170 (УИ 309 на уровне моря) и РД-180 (УИ 311 с на уровне моря).

• РД-170 стоит на ракетах Зенит. Зенит-2 при стартовой массе 462,2 может поднять на НОО до 13,7 т. 13,7/462,2=2,96%
• РД-180 стоит на ракетах Atlas V. Без ТТ-ускорителей, "легкая версия" Атласа, при стартовой массе 334,5 т может поднять на орбиту до 8,25 т. 8,25/334,5=2,47%

Для сравнения, Фалькон-9 имеет двигатели Мерлин-1Д c УИ 282 с - несколько поменьше, чем у российских РД-170/180. Зато тяговооруженность рекордная, 190:1.

• Фалькон-9 при стартовой массе 549 т может вытащить на НОО до 22,8 т ПН. 22,8/549=4,15% весовой эффективности.

Вот тут спрашивали, почему СпейсХ сконструировал Фалькон аж с 9 двигателями. Может они не могут сделать помощнее? Могут. Сейчас на полигоне проходят импытания Раптора, который вчера развил тягу вдвое большую, чем Мерлин. А понадобилось бы - сделали бы и помощнее.

И вот тут мы переходим к тому, как СпейсХ определяет мощность ЖРД, исходя из поставленной задачи.

Задача: ступень должна совершать пропульсивную посадку. Минимальная тяга 1 двигателя (при максимальном дросселировании) составляет 30% от его максимальной тяги, то есть, 30% от 86 тс = 25,8 тс. Первая ступень, при посадке имеет массу около 17-18 т. Если тяга будет превышать посадочную массу более, чем на 30-35%, то полностью погасить вертикальную скорость, в момент касания поверхности, будет чрезвычайно сложно. 30% от минимальной тяги 28,8 тс = 18,06 тс.

Вот и вся, довольно простая арифметика.

Можно сделать двигатель помощнее, но тогда и ступень должна быть потяжелее. Иначе, посадка будет очень проблематичной. Таким образом, тяга двигателя выбирается по посадочному весу ступени или корабля.

К преимуществу много-двигательной схемы против одно-двигательной с многокамерным двигателем, кроме всех прочих, надо отнести возможность одновременно включать и индивидуально управлять тягой разного числа двигателей. Так, Фалькон, при входе в атмосферу, включает сразу 3 двигателя из 9. А при посадке - только 1. Если у вас один многокамерный двигатель, то вы не можете отключать отдельные камеры, я тягу можно регулировать только на всех камерах одновременно.

Если попробовать сделать Зенит многоразовым, то двигатель РД-171 развивает максимальную тягу 740 тс. На 30% (меньше нельзя - двигатели гаснут) это будет 222 тс. Посадочный вес ступени был бы около 12-14 т. Представьте, что было бы, попробуй кто-то посадить Зенит...

Почему "пиндосы покупают наши двигатели".

Это отдельная история.

В середине 90-х в дружественной, по отношению к США, молодой Российской Федерации сложилась очень тяжелая экономическая ситуация. Коммунисты развалили и разграбили страну на столько, что к зиме 91/92 гг была реальная угроза голода даже в Москве. Неимоверными усилиями, "реформаторы в коротких штанишках" вытянули страну из полной ж..., но экономику пришлось поднимать долго. Тем более, что нефть на мировых рынках шла по 9-10 баксов за баррель. Зарплаты платить было нечем, а в российской авиа-космической индустрии работало большое количество специалистов с опытом создания самолетов, ракет, воздушно-реактивных и ракетных двигателей, которые просто не могли прокормить свои семьи. С другой стороны, несколько агрессивных диктаторских режимов (Иран, Ирак, Ливия, Сирия, Северная Корея и иже с ними) очень хотели заполучить ракетное вооружение и не скупились, приглашая оголодавших российских спецов. В Белом Доме приняли принципиальное решение - максимально привлекать российские организации и предприятия к авиационным и космическим проектам.

НАСА ещё в начале 70-х полностью отказалась от создания новых ракет на керосине. Но РФ не могла предложить ничего, кроме керосинок. И тогда, в НАСА сделали исключение - заказали Атлас-5, но обязательно с российскими ЖРД. РФ предложила на выбор НК-33, либо версию РД-170. Пратт и Виттней помогли Энергомашу разделить РД-170 пополам и получился РД-180. Довольно дорогой (около 8 миллионов), 2-камерный, с низкой тяговооруженностью, но это лучшее, что можно было получить от России.

Одновременно, НАСА заказала водород/кислородную ракету Дельта-4.

Так Америка бросила спасательный круг российской ракетно-космической отрасли.

Не только РД-180 - было много проектов, в которых российские компании сотрудничали с американскими на контрактной основе. Почти все эти проект умерли, не в последнюю очередь из за низкого технологического уровня, низкого качества и срывов установленных сроков со стороны российских партнеров. Например, для DC-XA в России делали кислородный бак из алюминий-литиевого сплава (под руководством академика Иосифа Наумовича Фридляндера). Завод Мк Доннел Дуглас, изготавливавший этот Дельт-Клипер, работал "с колес", без складов, получая все компоненты точно ко времени сборки.

Кислородный бак пришел с опозданием на 5 месяцев, а в сварных швах были трещины длинной до 5 метров. Вместе с баком приехал и Фридляндер, который принялся доказывать, что эти трещины не опасны. Естественно, после такого "партнерства", сотрудничество не продолжилось. Было много других случаев, но останавливаться на этом не хоцца. Стыдно и обидно.

Вобщем, из всего набора, до наших дней дожил только РД-180.

Понятно, что возникновение конкуренции, привело к постепенному вымиранию Атлас-5. Всё труднее, несмотря на мощное лобби, Юнайтед Ланч Альянсу выбивать контракты на запуски Атласа для Пентагона и НАСА. В результате, на смену Атласу в ULA делают Вулкан с двигателями ВЕ-4. Как только Вулкан войдет в эксплуатацию, Атласы умрут как класс. Вместе с отстойными РД-180.

В России любят цитировать Маска, который очень хвалил РД-170 и РД-180.

Ещё бы ему не хвалить это ... На фоне российских РД, его Мерлины сияют, как бриллианты! А вот двигатель Vulcain компании afran Aircraft Engines, который стоит на Ариан-5, Маск почему-то не хвалил. Водородный LE-5 фирмы Митсубиши, который стоит на японских ракетах H-II, Маск тоже не похвалил.

Призадумайтесь.

Фотографии:

1. 4-камерный ЖРД для Х-15
2. Однокамерный ЖРД для Х-15А
3. Х-15 с 2 4-камерными двигателями. Каждый в отдельной капсуле
4. Х-15А с одним однокамерным двигателем

› ‹ ×

› ‹ ×

› ‹ ×

› ‹ ×

Поделиться в социальных сетях

Код вставки для вашего сайта или блога: