Ракетные двигатели — одна из вершин технического прогресса. Работающие на пределе материалы, сотни атмосфер, тысячи градусов и сотни тонн тяги — это не может не восхищать. Но разных двигателей много, какие же из них самые лучшие? Чьи инженеры поднимутся на пьедестал почета? Пришло, наконец, время со всей прямотой ответить на этот вопрос. К сожалению, по внешнему виду двигателя нельзя сказать, насколько он замечательный. Приходится закапываться в скучные цифры характеристик каждого двигателя. Но их много, какую выбрать?
Мощнее
Ну, наверное, чем мощнее двигатель, тем он лучше? Больше ракета, больше грузоподъемность, быстрее начинает двигаться освоение космоса, разве не так? Но если мы посмотрим на лидера в этой области, нас ждет некоторое разочарование. Самая большая тяга из всех двигателей, 1400 тонн, у бокового ускорителя Спейс Шаттла. 
Несмотря на всю мощь, твердотопливные ускорители сложно назвать символом технического прогресса, потому что конструктивно они являются всего лишь стальным (или композитным, но это неважно) цилиндром с топливом. Во-вторых, эти ускорители вымерли вместе с шаттлами в 2011 году, что подрывает впечатление их успешности. Да, те, кто следят за новостями о новой американской сверхтяжелой ракете SLS скажут мне, что для нее разрабатываются новые твердотопливные ускорители, тяга которых составит уже 1600 тонн, но, во-первых, полетит эта ракета еще не скоро, не раньше конца 2018 года. А во-вторых, концепция «возьмем больше сегментов с топливом, чтобы тяга была еще больше» является экстенсивным путем развития, при желании, можно поставить еще больше сегментов и получить еще большую тягу, предел тут пока не достигнут, и незаметно, чтобы этот путь вел к техническому совершенству. Второе место по тяге держит отечественный жидкостной двигатель РД-171М — 793 тонны. 
Четыре камеры сгорания — это один двигатель. И человек для масштаба Казалось бы — вот он, наш герой. Но, если это лучший двигатель, где его успех? Ладно, ракета «Энергия» погибла под обломками развалившегося Советского Союза, а «Зенит» прикончила политика отношений России и Украины. Но почему США покупают у нас не этот замечательный двигатель, а вдвое меньший РД-180? Почему РД-180, начинавшийся как «половинка» РД-170, сейчас выдает больше, чем половину тяги РД-170 — целых 416 тонн? Странно. Непонятно. Третье и четвертое места по тяге занимают двигатели с ракет, которые больше не летают. Твердотопливному UA1207 (714 тонн), стоявшему на Титане IV, и звезде лунной программы двигателю F-1 (679 тонн) почему-то не помогли дожить до сегодняшнего дня выдающиеся показатели по мощности. Может быть, какой-нибудь другой параметр важнее?
Эффективнее
Какой показатель определяет эффективность двигателя? Если ракетный двигатель сжигает топливо, чтобы разгонять ракету, то, чем эффективнее он это делает, тем меньше топлива нам нужно потратить для того, чтобы долететь до орбиты/Луны/Марса/Альфы Центавра.
В баллистике для оценки такой эффективности есть специальный параметр — удельный импульс.
Удельный импульс показывает, сколько секунд двигатель может развивать тягу в 1 Ньютон на одном килограмме топлива
Рекордсмены по тяге оказываются, в лучшем случае, в середине списка, если отсортировать его по удельному импульсу, а F-1 с твердотопливными ускорителями оказываются глубоко в хвосте. Казалось бы, вот она, важнейшая характеристика. Но посмотрим на лидеров списка. С показателем 9620 секунд на первом месте располагается малоизвестный электрореактивный двигатель HiPEP
Это не пожар в микроволновке, а настоящий ракетный двигатель. Правда, микроволновка ему все-таки приходится очень отдаленным родственником…
Двигатель HiPEP разрабатывался для закрытого проекта зонда для исследования лун Юпитера, и работы по нему были остановлены в 2005 году. На испытаниях прототип двигателя, как говорит официальный отчет NASA, развил удельный импульс 9620 секунд, потребляя 40 кВт энергии.
Второе и третье места занимают еще не летавшие электрореактивные двигатели VASIMR (5000 секунд) и NEXT (4100 секунд), показавшие свои характеристики на испытательных стендах. А летавшие в космос двигатели (например, серия отечественных двигателей СПД от ОКБ «Факел») имеют показатели до 3000 секунд. 
Двигатели серии СПД. Кто сказал «классные колонки с подсветкой»? Почему же эти двигатели еще не вытеснили все остальные? Ответ прост, если мы посмотрим на другие их параметры. Тяга электрореактивных двигателей измеряется, увы, в граммах, а в атмосфере они вообще не могут работать. Поэтому собрать на таких двигателях сверхэффективную ракету-носитель не получится. А в космосе они требуют киловатты энергии, что не всякие спутники могут себе позволить. Поэтому электрореактивные двигатели используются, в основном, только на межпланетных станциях и геостационарных коммуникационных спутниках. Ну, хорошо, скажет читатель, отбросим электрореактивные двигатели. Кто будет рекордсменом по удельному импульсу среди химических двигателей?
С показателем 462 секунды в лидерах среди химических двигателей окажутся отечественный КВД1 и американский RL-10.
И если КВД1 летал всего шесть раз в составе индийской ракеты GSLV, то RL-10 — успешный и уважаемый двигатель для верхних ступеней и разгонных блоков, прекрасно работающий уже много лет.
В теории, можно собрать ракету-носитель целиком из таких двигателей, но тяга одного двигателя в 11 тонн означает, что на первую и вторую ступень их придется ставить десятками, и желающих так делать нет.
Можно ли совместить большую тягу и высокий удельный импульс? Химические двигатели уперлись в законы нашего мира (ну не горит водород с кислородом с удельным импульсом больше ~460, физика запрещает).
Были проекты атомных двигателей (раз, два), но дальше проектов это пока не ушло. Но, в целом, если человечество сможет скрестить высокую тягу с высоким удельным импульсом, это сделает космос доступней.
Есть ли еще показатели, по которым можно оценить двигатель?
Напряженней
Ракетный двигатель выбрасывает массу (продукты сгорания или рабочее тело), создавая тягу. Чем больше давление давление в камере сгорания, тем больше тяга и, главным образом в атмосфере, удельный импульс. Двигатель с более высоким давлением в камере сгорания будет эффективнее двигателя с низким давлением на том же топливе.
И если мы отсортируем список двигателей по давлению в камере сгорания, то пьедестал будет оккупирован Россией/СССР — в нашей конструкторской школе всячески старались делать эффективные двигатели с высокими параметрами.
Первые три места занимает семейство кислородно-керосиновых двигателей на базе РД-170: РД-191 (259 атм), РД-180 (258 атм), РД-171М (246 атм). 
Камера сгорания РД-180 в музее. Обратите внимание на количество шпилек, удерживающих крышку камеры сгорания, и расстояние между ними. Хорошо видно, как тяжело удержать стремящиеся сорвать крышку 258 атмосфер давления Четвертое место у советского РД-0120 (216 атм), который держит первенство среди водородно-кислородных двигателей и летал два раза на РН «Энергия». Пятое место тоже у нашего двигателя — РД-264 на топливной паре несимметричный диметилгидразин/азотный тетраоксид на РН «Днепр» работает с давлением в 207 атм. И только на шестом месте будет американский двигатель Спейс Шаттла RS-25 с двумястами тремя атмосферами.
Надежней
Каким бы ни был многообещающим по характеристикам двигатель, если он взрывается через раз, пользы от него немного.
Сравнительно недавно, например, компания Orbital была вынуждена отказаться от использования хранившихся десятилетиями двигателей НК-33 с очень высокими характеристиками, потому что авария на испытательном стенде и феерический по красоте ночной взрыв двигателя на РН Antares поставили под сомнение целесообразность использования этих двигателей дальше. Теперь Antares будут пересаживать на российский же РД-181. 
Большая фотография по ссылке Верно и обратное — двигатель, который не отличается выдающимися значениями тяги или удельного импульса, но надежен, будет популярен. Чем длиннее история использования двигателя, тем больше статистика, и тем больше багов в нем успели отловить на уже случившихся авариях. Двигатели РД-107/108, стоящие на «Союзе», ведут свою родословную от тех самых двигателей, которые запускали первый спутник и Гагарина, и, несмотря на модернизации, имеют достаточно невысокие на сегодняшний день параметры. Но высочайшая надежность во многом окупает это.
Доступней
Двигатель, который ты не можешь построить или купить, не имеет для тебя никакой ценности. Этот параметр не выразить в числах, но он не становится от этого менее важным. Частные компании часто не могут купить готовые двигатели задорого, и вынуждены делать свои, пусть и попроще.
Несмотря на то, что те не блещут характеристиками, это лучшие двигатели для их разработчиков. Например, давление в камере сгорания двигателя Merlin-1D компании SpaceX составляет всего 95 атмосфер, рубеж, который инженеры СССР перешли в 1960-х, а США — в 1980-х.
Но Маск может делать эти двигатели на своих производственных мощностях и получать по себестоимости в нужных количествах, десятками в год, и это круто. 
Двигатель Merlin-1D. Выхлоп из газогенератора как на «Атласах» шестьдесят лет назад, зато доступно
TWR
Раз уж зашла речь о спейсэксовских «Мерлинах», нельзя не упомянуть характеристику, которую всячески форсили пиарщики и фанаты SpaceX — тяговооруженность. Тяговооруженность (она же удельная тяга или TWR) — это отношение тяги двигателя к его весу. По этому параметру двигатели Merlin с большим отрывом впереди, у них он выше 150.
На сайте SpaceX пишут, что это делает двигатель «самым эффективным из всех когда-либо построенных», и эта информация разносится пиарщиками и фанатами по другим ресурсам. В английской Википедии даже шла тихая война, когда этот параметр запихивался, куда только можно, что привело к тому, что в таблице сравнения двигателей этот столбец вообще убрали.
Увы, в таком заявлении гораздо больше пиара, нежели правды. В чистом виде тяговооруженность двигателя можно получить только на стенде, а при старте настоящей ракеты двигатели будут составлять меньше процента от ее массы, и разница в массе двигателей ни на что не повлияет.
Несмотря на то, что двигатель с высоким TWR будет более технологичным, чем с низким, это скорее мера технической простоты и ненапряженности двигателя. Например, по параметру тяговооруженности двигатель F-1 (94) превосходит РД-180 (78), но по удельному импульсу и давлению в камере сгорания F-1 будет заметно уступать.
И возносить тяговооруженность на пьедестал как самую важную для ракетного двигателя характеристику, по меньшей мере наивно.
Цена
Этот параметр во многом связан с доступностью. Если вы делаете двигатель сами, то себестоимость вполне можно подсчитать. Если же покупаете, то этот параметр будет указан явно.
К сожалению, по этому параметру не построить красивую таблицу, потому что себестоимость известна только производителям, а стоимость продажи двигателя тоже публикуется далеко не всегда.
Также на цену влияет время, если в 2009 году РД-180 оценивался в $9 млн, то сейчас его оценивают в $11-15 млн.
Вывод
Как вы уже, наверное, догадались, введение было написано несколько провокационно (простите). На самом деле, у ракетных двигателей нет одного параметра, по которому их можно выстроить и четко сказать, какой самый лучший.
Если же пытаться вывести формулу лучшего двигателя, то получится примерно следующее:Самый лучший ракетный двигатель — это такой двигатель, который вы можете произвести/купить, при этом он будет обладать тягой в требуемом вам диапазоне (не слишком большой или маленькой) и будет эффективным настолько(удельный импульс, давление в камере сгорания), что его цена не станет неподъемной для вас. Скучно? Зато ближе всего к истине. И, в заключение, небольшой хит-парад двигателей, которые лично я считаю лучшими: 
Семейство РД-170/180/190. Если вы из России или можете купить российские двигатели и вам нужны мощные двигатели на первую ступень, то отличным вариантом будет семейство РД-170/180/190. Эффективные, с высокими характеристиками и отличной статистикой надежности, эти двигатели находятся на острие технологического прогресса. 
Be-3 и RocketMotorTwo. Двигатели частных компаний, занимающихся суборбитальным туризмом, будут в космосе всего несколько минут, но это не мешает восхищаться красотой использованных технических решений. Водородный двигатель BE-3, перезапускаемый и дросселируемый в широком диапазоне, с тягой до 50 тонн и оригинальной схемой с открытым фазовым переходом, разработанный сравнительно небольшой командой — это круто. Что же касается RocketMotorTwo, то при всем скептицизме по отношению к Брэнсону и SpaceShipTwo, я не могу не восхищаться красотой и простотой схемы гибридного двигателя с твердым топливом и газообразным окислителем.
F-1 и J-2 В 1960-х это были самые мощные двигатели в своих классах. Да и нельзя не любить двигатели, подарившие нам такую красоту:
РД-107/108. Парадоксально? Невысокие параметры? Всего 90 тонн тяги? 60 атмосфер в камере? Привод турбонасоса от перекиси водорода, что устарело лет на 70? Это все неважно, если двигатель имеет высочайшую надежность, а по стоимости приближается к «большому глупому носителю». Да, конечно, когда-нибудь и его время пройдет, но эти двигатели будут жить еще лет десять минимум, и, похоже, поставят рекорд по долголетию. Не получится найти более успешный двигатель с более славной историей.
Использованные источники
- Материал во многом базируется на вот этой сводной таблице из английской вики, там стараются на каждую цифру дать ссылку и держать материал актуальным.
- Полная картинка КДПВ с копирайтами, которые пришлось отрезать при кадрировании — тут.
Похожие материалы по тегу «незаметные сложности».
Беседы о ракетных двигателях
Беседы о ракетных двигателях > Статьи > Изучаем ракетные двигатели > Практические уроки > Расчёт камеры ЖРД > Урок 08. Тепловой расчёт камеры. Способ второй – лирический (ч.4)
Автор публикации: Дмитрий Завистовский · 5 декабря 2015 · Комментариев нет
Мы продолжаем рассматривать особенности теплового расчёта и сегодня поговорим о том, как определить температуру продуктов сгорания в камере сгорания.
Если помните, при определении парциальных давлений газов мы задавались тремя значениями температуры в окрестности ожидаемой. Однако мы так и не выяснили, каково же её действительное значение. Для определения температуры можно использовать уравнение сохранения энергии, выраженной через энтальпии топлива и продуктов сгорания. Т.е.
, согласно этому закону можно утверждать, что полная энтальпия топлива равна полной энтальпии продуктов сгорания на входе в сопло при температуре, равной температуре газов в камере сгорания. Полную энтальпию топлива мы с Вами считать уже умеем. Если что-то подзабылось, вернитесь к уроку 3.
Остаётся дело за малым – определить полную энтальпию продуктов сгорания при «не очень известной» температуре.
Здесь нам на помощь опять придут справочные данные. Значения полной энтальпии для простейших газов, таких как CO2, H2O, NO и пр., в зависимости от температуры известны и занесены в справочники. Посмотреть их можно, например, здесь.
Конечно, возникает некоторая сложность, связанная с тем, что значения энтальпии приведены только для вполне конкретных температур, и её промежуточные значения нужно как-то определить.
Здесь существует два пути: с помощью интерполяции находить промежуточные значения, вычислять полную энтальпию смеси и сравнивать с энтальпией топлива, либо можно выбрать значения для трёх заданных нами ранее температур, опять же вычислить полную энтальпию для этих трёх точек и построить по ним сглаживающий график.
Затем графическим путём определить температуру, соответствующую полной энтальпии топлива. Точность такого способа определения оказывается вполне приемлемой для тепловых расчётов (единицы Кельвинов), к тому же он, на мой взгляд, более удобен и не лишён некоторого изящества ???? .
Для вычисления полной энтальпии продуктов сгорания воспользуемся формулой
Здесь Mi – молярная масса i-го газа в кг/кмоль, численно равная относительной молекулярной массе.
Продолжим расчёт камеры на основе НДМГ+АТ, несколько отложенный в сторону с позапрошлого урока. Состав продуктов сгорания для Т1 = 3300 К; Т2 = 3400 К; Т3 = 3500 К мы посчитали. Определим полную энтальпию продуктов сгорания для этих температур.
Выпишем значения энтальпий составляющих газов и занесём их в таблицу. Также для удобства подсчитаем произведения энтальпий и молярных масс на соответствующие парциальные давления.
Т1 = 3300 К
| 104,1 | -221,0 | -5,655 | 100,2 | -100,6 | 143,2 | 197,0 | 280,6 | 110,4 | 310,7 | 420,9 | |
| 28 | 44 | 28 | 2 | 18 | 17 | 30 | 1 | 32 | 16 | 14 | |
| 1743 | 548,6 | 813,5 | 408,7 | 2156 | 151,7 | 43,95 | 73,97 | 39,10 | 19,15 | 2,205 | ∑pi = 6000 кПа |
| 181446 | -121241 | -4600 | 40952 | -216894 | 21723 | 8658 | 20756 | 4317 | 5950 | 928 | ∑Iп i·pi ==-58004 |
| 48804 | 24138 | 22778 | 817 | 38808 | 2579 | 1319 | 74 | 1251 | 306 | 31 | ∑Mi·pi ==140906 |
Таким образом полная энтальпия при Т1 = 3300 К
Аналогично поступаем для двух других температур.
Т2 = 3400 К
| 107,9 | -214,6 | -1,910 | 103,9 | -95,09 | 147,0 | 200,8 | 282,7 | 114,4 | 312,8 | 423,0 | |
| 28 | 44 | 28 | 2 | 18 | 17 | 30 | 1 | 32 | 16 | 14 | |
| 1716 | 504,7 | 841,8 | 434,1 | 2067 | 193,6 | 57,08 | 97,53 | 55,31 | 29,94 | 3,248 | ∑pi = 6000 кПа |
| 185156 | -108309 | -1608 | 45103 | -196551 | 28459 | 11462 | 27572 | 6327 | 9365 | 1374 | ∑Iп i·pi ==8351 |
| 48048 | 22207 | 23570 | 868 | 37206 | 3291 | 1712 | 98 | 1770 | 479 | 45 | ∑Mi·pi ==139295 |
Полная энтальпия при Т2 = 3400 К
Т3 = 3500 К
| 111,6 | -208,3 | 1,840 | 105,8 | -89,59 | 150,8 | 204,6 | 284,8 | 118,5 | 314,9 | 425,1 | |
| 28 | 44 | 28 | 2 | 18 | 17 | 30 | 1 | 32 | 16 | 14 | |
| 1684 | 457,2 | 870,8 | 464,4 | 1962 | 239,6 | 71,40 | 127,2 | 73,50 | 44,68 | 4,672 | ∑pi = 6000 кПа |
| 187934 | -95235 | 1602 | 49134 | -175776 | 36132 | 14608 | 36227 | 8710 | 14070 | 1986 | ∑Iп i·pi ==79392 |
| 47152 | 20117 | 24382 | 929 | 35316 | 4073 | 2142 | 127 | 2352 | 715 | 65 | ∑Mi·pi ==137371 |
Полная энтальпия при Т3 = 3500 К
Построим график и, отложив на оси ординат величину энтальпии топлива, найдём температуру продуктов сгорания. Как видно на рисунке, Тк ≈ 3405 К.
Аналогично посчитаем молярную массу продуктов сгорания для трёх температур по формуле
Значения числителя и знаменателя записаны в таблицах. Подставляем в формулу и получаем МПС1 = 23,49 кг/кмоль, МПС2 = 23,21 кг/кмоль, МПС3 = 22,90 кг/кмоль.
Строим график (см. рис.) и графически определяем для найденной температуры 3405 К значение молярной массы продуктов сгорания. МПС ≈ 23,19 кг/кмоль.
Также, нам понадобится газовая постоянная продуктов сгорания
Напоминаю, что Rμ = 8,314 кДж/(кмоль·К) — универсальная газовая постоянная.
На сегодня всё. Продолжим в следующем уроке.
Всем удачи!
В камере сгорания ракетного двигателя температура равна 3000
Что-то пошло не так.Ваш запрос не выполнен.
- Что-то пошло не так!
- Мы уже приступили к решению проблемы.
- Предлагаем воспользоваться альтернативным поиском в личном кабинете.
- Алтайский край
- Амурская область
- Архангельская область
- Астраханская область
- Белгородская область
- Брянская область
- Владимирская область
- Волгоградская область
- Вологодская область
- Воронежская область
- Еврейская автономная область
- Забайкальский край
- Ивановская область
- Иркутская область
- Кабардино-Балкарская Республика
- Калининградская область
- Калужская область
- Камчатский край
- Карачаево-Черкесская Республика
- Кемеровская область
- Кировская область
- Костромская область
- Краснодарский край
- Красноярский край
- Курганская область
- Курская область
- Ленинградская область
- Липецкая область
- Магаданская область
- Москва
- Московская область
- Мурманская область
- Ненецкий автономный округ
- Нижегородская область
- Новгородская область
- Новосибирская область
- Омская область
- Оренбургская область
- Орловская область
- Пензенская область
- Пермский край
- Приморский край
- Псковская область
- Республика Адыгея
- Республика Алтай
- Республика Башкортостан
- Республика Бурятия
- Республика Дагестан
- Республика Ингушетия
- Республика Калмыкия
- Республика Карелия
- Республика Коми
- Республика Марий Эл
- Республика Мордовия
- Республика Саха (Якутия)
- Республика Северная Осетия — Алания
- Республика Татарстан
- Республика Тыва
- Республика Хакасия
- Ростовская область
- Рязанская область
- Самарская область
- Санкт-Петербург
- Саратовская область
- Сахалинская область
- Свердловская область
- Смоленская область
- Ставропольский край
- Тамбовская область
- Тверская область
- Томская область
- Тульская область
- Тюменская область
- Удмуртская Республика
- Ульяновская область
- Хабаровский край
- Ханты-Мансийский автономный округ Югра
- Челябинская область
- Чеченская Республика
- Чувашская Республика
- Чукотский автономный округ
- Ямало-Ненецкий автономный округ
- Ярославская область
- Севастополь
- Республика Крым
- Контакты
- Пресс-центр
- Руководство
- Отзывы клиентов
- История
- Партнёры
- Вакансии
- Поставщикам
- Заказчикам
- Тарифы
- Документы
- Законодательство
- Специальный счет Техподдержка 8 800 77-55-800
- Поставщикам
- Заказчикам
- Тарифы
- Регламент
- Реквизиты
- Специальный счет
Техподдержка 8 499 653-9-900
- Поставщикам
- Заказчикам
- Тарифы
- Регламент
- Реквизиты
Техподдержка 8 499 653-9-900
- Поставщикам
- Заказчикам/ОВР
- Тарифы
- Регламент
- Реквизиты
- ЕРД
Техподдержка 8 499 653-9-900
- Покупателям
- Продавцам
- Тарифы
- Регламент
- Реквизиты
Техподдержка 8 499 653-77-00
- Разместить товар в каталоге
- Опубликовать объявление о покупке
- Тарифы
Техподдержка 8 800 775-99-59
- Поставщикам
- Тарифы
- Форма обратной связи
Техподдержка 8 800 533-79-44
ООО «РТС–тендер» использует файлы cookie, с целью персонализации сервисов и повышения удобства пользования веб-сайтом. «Cookie» представляют собой небольшие файлы, содержащие информацию о предыдущих посещениях веб-сайта. Продолжая использовать наш сайт, вы соглашаетесь, что мы можем использовать файлы cookie. Если вы не хотите использовать файлы «cookie», измените настройки браузера.
Илон Маск одобряет: сталь и другие металлы в ракетостроении
Американский бизнесмен известен не только благодаря своему электромобилю Tesla, но и компании SpaceX, которая с 2002 года занимается космическими программами, разработкой ракет-носителей и планирует отправить человека на Марс. «Зениты» — это продукт завода «Южмаш» из Днепра. Здесь есть в том числе и собственный металлургический комплекс. Ведь современная ракета состоит из множества различных материалов. Нашлось место и для стали в космосе.
Читать еще: Где находится датчик давления масла на двигателе ер6
Первые разработки в космонавтике
История современной аэрокосмической отрасли началась в конце 1930-х годов. Тогда германские ученые и предприниматели одними из первых начали разработку и производство ракет на жидком топливе. Потенциал этой техники, которая использовалась в военных целях и могла поражать объекты, расположенные за 200-250 км, рассмотрели противники Германии.
Они поняли, что творение немецких ученых можно использовать для чего-то большего. В середине сороковых годов прошлого века СССР, США и Великобритания устроили настоящую гонку в попытках заполучить один из секретов гитлеровской Германии – чертежи и специалистов, которые занимались разработкой ракеты V-2 (ФАУ-2). Немецкий конструктор Вернер Фон Браун принял решение переехать в США.
Вместе с ним на другой континент отправились и все сохранившиеся образцы ракет, на основе которых создавалась американская космическая программа. А вот СССР так не повезло. Стране достались лишь отдельные детали и элементы конструкций. И под руководством житомирянина Сергея Королева здесь по крупицам восстановили ФАУ-2 и усовершенствовали ее, создав собственную ракету Р-1.
Ее первый запуск состоялся в октябре 1948 года.
Советская ракета заметно отличалась от немецкого прототипа. Это было связано с конструкторскими возможностями, условиями работы и доступностью материалов. Ведь Германия создавала свою ракету фактически в разгар войны. Даже использование спирта в качестве ракетного топлива было вынужденной мерой – страна, воевавшая на два фронта, не имела достаточного запаса нефти.
В результате в Р-1 был несколько иной набор материалов, в том числе и металлов. В ФАУ-2 использовалось 87 марок и типов стали и 59 цветных металлов, в советской — 32 и 21 соответственно. Например, баки для топлива и окислителя были выполнены из алюминиево-магниевого сплава. А вот кожух ракеты, который скрывал под собой все ее основные компоненты, – из стальных листов.
Примечательно, что производство наследников ФАУ-2 освоили именно на «Южмаше». Это и были первые попытки использовать сталь в космонавтике.
Какие металлы используют в ракетах
Различные металлы составляют конструкционную основу современной космической техники. «Крылатый металл» алюминий перешел из авиации в ракетостроение. Но здесь выяснилось, что его свойства не до конца удовлетворяют потребности конструкторов. Он хоть легкий и пластичный, но недостаточно прочный. Поэтому чаще используют дуралюмин или дюралюминий, разработанный в Германии в начале ХХ века. В этом сплаве (а точнее – в целой группе сплавов) содержится не только алюминий, но и достаточное количество меди и марганца, которые повышают его прочность и жесткость. Однако такой материал плохо поддается сварке. Дюралюминиевые части, как правило, соединяют клепкой и болтами, что не гарантирует герметичность. Поэтому дуралюмин применяют в так называемых «сухих» отсеках ракет.
Читать еще: В рав 4 загорелось низкое давление в двигателе
В космонавтике чаще используются сплавы алюминия с магнием (до 6%), которые можно деформировать и сваривать.
Из подобного сплава был создан корпус первого искусственного спутника земли – того самого шарика, который в октябре 1957 года был выведен на орбиту Земли.
Также из алюминиево-магниевого сплава были изготовлены баки Р-7 – двухступенчатой баллистической ракеты, которая стала первой советской ракетой-носителем.
Космическая гонка между СССР и США привела к разработке и появлению большого количества более прочных сплавов на основе алюминия, в составе которых было до десятка компонентов. Но самыми прочными и легкими оказались сплавы из алюминия и лития.
Хоть сплавы «авиационного металла» остаются №1 по объемам использования в космической технике, но и сталь для авиационно-космической промышленности – незаменимый материал. Как в прошлом, так и сейчас. От цельных стальных корпусов, как у ФАУ-2, отказались после начала производства ракет, состоящих из нескольких ступеней. Но и сейчас есть космическая сталь – это различные марки «нержавейки».
Этот металл выигрывает у алюминиевых сплавов в жесткости. Конструкции из нержавеющей стали, которые должны выдерживать космические перегрузки и не деформироваться, получаются более компактными и легкими. К тому же сталь, даже самых экзотических марок, дешевле.
Сейчас из нержавеющей стали производят баки для ракетного топлива. При этом стенки этих огромных конструкций очень тонкие. Например, американский разгонный блок Centaur имеет толщину стенок 0,51 мм.
Чтобы это изделие высотой 12,68 м и диаметром 3,05 м не сминалось под собственным весом, его форму поддерживают за счет искусственно созданного внутреннего давления.
Фактически его надувают как воздушный шарик.
Третий по распространенности металл, который используют в ракетах – это медь. Он тяжелый и дорогой, но имеет фантастическую теплопроводность. Поэтому из медных сплавов (как правило, это хромистая бронза) делают внутреннюю стенку ракетного двигателя. Она выдерживает жар в 3000°C, который вырывается из сопел во время старта.
https://www.youtube.com/watch?v=98BDVfc4JAA\u0026t=10s
Среди других металлов, которые нашли свое место в ракетной технике, можно выделить титан и серебро. Они важны с технологической точки зрения. Но вот объемы использования – незначительные.
Ведь при выводе космического корабля на орбиту важен каждый килограмм, а удельный вес титана в 1,6 раза больше, чем у алюминия.
При этом металлический титан и его сплавы, равно как и серебро, гораздо дороже стали и алюминиевых сплавов.
Читать еще: Ваз 2106 ремонт двигателя своими руками замена прокладки
Перспективы стали в ракетостроении
В современном мире на замену металлам и сплавам (в частности, стали) все чаще приходят стекло- и углепластик. Космическая сфера – не исключение. Например, корпуса американских многоразовых космических челноков (шаттлов) имели систему тепловой защиты из семи разных волокнистых и керамических материалов.
Еще одна новация – использование больших 3D-принтеров, которые могут создавать цельные элементы космических кораблей сложной формы. Акцент на такую возможность делают некоторые частные космические фирмы.
Но что примечательно, среди используемых материалов – различные металлические сплавы.
Новая технология позволяет избежать сварки, гибки и других операций, которые, как мы помним, невозможны с некоторыми легкими металлами.
А что же думает Илон Маск о будущем космонавтики? Можно ли использовать сталь для космических аппаратов?
В конце 2018 года в одном из интервью он сообщил, что сверхтяжелая ракета-носитель Starship, которая сможет обеспечить доставку грузов на Луну и Марс, будет создана из нержавеющей стали. Это проще, дешевле и быстрее.
По его словам, 1 килограмм углеродного волокна стоит 135 долларов США. А с учетом отбраковки – до 200 долларов США. К тому же его нужно очень много. А вот цена 1 кг стали – около 3 долларов США. И она не является дефицитом, так как в мире много производителей листовой нержавеющей стали.
Уже разработаны и испытаны специальные сплавы, которые хорошо выдерживают перепады температур. Они устойчивы к внешним факторам и не дают микротрещин, которые могут привести к поломкам и авариям.
А нержавеющая сталь с добавлением хрома и никеля хорошо переносит и сверхнизкие температуры ракетного топлива.
Илон Маск уверен, что современные металлургические технологии позволят ему справиться с поставленными задачами. И поможет ему в этом AISI 301 – высокопрочная хромоникелевая немагнитная сталь.
В результате исследований, в марте 2019 года на заводе Маска было демонтировано многомиллионное оборудование для производства углепластикового корпуса ракеты, на который первоначально была сделана ставка.
А 29 сентября того же года во время презентации полноразмерного прототипа Starship от компании SpaceX, Маск сказал, что благодаря использованию стали, на материалы для одной ракеты будет потрачено не 400-500 млн. долларов США, а лишь 10 млн.
! И это будут корабли многоразового использования.
Так что сталь для космоса еще долго будет оставаться ключевым материалом.
Самые мощные однокамерные ЖРД
?
Honzales (honzales) wrote, 2018-07-18 11:05:00 Honzales honzales 2018-07-18 11:05:00 Category: Вот скоро минет 50 лет со дня, когда первый человек ступил на поверхность нашего естественного спутника — Луны, а всё не утихают споры сторонников «теории заговора», высасывающих из пальца всё новые и новые аргументы в пользу версии, что космический полёт Аполлонов с высадкой человека на Луну был аферой.Привлекаются мнения каких-то ученых (в основном — не имеющих никакого отношения к космонавтике в целом и проектированию ракет и их двигателей в частности).
ЖРД F-1 фирмы North American Rockwell, Rocketdyne (США),использовался на 1 ступени носителя Saturn-5:
Снимаются какие-то фильмы, где всё это, умело «упакованное» с применением типичных демагогических приёмов, выдаётся на потребу ищущих сенсаций зрителей, благо уровень критического мышления подавляющего большинства из них гораздо ниже плинтуса, а общая эрудиция и познания в физике и ракетно-космической технике и того ниже.
Однажды я уже рассказывал, что в СССР тоже был свой «лунный проект», основывающийся практически на тех же принципах и технических решениях, что и американский, но «не взлетевший», описывал и причины того, отчего от него СССР отказался.
Однако сторонники фейковости американских лунных экспедиций приводят всё новые, как им кажется, аргументы, «обосновывающие» их точку зрения.
Один из них — «американцы не могли создать двигатель F-1«, который стоял на 1-ё ступени «Сатурна-5», якобы потому, что «теоретическую невозможность этого» будто бы доказал известный советский конструктор ракетных двигателей В.П.Глушко.
Эту версию вытащили из «Воспоминаний ракетчика» Н.В. Лебедева (по образованию — горного инженера, строившего подземные защитные сооружения, пусковые установки и ракетные шахты), в которой он приводит услышанный им разговор Королёва с Келдышем:
: «…Браун нас не только догонит, но и первым окажется на Луне».
: «Ну, это исключено» – Королев уставился взглядом в возвышавшийся перед ним Протон. – «Он решил создать супердвигатель на 700-800 тонн тяги на криогенных компонентах топлива. Пусть поковыряется, пока не упрется в стену. Мы уже это проходили».: «Ну а если мы ошибаемся, и он сумеет преодолеть этот порог?»: «Как? Пальчиками перед носом помашет? Не смеши… »
И вот на этом-то основании сторонники фейковости американского проекта делают вывод, что сам Королёв «теоретически обосновал невозможность создания двигателя тягой свыше 700 тонн».
Хотя, если внимательно посмотреть текст тех же «воспоминаний…
«, становится ясным, что фраза вырвана из контекста, речь идёт о космической гонке и неверие Королёва основано на предположении, что для победы над высокочастотной неустойчивостью горения при больших размерах камеры сгорания в однокамерном двигателе требуется значительное время.
Далее, в качестве аргумента, подтверждающего версию о «невозможности», приводится мнение В.П.Глушко.
Н.Лебедев пишет:
как теоретическая, так и практическая НЕВОЗМОЖНОСТЬ создания однокамерного двигателя (F1) на криогенных компонентах топлива тягой в 700 тонн. Об этом говорил Королев (смотри выше), об этом знали все ракетчики-практики.
Откуда взялась «теоретическая» — непонятно.
Однако, у «практической» невозможности, я полагаю, «ноги растут» от мнения В.П.
Глушко, в своё время начинавшего работать с криогенными компонентами (советские аналоги V-2), уткнувшегося в проблему высокочастотной неустойчивости горения и решившего уйти от неё, перейдя к высококипящим компонентам, на которых ему практически удаётся создать однокамерный РД-270 по схеме «газ»-«газ» — к слову, с тягой в 630 т.
Такого же мнения придерживается и сайт www.lpre.de
…в 1960-х гг. В.П.Глушко считал, что разработка двигателей замкнутой схемы на топливной паре кислород—керосин связано с неприемлемо длительными сроками из-за неизученности рабочего процесса и сложности обеспечения его устойчивости.Лебедев, как работавший у Глушко, конечно же, разделяет его мнение.
Однако же в тех же «воспоминаниях…» Н.В.Лебедев пишет:
В середине 1965 академик Глушко года помог Челомею, не меняя идеи, резко упростить конструкцию, предложив для создаваемой первой ступени ракеты УР-700 двигатель РД-270 с тягой в 630 тонн.
Однако тут есть несколько довольно интересных нюансов — изначально тот же В.П. Глушко говорил о невозможности создания двигателей с тягой свыше 100 тонн, и об этом упоминает тот же Лебедев:
Долгие годы создать одиночный ЖРД тягой (даже, Н.Л.) свыше ста тонн считалось весьма проблематичным.
Однако, Фон Браун, как мы с вами знаем, проблему высокочастотной неустойчивости решить сумел, и в основе его технического решения этой проблемы лежат следующие принципы:
Максимальное увеличение числа форсунок в головке, с пропорциональной минимизацией расхода через одну форсунку. (В форсуночной головке двигателя F-1 устанавливается 2600 форсунок для кислорода и 3700 форсунок для керосина).Специальная геометрия расположения форсунок в головке и порядок чередования форсунок горючего и окислителя.
Специальная форма канала форсунки, благодаря которой при движении по каналу жидкости сообщается вращение, и при поступлении в камеру она разбрасывается в стороны центробежной силой.
Кроме того, в конструкции форсуночной камеры F-1 применялись антипульсационные перегородки, фактически поделившие одну большую камеру на ряд более мелких по размеру:
Аналогичные решения значительно позднее применялись на отечественных двигателях 14Д22, 14Д21:
Есть ряд отличий от американского решения в относительных размерах перегородок — но ведь существенно отличались и компоненты топлива, и их фазовое состояние, и давление в камере сгорания.
Приведём основные технические характеристики американского ЖРД F-1:
| Тяга на уровне моря, тУдельный импульс на уровне моря, секСостав смеси (окислитель/горючее)Степень расширения соплаДиаметр критического сечения, мДиаметр выходного сечения сопла, мДавление в камере сгорания, кг 1см2Температуры газов в камере, °СОхлаждение камеры сгорания и соплаОхлаждение сопловой приставкиУгол отклонения ЖРД, от оси, градГидропривод отклонения ЖРД | 691±1,5%2632,27±2%160,923,6663—653000регенеративное, горючимпленочное, выхлопнымигазами турбины±3работает на горючем высокого давления |
Для увеличения полетной нагрузки ракеты-носителя двигатель форсируется до 715 т с последующим переходом в полете на номинальный режим на 80-й сек для снижения перегрузок.
Сравнение однокамерных ЖРД F-1 и РД-270ЖРД первой ступени «Сатурна-5» и УР-700 или Р-56
- Предназначение Сатурн-5 УР-700/Р-56
- Изготовитель Rocketdyne ОКБ-456 (сегодня НПО Энергомаш)
- Руководитель Роберт Биггс Валентин Глушко
- Разработка 1959-1971 гг. 1962-1969 гг.
- Эксплуатация 1967-1973 гг. нет
- Топливо керосин гептил (несимметричный диметилгидразин)
- Окислитель жидкий кислород тетраоксид диазота
- Соотношение ок/г 2,27 2,67
- Схема открытая закрытая с полной газификацией компонентов
- Давление в КС 7 МПа 26,1 МПа
- Удельный импульс 263 сек (А9-14) 301 сек
- Тяга у земли 6,77 МН (А9-14) 6,272 МН
- Тяга в пустоте 7,77 МН (А9-14) 6,713 МН
- Полная масса 9115 кг 5603 кг
- Сухая масса 8353 кг 4770 кг
ЖРД РД-270, планировался к использованию на первой ступени проектировававшихся в СССР носителей УР-700 или Р-56:
К сожалению, РД-270 так и не вышел на «финишную прямую»:
Второй этап работ проводился после выхода постановления Правительства от 17 ноября 1967 г. о разработке эскизного проекта ракетно-космического комплекса УР-700 на базе двигателей РД-270 и проведении экспериментальных работ по двигателю для подтверждения основных технических решений эскизного проекта.
До конца 1967 было проведено еще 3 огневых испытания, которые показали, что возможен запуск двигателя без порохового стартера. Все испытания имели аварийный исход. Самым удачным был пуск двигателя № УД004, при котором удалось выйти на режим рк ~ 200 атм с продолжительностью работы на этом режиме 2 с.
Всего с 23 октября 1967 г. по 24 июля 1969 г. было проведено 27 огневых испытаний 22 доводочных двигателей. Три двигателя испытывались повторно, а один – трижды. Все испытания были кратковременные, при давлении в камере сгорания до 255 атм. При девяти испытаниях двигатель нормально выходил на основной режим и работал на этом режиме по заданной программе.
Все экспериментальные двигатели включали камеру сгорания с укороченным соплом, оба ТНА и оба ГГ. Регуляторы с целью ускорения начала стендовой отработки отсутствовали.
Испытания проводились на стенде № 2, который был специально реконструирован для доводки этого двигателя.
Доводку двигателя предполагалось в основном завершить в 1972 году. Должно было быть проведено 550 огневых испытаний на 200 двигателях, в том числе для летной сертификации (ЛКИ) планировалось испытать 45 двигателей.
P.S.
Принятые сокращения:
ЖРД — жидкостный ракетный двигатель — химический ракетный двигатель, использующий в качестве ракетного топлива жидкости, в том числе сжиженные газы.
Источники:
Загрузка...
