Ракетные двигатели: в погоне за скоростью, (в 40 частях)

В данном посте речь пойдёт о ракетах, взлетающих с земли и о двигателях для них. Сделаем кратенький экскурс в теорию, постараемся рассказать о современных типах ракетных двигателей и топлива

Во всём мире признают колоссальный вклад нашего соотечественника К.Э. Циолковского в развитие теории реактивного движения. Одним из его наиболее известных достижений является формула, выведенная в 1897 году.

О чём эта формула? Она показывает скорость, которую может развить ракета. Прелесть в том, что принципиально эта скорость зависит лишь от двух вещей: какую массу рабочего тела потеряет ракета за период разгона, и с какой скоростью истекает эта масса.

Это могут быть продукты сгорания ракетного топлива, но с тем же успехом можно откладывать кирпичи или стрелять из пистолета. Мы будем стрелять из «берданки».

Диаметр пули, мм: 10.67
Диаметр фланца, мм: 13.44
Вес пули, г: 24
Вес патрона, г: 39.24
Начальная скорость пули, м/с: 437

Представим покоящийся в вакууме и невесомости космический аппарат с исходной массой 10 кг. В качестве двигателя у него наша «берданка». Для чистоты эксперимента оснастим её идеальным дульным тормозом и представим, что в вакууме начальная скорость пули не изменится. После выстрела аппарат полегчает на 24 г (не будем усугублять картину массой сгоревшего пороха). Подставим данные в формулу и увидим, что аппарат разгонится примерно до 3,8 км/ч.

Проведём тот же опыт с винтовкой Мосина. Если «берданка» заряжена дымным порохом, у которого процентов 60 массы расходуется на клубы густого сизого дыма, то «трёхлинейка» в этом плане является вполне себе современной машиной. Ранний вариант пули имел округлый носок и по современным меркам несколько тяжеловат.

Диаметр пули, мм: 7.9
Диаметр фланца, мм: 12.4
Вес пули, г: 13.5
Вес патрона, г: 22.5
Начальная скорость пули, м/с: 775

Проверим, насколько теперь разгонится наша экспериментальная ракета с одного выстрела. Если округлять с той же точностью, опять получится 3,8 км/ч.

Не только пуля «мосинки» весит меньше. Легче и весь патрон. Получается, при равном весе патронташа боец, вооружённый винтовкой Мосина, носит с собой в 1,77 раза большее количество движения, чем солдат, вооружённый винтовкой Бердана…

Из этого мысленного эксперимента можно сделать вывод, что удельный импульс ракетного двигателя является важнейшим показателем его эффективности. У «мосинки» он составляет 775 м/с. Много это или мало?

Когда говорят о ракетных двигателях, чаще оперируют понятием удельной тяги. Если удельный импульс – скорость истечения рабочего тела, то удельная тяга это время, в течение которого двигатель способен создавать тягу в 1 Н (примерно 102 грамма силы), израсходовав при этом 1 кг рабочего тела. Пересчитать удельный импульс в удельную тягу можно, поделив его на величину ускорения свободного падения, которая составляет 9,81 м/с2. Для нашего крайнего случая получим примерно 79 с. Взглянем на характеристики двигателя первой советской баллистической ракеты «Р-1» (копии небезызвестной «ФАУ-2»).

Двигатель «РД-100», 1948 год, СССР:

Макс тяга, тс: 316
Макс. удельная тяга, с: 242
Давление в камере сгорания, атм: 16.2
Масса, кг: 1 206
Горючее: 75% водный раствор этилового спирта
Окислитель: жидкий кислород

Что из этого следует? Прежде всего, можно сказать, что «Искандеры» и «Тополя» появились не из-за чьей-то прихоти – забрасывать с их помощью смертоносный груз на большие дистанции намного эффективнее, чем при помощи пушек.

Итак, нам нужна высокая скорость истечения рабочего тела. Тогда мы сможем увеличивать полезную нагрузку, уменьшать массу топлива, объём и вес баков. Будем снижать количество (и стоимость) необходимых материалов и человеко-часов, затрачиваемых на изготовление изделия, будет проще инфраструктура стартового комплекса. С меньшим количеством топлива всё будет проще и лучше. Как увеличить скорость?

Раньше всех в качестве ракетного топлива был применён всё тот же дымный порох. Когда появился бездымный, стали использовать и его. Эти виды ракетного топлива так и называются: «баллиститные», то есть те, что используются для метания снарядов и пуль. Сожжём немного пороха на горизонтальной поверхности.

Образовавшийся газ разлетится в разные стороны. Если поместить это же количество в замкнутый объём с дыркой, то при сгорании внутри этого объёма возрастёт давление. Скорость истечения газа через дырку будет намного больше, чем скорость свободного «разлёта». Направление движения газа тоже будет строго локализованным. Мы получили два фундаментальных конструктивных элемента ракетного двигателя: камеру сгорания и сопло. Чем меньше диаметр сопла, тем выше поднимется давление, отчего скорость истечения газа возрастёт. Итак, появляется важнейшая характеристика – давление в камере сгорания.

Ещё каким-то образом топливо нужно в камеру сгорания доставлять. Если топливо твёрдое, тогда наиболее очевидный способ – положить его туда целиком. Оно будет гореть, обеспечивая создание тяги в течение определённого времени. Двигатели на баллиститном топливе использовались и в снарядах для «Катюш», и в ранних тактических ракетах.

Тактический ракетный комплекс «Луна-М», 1961 год, СССР:

Макс. стартовый вес, кг: 2 486
Вес боевой части, кг: 420
Макс. дальность, км: 68

Схематическую модель такой ракеты сделать очень легко. Нужно взять длинную полоску бумаги, пропитать калиевой селитрой и скрутить в тугой рулон, оставив канал по центру. Один из концов нужно заглушить, и синей изолентой примотать деревянную жёрдочку для стабилизации полёта. Заряд только нужно поджигать в самой глубине – около глухого конца. Калиевую селитру, конечно, в наше время днём с огнём не сыщешь, но её можно сделать. Не верьте роликам, где её получают из хлорида калия и нитрата аммония. Это обратимая реакция, в результате которой получается смесь из 4 веществ. Может, напишу отдельный пост.

Как только мы заключим эту модель в картонный корпус и добавим аккуратно вылепленное из обожжённой глины сопло с удобообтекаемым каналом, она полетит намного выше. Это уже будет «взрослое» изделие, достойное моделиста-профессионала. Останется только заменить бумажное топливо карамельным (на сахарочке, да со щепоткой оксида железа), и можно выходить на соревнования.

На видео парень запускает нечто среднее: керамического сопла нет, корпус присутствует, топливо бумажное без катализатора, но с добавлением сахара.

С точки зрения военного применения двигатель на твёрдом топливе обладает массой преимуществ. В первую очередь, он неприхотлив. Снаряженная твердотопливная ракета хранится десятилетиями и в любой момент готова к запуску. Конструкция предельно проста – производство стоит дёшево. Есть и минусы. Тягу регулировать невозможно: загорелось, и жди, пока догорит. Но для того, чтоб знать, куда попадёт ракета (в особенности неуправляемая), нужно иметь ровную и воспроизводимую кривую тяги. Значит, требуется обеспечить сгорание топлива с постоянной интенсивностью. Как этого добиться?

Представим трубку с толстыми стенками из баллиститного топлива. Если её поджечь одновременно изнутри и снаружи по всей площади, то внешний диаметр по мере сгорания будет уменьшаться, а внутренний – увеличиваться. При этом площадь поверхности горения будет оставаться постоянной. Именно такими шашками (по нескольку штук в параллель) снаряжались боеприпасы для «Катюш» и, в общем-то, все остальные «пороховые» ракеты.

Главным же «бичом» ракет на баллиститном топливе является самая маленькая удельная тяга. Есть проблемы и с корпусом: он должен быть прочным и жаростойким, а значит – тяжёлым. Вследствие сказанного, межконтинентальных ракет на баллиститном топливе не существует.

Есть две альтернативы. Во-первых, можно изобрести топливо с более высоким удельным импульсом, которое, вдобавок, будет плотно прилегать к стенкам корпуса. Выгорая по центру, оно будет принимать на себя часть нагрузки от давления. Тогда обечайку можно делать даже из пластика – высокие температуры будут действовать на корпус уже после отделения головной части. Примерно так и получаются современные ракеты на смесевом топливе. В частности, «Тополя» и «Ярсы».

Стратегический ракетный комплекс «Тополь-М», 1994 год, Россия:

Стартовый вес, кг: 46 500
Вес боевой части, кг: 1 200
Макс. дальность, км: 11 000

Вторая альтернатива – сделать маленькую, но очень прочную камеру сгорания, придумать, как её охлаждать и как туда подавать топливо. Так возникли жидкостные ракетные двигатели. Например, такие, как на «Р-7». Если кто не в курсе, знаменитый «Союз» создавался именно как носитель термоядерного заряда.

Межконтинентальная баллистическая ракета «Р-7», 1957 год, СССР:

Стартовый вес, кг: 283 000
Вес боевой части, кг: 5 400
Макс. дальность, км: 8 000

Для ЖРД существует много видов топлив, но те из них, что используются в наши дни, имеют более высокий удельный импульс, чем любое баллиститное и даже смесевое. Тем не менее, пути развития мирных и боевых ракет разошлись. В США уже очень давно отказались от боевого применения ракет на жидком топливе, и уже в 60-е годы на вооружении стояли твёрдотопливные смесевые.

Межконтинентальная баллистическая ракета «Minuteman-I», 1962 год, США:

Стартовый вес, кг: 29 700
Вес боевой части, кг: 450
Макс. дальность, км: 9 300

В СССР долго держались, но и у нас знаменитая «Воевода» потихоньку доживает свой век.

Межконтинентальная баллистическая ракета «Р-36М2», 1986 год, СССР:

Стартовый вес, кг: 211 400
Вес боевой части, кг: 8 730
Макс. дальность, км: 11 000

В гражданской сфере господствуют ЖРД. Как уже было сказано, эти двигатели имеют более высокую удельную тягу. С другой стороны, гражданские ракеты не нужно скрытно хранить десятилетиями, быстро перемещать с места на место, нет требования к простоте запуска, и, наконец, сами запуски – коммерческие. ЖРД, тем не менее, имеет свои непростые «заморочки». В них камеру сгорания, в отличие от «смесевиков», нужно очень эффективно охлаждать. Топливо нужно подавать с огромным давлением.

Какие способы подачи топлива существуют? В сущности, их две: вытеснительная и турбонасосная. В первом случае помимо баков с горючим и окислителем мы имеем ещё бак с нейтральным сжатым газом. Этот газ мы стравливаем в топливные баки, и под его давлением горючее и окислитель устремляются в камеру сгорания. Попутно топливо может сделать несколько витков вокруг внешних стенок камеры и сопла, охлаждая их. Подобная система использовалась в двигателе, установленном на советском истребителе-ракетоплане «БИ-1».

Двигатель «Д-1-А-1100», 1942 год, СССР:

Макс тяга, тс: 1.1
Макс. удельная тяга, с: 204
Давление в камере сгорания, атм: 19
Масса, кг: 48
Горючее: керосин
Окислитель: азотная кислота

В общем-то, конструктивно это относительно простая штука. Открыли кран, пошёл газ – пошло топливо. Закрыли кран – двигатель заглушен. Однако сегодня в мире нет ни одной «большой» ракеты, которая бы использовала эту схему. Почему? Есть недостатки.

Баллоны с вытеснительным газом держат очень высокое давление – даже в самом конце работы двигателя оно должно быть больше давления в камере сгорания. Стенки баллона толстые и прочные. Газ внутри него тоже кое-что весит. Вместе с тем, высокое давление должны выдерживать и баки с топливными компонентами, т.к. вытеснительная система сильно наддувает их. Значит – снова толстые и прочные стенки.

Одна специфическая область применения двигателей с вытеснительной подачей всё же есть. Поскольку движущихся частей там, нет, такие агрегаты очень надёжны. Посадочная ступень американского лунного модуля «LEM» имела всего один двигатель. Взлётный модуль – тоже. Отказ любого из них был бы фатален. Поэтому использовалась именно вытеснительная подача на сжатом гелии, а компоненты топлива были самовоспламеняющимися.

В случае с насосной подачей возможности намного шире. Вытеснительные ёмкости не нужны. Прочность стенок топливных баков ограничена только конструктивными соображениями (в теории, они даже могут быть мягкими). Есть, правда, турбонасосный агрегат, который должен развивать гигантское давление и иметь внушительную производительность.

Чем же крутить этот насос? Снова вспомним двигатель ракеты «Р-1». Там используется «внешний привод». Ракета была оснащена баками с перекисью водорода и водным раствором катализатора. Ещё был вытеснительный «бачок» со сжатым азотом. При помощи сжатого азота эти компоненты подавались в газогенератор. Перекись в присутствии катализатора интенсивно разлагалась и крутила турбину, на валу которой были расположены два насосных колеса: для горючего и окислителя. Отработанная парогазовая смесь выбрасывались восвояси.

Наш «Союз» в двигателях первой и второй ступеней до сих пор использует точно такую же схему. Принципиальным отличием является лишь то, что там используется твёрдый катализатор, который не расходуется.

Двигатель «РД-107А», 2001 год, СССР:

Макс тяга, тс: 96
Макс. удельная тяга, с: 320
Давление в камере сгорания, атм: 60
Масса, кг: 1 090
Горючее: керосин
Окислитель: жидкий кислород

Это ведь потери, да? Нужно возить с собой перекись, азот, газогенератор… Можно ли поступить как-то проще – крутить турбину, сжигая некоторую часть основных компонентов топлива? Да, впоследствии стали делать именно так. В этих двигателях продукты сгорания, отработав на турбине насосного агрегата, тоже выбрасываются в атмосферу. Почему не в камеру сгорания? Потому, что давление газа после турбины снижается и становится меньше, чем в камере. На картинках многих двигателей можно видеть скромную «трубку», которая идёт вдоль сопла до его среза – по ней как раз выбрасывается отработанный «насосный» газ.

Двигатель «Vulcain 1», 1996 год, Франция:

Макс тяга, тс: 114
Макс. удельная тяга, с: 433
Давление в камере сгорания, атм: 114
Масса, кг: 1 686
Горючее: жидкий водород
Окислитель: жидкий кислород

Этот двигатель устанавливали на французскую ракету «Ariane-5G». Сейчас используют более совершенный «Вулкан-2», но тоже с «трубкой». Ещё пример. Есть такое американское ракетное семейство «Falcon». На эти ракеты ставят двигатель «Merlin». У него тоже открытая схема.

Двигатель «Merlin 1D», 2013 год, США:

Макс тяга, тс: 75.6
Макс. удельная тяга, с: 311
Давление в камере сгорания, атм: 97
Масса, кг: 490
Горючее: керосин
Окислитель: жидкий кислород

Открытая схема, тем не менее, не идеальна. Отработанный насосный газ никак не заставишь вытекать с той же скоростью, что и основная масса продуктов сгорания – он уже потерял часть энергии на вращение турбины. Решить этот вопрос можно, если давление топлива на входе турбины будет намного выше, чем на входе камеры сгорания. Но этого нельзя достичь, так как и камера сгорания, и турбина питаются из одного источника. Выход очевиден: через турбину нужно прокачивать сразу весь объём. Но не устраивать же камеру сгорания прямо в турбонасосном агрегате! Во-первых, столько «дури» насосу не надо, а во-вторых, не существует турбины, которая выдержит этот гигантский тепловой поток.

Пустим тогда на турбину весь окислитель, но горючего добавим ровно столько, сколько нужно для привода насоса. Избыток окислителя поглотит часть выделяющейся теплоты – турбине будет не так тяжко. На выходе получим газообразный окислитель, к которому будет подмешано немного продуктов сгорания. Вот эту смесь дальше направляем в камеру. Горючее по старинке подаём в жидкой фазе. Получаем ЖРД замкнутого цикла с дожиганием «кислого» газа. Можно сделать наоборот. На турбину можно подавать весь объём горючего с небольшой добавкой окислителя. Данная схема называется замкнутой с дожиганием «сладкого» (чаще говорят «топливного» или «основного») газа.

Двигатель «НК-33», 1970 год, СССР:

Макс тяга, тс: 171
Макс. удельная тяга, с: 331
Давление в камере сгорания, атм: 147
Масса, кг: 1 240
Горючее: керосин
Окислитель: жидкий кислород

Этот двигатель стоял на двух последних экземплярах советской лунной ракеты «Н1Ф», которые были сняты прямо со стартовых столов и распилены на металлолом, так и не успев блеснуть своими возможностями. Замкнутая схема с дожиганием «кислого» газа. Сейчас модификацию этого двигателя по имени «НК-33А» ставят на легкую модификацию «Союза» с индексом «2-1В».

Другой пример, двигатель «RS-25», 1977 год, США:

Макс тяга, тс: 223
Макс. удельная тяга, с: 453
Давление в камере сгорания, атм: 192.7
Масса, кг: 3 390
Горючее: жидкий водород
Окислитель: жидкий кислород

Этого «зверя» ставили на «Спейс-Шаттл». Замкнутая схема с дожиганием «сладкого» газа.

Ещё одна «заморочка» ЖРД. Есть такое понятие как «коэффициент избытка окислителя». В чём суть: чтоб в соответствии с формулой химической реакции сжечь определённое количество горючего, требуется тоже вполне конкретное количество «молей» окислителя. Лишнее не прореагирует. Однако при высоких давлениях топливо сгорает – и тут же обратно диссоциирует на ионы компонентов. Потом, конечно, снова сгорает, но уже не в камере. Давление падает, удельная тяга тоже. Чтоб сгорание происходило надёжно и в нужном месте, окислителя подают в несколько раз больше. Чем выше давление в камере, тем больше должен быть избыток.

Нельзя прям вот так заявить, что этот избыток – лишний вес. В любом случае нам важна скорость истечения, пусть даже и того, что не прореагировало. В электрореактивных двигателях или в проектах ядерных рабочее тело вообще просто «выбрасывается в дырку», и ничего: удельная тяга – дай Бог каждому.

Двигатель «РД-0410», 1985 год, СССР:

Макс тяга, тс: 3.6
Макс. удельная тяга, с: 910
Масса, кг: 2 000
Основное рабочее тело: водород

Следует понимать, что помимо удельной тяги нужна высокая мощность, и она тем больше, чем выше расход рабочего тела в единицу времени. «Постороннее» вещество принимает на себя и значительную часть тепловой нагрузки – легче охлаждать камеру сгорания и сопло. Однако на разогрев рабочего тела тоже расходуется много энергии. Собственно, так и объяснили на пальцах, почему даже в вакууме удельная тяга по факту всегда намного меньше теоретической.

Требуемый излишек окислителя зависит и от качества смесеобразования в камере сгорания. У замкнутой схемы один из компонентов подаётся в виде газа, и ему уже не нужно испаряться, чтоб смешаться со вторым. В качестве «побочного» эффекта камера становится втрое короче, так как горение начинается ближе к её «голове». В результате, для достижения очень высоких давлений в камере сгорания замкнутую схему приходится применять неизбежно.

Отчего бы тогда вообще не сделать «кисло-сладкий» вариант и поднять давление ещё на сотню атмосфер? Такие двигатели есть, но на практике схема ЖРД с полной газификацией ещё не применяется.

Отечественный пример, «РД-270», 1967 год, СССР:

Макс тяга, тс: 685
Макс. удельная тяга, с: 322
Давление в камере сгорания, атм: 257.6
Масса, кг: 3 370
Горючее: НДМГ
Окислитель: АТ

Из приведённых выше примеров можно увидеть, что наиболее распространёнными топливными компонентами для ЖРД являются пары керосин + кислород, водород + кислород и несимметричный диметилгидразин (НДМГ) + азотный тетраоксид (АТ). При этом удельный импульс, за который мы так боремся, неизменно оказывается выше у кислород-водородного топлива.

Для наглядности приведём данные по весовой отдаче нескольких ракет-носителей при выведении нагрузки на низкую опорную орбиту. Весовая отдача – это когда мы делим массу полезной нагрузки на стартовый вес ракеты. Чем она выше – тем лучше. Ради справедливости отметим, что опорная орбита у всех немного разная, как и географическая широта запуска.

«Delta-IV Medium», США: 3,8% (кислород + водород на обеих ступенях)

«H-IIA», Япония: 3,4% (первая ступень твёрдотопливная, вторая и третья – кислород + водород)

«Протон-М», Россия: 3,26% (НГМГ + АТ на всех 3 ступенях)