"Нет двигателя — и любая самая совершенная конструкция ракеты со всей ее начинкой мертва» В. П. Глушко"
В последние годы, частная космическая компания SpaceX,возглавляемая Илоном Маском, не перестает удивлять весь мир своими фантастическими успехами. Основной изюминкой космических транспортных систем этой компании считаются РН серии Falcon, и в частности двигатели Merlin 1, уже прозванным Илоном Маском как «самыми эффективными в мире».
Создается ложное впечатление, будто Space X в относительно короткий срок смогла создать двигатель, затмивший разработки в этой области таких гигантов как «Энергомаш» и «Rocketdyne». Давайте ознакомимся с современным миром ракетных двигателей и постараемся разобраться в такой не однозначной их характеристике как эффективность.
В 2012 году, компания Space X, проводила огневые испытания последней на данный момент модификации двигателя Merlin 1 – D. Во время этих тестов тяговооруженность двигателя была доведена до 150 единиц, позволившей Space X наречь его «самым эффективным в истории».
В области двигателестроения, тяговооруженностью называют соотношение тяги двигателя (в тс) к его сухой массе. В случае ракетных ЖРД обычно этим соотношением является тяга двигателей в вакууме (в тс) поделенная на его сухую массу (в тоннах). Данную характеристику форсили пиарщики и фанаты SpaceX - 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(у некоторых двигателей силовая ферма подвеса вовсе формируется в составе отсека а не самого двигателя, что уже делает его субъективно якобы легче), а при старте настоящей ракеты двигатели будут составлять меньше процента от ее массы, и разница в массе двигателей при стартовой массе ракеты в 500 тонн ни на что не повлияет. Несмотря на то, что двигатель с высоким TWR будет более технологичным, чем с низким, это скорее мера технической простоты 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 и не профессионально.
По данным википедии Merlin 1D способен развивать тягу у земли в 67т и 82т в вакууме (Melin 1D Vacuum), при массе около 500кг. На РН Falcon 9 1.1 используются 9 таких двигателей общей тягой в 600тс. По состоянию на 2019й год сайт Spacex сообщает, что тяга двигателя была доведена до 86т. а грузоподъемность F9 в одноразовой конфигурации доведена до 22т на НОО.
Разница между тягой двигателей у земли и в пустоте является типичной, и связанна с ухудшением характеристик двигателя в плотных слоях атмосферы. Сопротивление атмосферы увеличивается пропорционально размерам выхлопного сопла двигателя (суммарное сопротивление атмосферного давления лишь возрастает с увеличением площади реактивного выхлопа). Казалось бы, необходимо всего лишь минимизировать размеры сопла и улучшить характеристики двигателя. Однако с увеличение высоты сопротивление атмосферы уменьшается, а вместе с этим характеристики двигателя наоборот возрастают с увеличением размеров сопла.
Ключевым в данном случае является не абсолютный размер сопла, а степень расширения – отношение наибольшей площади сечения конуса сопла, к ее наименьшей площади сечения. Чем выше это значение, тем выше КПД двигателя в данной среде. Поэтому размеры сопла подавляющего большинства двигателей первой ступени ракет-носителей, представляют собой компромисс для оптимальных характеристик двигателей, как в атмосфере, так и в вакууме.
Тяговооруженность косвенно зависит от используемого топлива, и в отличие от таких характеристик как тяга и удельный импульс(Далее -УИ), не применима ко всем типам двигателей – твердотопливные ракетные системы сами по себе являются двигателями.
Наиболее высокой тяговооруженностью отличаются ЖРД работающие на смеси гептила и тетраоксида диазота. Так двигатели РД 275М («Энергомаш») ракеты носителя Протон М обладают самой высокой в мире тяговооруженностью – более 170 (тяга в пустоте 187т, масса двигателя 1,1т). Их «старший» брат РД 270(ЖРД с полной газификацией), разрабатывавшийся в свое время для не летавшей РН Ур 700, имел тяговооруженность в 200 единиц! Тем более удивительно что речь идет о двигателях закрытого цикла (см. ниже). Такие характеристики достигаются из-за самовоспламеняющегося топлива, благодаря которому сильно упрощается конструкция (и масса) ракетных двигателей. В тоже время подобные двигатели обладают довольно высокими параметрами удельного импульса (285с для РД 275М).
Удельный импульс, выражает время, в течение которого двигатель развивает тягу в 1 ньютон (1N = 1кгс/0,102), используя 1кг топлива. Чем выше удельный импульс, тем меньше двигателю требуется топлива для сообщения ракете определенного количества движения. В противоположность тяговооруженности, эту величину инженеры чаще всего и принимают за показатель эффективности двигателя.
Современные водородные двигатели являются самыми эффективными среди всех типов использующихся ЖРД. Наибольшим значением УИ обладал советский РД 0120 (455с в вакууме и тягой в 200тс) и Российский РД 0146(472с в вакууме и тягой от 7,5 до 10тс)
Наиболее высоким значением УИ на уровне моря обладает RS 68 (365с и тягой в 295тс) фирмы Rocketdyne, используемый на единственной в мире полностью водородной РН Дельта 4. Водородные ЖРД в тоже время обладают наименьшими значениями тяговооруженности (в пределах 50-75 единиц), которая игнорируется из-за высоких энергетических возможностей данных ЖРД. Это позволяет с избытком компенсировать «лишние» сотни килограммов двигателя, по сравнению с остальными ЖРД с высокой тяговооруженностью.
Впрочем, высокая цена водородных ЖРД (около 20млн$ для RS 68) до сих пор заставляет инженеров использовать на первых ступенях компромиссные варианты, чаще всего с керосиновыми ЖРД.
Наибольшим удельным импульсом на уровне моря (311 сек) среди керосиновых ЖРД обладают двигатели РД 171, РД 180 (урезанная на ½ версия РД 171 с тягой в 384тс) и РД 191 (урезанная на ¼ версия РД 171 с тягой в 196тс) НПО«Энергомаш». РД0124 КБ хим автоматики использующийся в «Блоке И», третьей ступени ракеты-носителя «Союз-2.1б» В свою очередь, получил статус самого высокоэффективного кислородно-керосиновый ЖРД в мире(359с в пустоте и тягой в 30тс)
Абсолютным чемпионом в категории самых совершенных «Керосиновых пустотных ЖРД» оказался 11Д58МФ (Двигательная установка разгонного блока дм03 для Ангары А-5) Применив различные мероприятия, по увеличению степени расширения сопла до 1:500, и отказавшись от завесного охлаждения камеры, инженеры РКК Энергия смогли достичь рекордного показателя удельного импульса в 372 сек.
Тяговооруженность данных двигателей не превышает 90 единиц. На фоне этих шедевров технической мысли, эффективность Merlin 1D выглядит довольно скромно (282 сек), хотя и доминирует по тяговооруженности среди керосиновых ЖРД.
Показатель удельного импульса Merlin 1D в пустоте, вовсе уступает советскому аналогу с открытой схемой РД107(первому советскому двигателю ракеты Восток) 1957го года производства. 311с для Merlin и 313с для РД 107. Сейчас же на РН Союз 2.1 устанавливают модификацию советского двигателя РД107 с индексом РД107А, который уже имеет показатель удельного импульса 320с
Подобная разница в характеристиках удельного импульса связанна с разным конструкторским подходом при проектировании двигателей:
— ЖРД «семейства» РД 170/171 выполнены по схеме закрытого цикла – для инициализации работы двигателя подается часть топлива (с избытком окислителя) в газогенератор, продукты сгорания(рабочие тело турбины)приводят в движение турбину, вращающую насосы топлива и окислителя. Поступающее топливо частью уходит на охлаждение сопла и далее в камеру сгорания, другая часть уходит на поддержание работы газогенератора, и бустерного насоса горючего(Часть топлива для работы бустреного преднасоса отбирается после первого рабочего колеса двухступенчатого насоса горючего). А для инициализации работы бустерного преднасоса оксислителя, отбирается часть окислительного газа после газогенератора, и далее после турбины по газоотводу смесь поступает в камеру сгорания. Цикл замыкается и повторяется до исчерпания топлива в баках. При этом камера сгорания у ЖРД закрытого цикла существенно меньше, чем у ЖРД открытого цикла. Как вы, наверное догадались это обеспечивает высокие значения давления в камере сгорания (обычно в 200 атмосфер и более) и большую степень расширения сопла двигателей, позволяющее ЖРД давать высокую эффективность (удельный импульс) в атмосфере планеты.
Недостатки — высокая нагрузка на турбину двигателя, относительно высокая сложность и стоимость подобных двигателей.
— ЖРД семейства Merlin и РД 107/108 (РН Союз) являются типичными представителями двигателей открытого цикла. Рабочее тело турбины двигателя (поступающее из газогенератора), замыкается не на камере сгорания, а выводится во внешнюю среду вместе с частью топлива, лишь частично участвуя в создании дополнительной тяги. Для компенсации потерь КПД можно повысить давление в газогенераторе, увеличивающий эффективность турбины и соответственно давление в камере сгорания (которое составляет около 100 атмосфер) Но стоит учитывать то обстоятельство, что давление в камере более 100-150 атмосфер нерационально, так как необходимое для этого увеличение давления подачи топлива требует соответствующего увеличения мощности ТНА. При этом расход топлива на привод турбонасосного агрегата(ТНА) возрастает настолько, что выигрыш в удельном импульсе двигательной установки за счет увеличения давления не получается. Таким образом, применение замкнутой схемы не только повышает удельный импульс двигательной установки по сравнению с установкой открытой схемы, но и дает возможность дальнейшего увеличения удельного импульса за счет увеличения давления в камере. Необходимо отметить что, двигатели открытой схемы проще, надежнее, легче и дешевле ЖРД закрытого цикла.
Из недостатков следует отметить низкую степень расширения сопла двигателя и соответственно меньшие значения удельного импульса при работе в атмосфере планеты (263/257с для РД 107/108 и 255с для RS 27A).
Сравнивая двигатели первой ступени, следует отметить, что тяговооруженность двигателя не имеет прямого отношения к тяговооруженности всей ступени. При равной тяге ракетных двигателей определяющее значение будет иметь не их сравнительная тяговооруженность, а именно удельный импульс. Как мы говорили, чем выше его значение, тем меньше топлива использует ЖРД для сообщения импульса разгона определенной массы и, следовательно, тем выше тяговооруженность ступени ракеты-носителя.
Так тяговооруженность РН Falcon 9 1.1 составляет 1,2 (тяга 600тс/503т массы ракеты), а РН Зенит 2 с РД 171 1,5 (тяга 720т/470т массы ракеты) при схожей полезной нагрузке на НОО в 13т.
Для понимания подобного подхода отечественных конструкторов следует учитывать географическую специфику расположения российских и американских космодромов. Последние находясь южнее, на экваторе, и имеют до 30% энергетическое преимущество благодаря большему вкладу вращения Земли (дополнительные ~200 м/с). Поэтому высокая тяговооруженность является обычным явлением для отечественных ракет-носителей (1,5-1,7 для РН Энергия и Н1, против 1,1 для Сатурн 5). А как мы уже поняли, тяговооруженность непосредственно ракетного двигателя не имеет для этого ключевого значения.
Так Российский Союз 2.1б стартующий с космодрома Плесецк выводит 8.25т полезной нагрузки на НОО и 1.8т на ГПО. В то же время Союз СТ-Б(Версия союз2.1Б стартующего с космодрома Куру в французской гвиане) способен поднять уже 9.2т на НОО и целых 3.25т на ГПО. И того получается , энергетическая разница в расположение космодромов на примере составила: 15% для ННО и 45% для ГПО
Впрочем, в СССР все же был создан керосиновый двигатель, сочетавший в себе высокую тяговооруженность и большой удельный импульс. ЖРД НК 33 от ОКБ Кузнецова, созданный на основе двигателя НК 15 лунной ракеты Н 1, при тяговооруженности в 136 (171тс/1,25т), имел удельный импульс в 297с (на уровне моря). Современная модификация двигателя используется на РН Анатерес, частной компании Orbital Sciences (AJ26). Российская модификация НК 33-1 использующаяся на РН Союз 2,1в, на старте развивает тягу уже в 185тс при удельном импульсе в 305с! От базовой версии НК 33, данный двигатель отличается, прежде всего, наличием системы управления вектором тяги (УВТ).
В дальнейшем на НК 33-1 планируется использовать выдвигающийся на больших высотах сопловой насадок, заметно улучшающий технические характеристики двигателя.
Цена вопроса.
Несомненно, что одной из главных «характеристик» любого вида техники, является ее стоимость. Из-за большой разницы в технических характеристиках двигателей, предпочтительнее было бы сравнивать их относительные ценовые величины. В данном случае этой величиной приближенно является отношение цены ЖРД к его тяге ($/тс).
Очевидно что цена растет пропорционально сложности двигателя и его эффективности.
Так RS 68 стоящие на РН Дельта 4, обходятся НАСА по 60 000$/тс тяги (20 млн $).
Керосиновый ЖРД с большей тягой, но меньшим удельным ипульсом РД 180 (РН Атлас 5) номинально обходится НАСА вдвое дешевле – в 30 000$/тс (11 млн $).
РД 191 стоящий на «вооружении» РН Ангара, в относительных ценах считается одним из самых дорогих в мире керосиновых ЖРД – 36 000$/тс (250 млн руб).
Для сравнения, цена РД 171, на основе которого созданы РД 180/191, находится в пределах 22 000$/тс (13-15 млн $). Такой разброс отчасти объясняется тем, что два последних двигателя создавались для внутреннего рынка США, в частности для РН Атлас 5 (РД 180 как главный двигатель центрального блока)
Наиболее «дешевым» двигателем закрытого цикла можно считать ЖРД НК 33-1. При условии восстановления производства цена модификации НК 33-1 для новой РН «Союз 2-3» может составить до 25 000$/тс (4,5 млн $). Официально НК 33-1 будут использоваться до истощения старых запасов НК 33 и заменены на двигатели РД 193.
Merlin 1D с примерной ценой в 15 000 $/тс (~1 млн $), очень удачно «влился» во внутренний рынок ракетных двигателей США. После закрытия программы Аполлон, США полвека делали акцент на разработках криогенных (водородных), токсичных (гептил) и твердотопливных ракетных системах. Последствия данного подхода мы и наблюдаем сегодня – опережая Россию по части разработки и эксплуатации криогенных ЖРД и ТРД, США сильно отстали по части разработки уже керосиновых ЖРД.
Даже при условии разработки в США собственных керосиновых ЖРД, весьма сомнительно, что они смогут конкурировать по степени совершенства и цене с российскими двигателями и тем более с «бюджетными» детищами Space X. Поэтому у Илона Маска и Ко есть все основания оптимистически смотреть на будущее своих разработок. Разработок крайне удачных, надежных и перспективных, к которым вовсе не обязательно «примерять» спорные эпитеты, давно заслуженные другими талантливыми разработчиками.
