Чудовість Муску. На магії «Мерліна» кладуть слово

«Це не двигун, і будь-який ракетний дизайн з усіма його начинками мертвий». В. П. Глушко

В останні роки приватна космічна компанія Space X, очолювана Елоном Муским, ніколи не перестає дивувати світ своїм фантастичним успіхам. Головною родзинкою космічних транспортних систем даної компанії вважається серія ракет Falcon, а зокрема двигуни Мерлін 1, вже прізвищовані «найефектніші в світі».

Це дає помилкове враження, що Space X в порівняно короткі терміни вдалося створити двигун, який закріпив розвиток в цій області гігантів, таких як Energomash і Rocketdyne. Під kata ми познайомимося з сучасним світом ракетних двигунів у популярній формі і спробуємо зрозуміти таку неоднозначну характеристику їх як ефективність.


У 2012 році X провів пожежні випробування останньої модифікації двигуна Merlin 1-D. Під час цих випробувань тяга двигуна була привезена до 150 одиниць, що дозволяють Space X називати його "найбільш ефективним в історії".

У полі моторної будівлі тяга називається співвідношенням тяги двигуна (в т) до її сухої маси. У разі ракетних двигунів, це співвідношення, як правило, тяга двигунів в вакуумі (тк) поділена її сухою масою (в т. т.).

Мерлін 1D здатний розвивати тягу біля землі в 67t і 82t в вакуумі (Melin 1D вакуум), з масою близько 600kg. Falcon 9 1.1 використовує 9 таких двигунів загальною тягаркою 600ts. Двигун не має власної системи управління вектором тяги (УВТ), а ракетний етап контролюється шляхом зміни тяги двигунів на протилежних осях, як і з Н 1 (поворотом для зменшення тяги і / або післягоряння для збільшення тяги вище номінального).

Двигуни Merlin 1D на Falcon 9 1.1

Відмінність тяги двигунів біля землі і в вакуумі характерна і пов'язана з погіршенням продуктивності двигуна в щільних шарах атмосфери планети. Атмосферний опір двигуна аеродинаміки підвищується пропорційно розміру витяжного сопла двигуна (Загальна стійкість до атмосферного тиску тільки підвищується при збільшенні площі струменевого витяжки). Здавалося б, необхідно лише мінімізувати розмір насадки і поліпшити характеристики двигуна. Однак, при збільшенні висоти, стійкість атмосфери знижується, і з цим, характеристики двигуна навпаки підвищують розмір насадки.

Ключ в цьому випадку не абсолютний розмір насадки, але ступінь розширення - співвідношення найбільшої площі перерізу сопла конуса до її найменшого перерізного ділянки. Чим вище це значення, тим вище ефективність двигуна в цьому середовищі. Таким чином, розмір форсунки великої більшості двигунів першого етапу ракетних транспортних засобів, що представляють собою компроміс для оптимальних характеристик двигунів, як в атмосфері, так і в вакуумі.

Тракція непрямо залежить від використовуваного палива, і на відміну від характеристик, таких як тяга і специфічна імпульс, вона не застосовується для всіх типів двигунів - твердих ракетних систем є двигунами в собі.

Найвища потужність тяги відрізняється LRD, що працює на суміші гептильу і діазотного тетраоксиду. Так двигуни РД 275М (Енергомаш) ракети-носіїв Proton M мають найвищу тягу в світі - більше 170 (трикут в порожнечі 187 тонн, вага двигуна 1.1 тонн). «старший» брат РД 270, розроблений в один раз для нефлілінга Ура 700, мав тягу 200 одиниць! Це особливо актуально для двигунів закритого циклу (див. нижче). Такі характеристики досягаються завдяки самозапаленому паливі, що значно спрощує конструкцію (і вагою) ракетних двигунів. У той же час такі двигуни мають досить високі специфічні імпульсні параметри (285 к для РД 275 М).

RD 275M, Російська модифікація базового радянського двигуна RD 253 для ракети серії Proton (вага завантаження збільшена на 750 кг)


Специфіка імпульсу (разом, зазначених як специфічна тяга) висловлює час, під час якого двигун розвивається тяга 1 newton (1N = 1 кгf / 0.102) за допомогою 1 кг палива. Чим вище y.i., тим менше двигун вимагає палива для спілкування корисного навантаження певної кількості руху. На відміну від тяги, інженери часто приймають це значення як показник ефективності двигуна.

Сучасні водневі двигуни є найбільш ефективним серед всіх типів двигунів. Найбільше значення У.І. мала радянський РД 0120 (455 к в вакуумі і тягу в 200 т). Найвища вартість на рівні моря має RS 68 (365c і тягу 295ts) від Rocketdyne, що використовується тільки на весь світ водневим Прованс 4. У Гідрогенні світлодіоди одночасно мають найнижчі значення тяги (в 50-75 одиниць), які ігноруються через високі енергетичні можливості цих світлодіодів. Це дозволяє компенсувати надлишок «екстра» декількох тонн двигуна, у порівнянні з іншими двигунами з високою тягаркою.
Тим не менш, висока ціна водневих двигунів (близько 20 млн дол. США для ГС 68) все ще змушує інженерів використовувати оптимальні параметри на перших стадіях, найчастіше з гасовим двигунами.

Візуальний стіл впливу ступеня розширення на ефективність кріогенних двигунів в різних середовищах

Зліво вправо: RS 68, Vulcain, RS 25, RD 0120

Чемпіон в вузькому розумінні. Найбільший специфічний імпульс на рівні моря (311 сек) серед гасних двигунів РД 171, РД 180 (розрізати по версії 1⁄2 РД 171 з тягаром в 384ts) і РД 191 (розрізати по 1⁄4 версії РД 171 з тягаром в 196тс) НПО Енергомаш. Вага цих двигунів не перевищує 90 одиниць. На фоні цих шедеврів технічної думки, ефективність Merlin 1D виглядає досить скромно (285 сек), хоча вона домінує у тяговому трактуванні серед гасових двигунів.

РД 171/180/191

Список найвідоміших громадських організацій Енергомаш

Аналогічна відмінність характеристик пов'язана з різним дизайнерським підходом при розробці двигунів:

- Сім'я РД 170/171 виготовляється за схемою закритого циклу - тиск наноситься на газовий генератор для ініціалізації роботи двигуна, гази, з яких приводять турбіну, що обертає паливо і оксидантні насоси. Вхідна паливна частина йде на охолодження сопла, а потім в камеру згоряння, інша частина йде для підтримки роботи газогенератора разом з окислювачем, а потім після турбіни суміш надходить в камеру згоряння. Весь закритий цикл повторюється до виходу палива в баках. При цьому камера згоряння закритого циклу LRD значно менша, ніж у відкритому циклі LRD. Як ви, ймовірно, вгадали, це забезпечує високі значення тиску в камері згоряння (зазвичай 200 атмосфери або більше) і більший ступінь розширення форсунки двигуна, що дозволяє LRD забезпечити високу ефективність (специфічний імпульс) в атмосфері планети.

Недоліки – висока навантаження на моторну турбіну, порівняно високу складність і вартість таких двигунів.

Орієнтовна схема закритого циклу LRD на прикладі російських двигунів RD 191 і NK 33. 1 - Газогенератор; 2 - Турбіна; 3 - Постачання палива (керозин); 4 - Подача палива (кисень); 5 - Паливний насос; 6 - Окислювач насос; 7 - Виявлення частини палива для охолодження сопла; 8 - Видалення газогенератора суміші палива/окислювача від турбіни до камери згоряння; 9 - Накачування окислювача в газовий генератор

Сім'я двигунів Merlin і RD 107/108 (Союз) є типовими представниками двигунів відкритого циклу. Робочий корпус моторної турбіни (від газового генератора) не закривається на камеру згоряння, але виводиться на зовнішній обстановку разом з частиною палива, тільки частково бере участь у створенні додаткового тягу. Щоб компенсувати втрати ефективності, можна збільшити тиск в газовому генераторі, що підвищує ефективність турбіни і, відповідно, тиск в камері згоряння (який становить близько 100 атмосферних атмосферних атмосферних середовищ). Двигуни такої схеми простіші, надійні, світліше і дешевше, ніж закритий цикл.

Серед недоліків слід відзначити низький ступінь розширення насадки двигуна і, відповідно, нижчі значення специфічного імпульсу при роботі в атмосфері планети (263/257 к для RD 107/108 і 255 c для RS 27A).

Схема двигунів відкритого циклу на прикладі F 1 і Merlin 1D. 1 - постачання паливно-окислювача з резервуарів; 2 - Газогенератор; 3 - оксидантний насос (киснев); 4 - Паливний насос (керозин); 5 - Турбіна; 6 - окислювач високого тиску; 7 - високотемпературний паливний трубопровод; 8а - Система охолодження палива сопла; 8б - Теплова газопровід газогенератора; 9 - Випадок газогенеруючої суміші (Merlin 1D) / вихлопний генератор для охолодження сопла (F 1); 10 - Насадки сопла

Порівняти двигуни першого етапу слід зазначити, що тяга двигуна не безпосередньо пов'язана з тягаром всієї сцени. При рівній тязі ракетних двигунів визначення значення не буде їх відносною тяги, але специфічний імпульс. Як ми говорили, чим вище його значення, тим менше палива LRR використовує для прискорення певної маси і, отже, чим вище тяга-до ваги етапу запуску транспортного засобу.

Так тягане навантаження Falcon 9 1.1 є 1.2 (трикут 600ts / 503t ракетної маси), а Zenit 2 з RD 171 1.5 (трикут 720t / 470t ракетної маси) з аналогічним навантаженням на LEO в 13t.

Щоб зрозуміти цей підхід, російські дизайнери повинні враховувати географічні особливості розташування російських і американських просторів. Останній, будучи на південь, має 15% енергетичну перевагу через більший внесок обертання Землі (до 200 м / с). Таким чином, висока тяга є загальним для вітчизняних ракетних транспортних засобів (1,5-1.7 для Енергетики і H1, проти 1.1 для Saturn 5). І як ми вже розуміли, тяга самого ракетного двигуна не має ключового значення для цього.

Однак в СРСР був створений гасовий двигун, що поєднує високу тягу і великий специфічний імпульс. ZRD NK 33 від OKB Kuznetsov, створеного на основі двигуна NK 15 місячної ракети N 1, з тягаром 136 (171ts/1.25t), мала специфічний імпульс 297s (на рівні моря). Сучасна модифікація двигуна використовується на Anateres RN, приватна компанія Orbital Sciences (AJ26). Російська модифікація НК 33-1, що використовується на Союзі 2.1, в ході початку розвивається тяг вже в 185цях з певним імпульсом 305c! З базової версії NK 33 цей двигун відрізняється, в першу чергу, наявністю векторної системи (УВТ).

У майбутньому NK 33-1 заплановано використовувати висувні на високошвидкісних насадках, значно покращуючи технічні характеристики двигуна.

NK 33-1 з насадкою. На правому графіку збільшення характеристик LRD з насадкою

Ціна питання. Безсумнівно, одна з основних «характеристики» будь-якого виду техніки є її вартість. Завдяки великій різниці в технічних характеристиках двигунів, краще буде порівняти свої відносні ціни. У цьому випадку це значення приблизно співвідношення ціни LRD до її тягового ($ / ts).

Постер «Енергомаш» показує схему ціноутворення LRD та їх частку в ціні всього запускного транспортного засобу
84443729



Очевидно, що ціна збільшує пропорційність складності двигуна і її ефективності.
Так РС 68, стоячи на ракеті Delta 4, витрати НАСА $ 60,000 / т тяги ($ 20 мільйонів).

Керозно-потужний двигун з більш високою тягаркою, але меншим специфічним імпульсом РД 180 (РН Атлас 5) номінально витрати НАСА на половину більше ніж 30 000 $ ($ 11 млн).

RD 191 стоячи на "армаменті" ракети Ангари, у відносних цінах вважається одним з найдорожчих ракетних двигунів у світі - 36 000 $ / т (250 мільйонів рублів).

Для порівняння, ціна РД 171, на основі якої було створено РД 180/191, в діапазоні 22 000 $ / т (13-15 млн $). Ця дисперсія частково обумовлена тим, що останні два двигуни були створені для внутрішнього ринку США, зокрема для Atlas 5 (RD 180 як головного двигуна центрального блоку, так і RD 191 як двигуна для бокових одиниць). У США, навіть після створення більшого бюджету РД 193 (версія без УФТ).

Найбільший двигун закритого циклу можна вважати НК 33-1. Згідно з реставрацією виробництва, ціна модифікації НК 33-1 для нової ракети Soyuz 2-3 може становити до $ 25,000/т ($4.5 млн). Офіційно НК 33-1 буде використовуватися до старих запасів НК 33 виводяться і замінені двигунами RD 193.

Мерлін 1D з приблизною ціною $15,000/т (~$1 млн), дуже вдало увійшов до внутрішнього ринку ракетних двигунів США. Після закриття програми Аполлон США на половину століття, спрямованого на розвиток кріогенних (гідрогенних), токсичних (хептилових) і твердопаливних ракетних систем. Наслідки цього підходу ми побачимо сьогодні – попереду Росії з точки зору розвитку та експлуатації кріогенних двигунів та турбоджету, Сполучені Штати Америки далеко за умови розвитку гасових двигунів.

Незважаючи на те, що Сполучені Штати Америки розвиваються власні гасові двигуни, це дуже сумнівно, що вони зможуть конкурувати з точки зору досконалості та ціни з російськими двигунами і ще більше так з «будеговим» відключенням Space X. Тому Елон Муск і Ко. мають всі підстави бути оптимістичною про майбутнє їх розвитку. Розвиток є надзвичайно успішними, надійними та перспективними, до яких не потрібно «пити на» спірних епітетах, довго заслуговують інших талановитих розробників.

Я рекомендую вам читати:

РД 170/171, РД 180, РД 191, НК 33-1, РД 253/275, РД 107/108
Перспективи створення потужних рідких ракетних двигунів
Проекти метану в Росії

Ще одна цікава тема на Habre:

Спеціальна ракетна магія Елона Муска
Непристойна складність ракетної техніки. Частина 3: рідке паливо, геометричні розміри, перевезення
Невидимі комплекси Rocket Engineering: частина 4 000 р. Детальніше про двигуни і ємності.

PS: Якщо ми знайдемо помилки або неточності, не забудьте збити на обличчі.

Джерело: habrahabr.ru/post/236761/