卓越的面具。关于神奇的“梅林”说一个字
«没有发动机 - 和最完美的设计与她所有的塞死了任何火箭» I>格鲁什科
近年来，私人航天公司太空X，由伊隆麝香为首，从未停止惊奇的世界，它的巨大成功。该公司的航天运输系统的主要亮点被认为是RN系列猎鹰，尤其是梅林发动机1，已经被称为“最有效的在世界上»。
它创建的虚假印象的空间X在一个相对短的时间内能够创造的发动机，黯然失色的发展等巨头« ENERGOMASH »这方面和«洛克达»。下切一个普遍的形式，我们结识了火箭发动机的现代世界，并试着去了解这不是一个明确的表征其有效性。
2012年，该公司太空X，花了试射，此刻的发动机改装梅林1 - D.在这些测试中，发动机推重比提高到150台，这让他的名字空间X «самым有效历史»。
在发动机领域，推重比称为发动机推力（CU）的至其干重的比值。在导弹的情况下，LRE通常这个比例是发动机的推力在真空中（在TC）通过其干重划分（以吨计）。
默林1D能够推力从67吨和82T在真空（梅林1D真空）的大地，以质量为约600公斤。在使用这些引擎600ts的猎鹰9号9总推力pH值1.1。发动机不具有其自己的推力矢量控制（SWT），发射控制的阶段的系统是通过改变在相对轴线的推力，以及在pH为1小时实现（节流来降低推力和/或加力来增加额定推力）。
的猎鹰9号火箭梅林1D发动机1.1 I>
发动机推力在地下，并在真空之间的区别是典型，并与电机性能在地球的大气层的致密层中的劣化被连接。发动机的大气阻力空气动力学中成比例地增加发动机的排气喷嘴的尺寸（大气压力的综合阻力只与喷射排气的平方增加）。它似乎只需要最小化的喷嘴的尺寸和改善发动机性能。然而，随着海拔高度的大气阻力减小，并与它的发动机的特性，相反随着喷嘴的大小。
这里的关键是不喷嘴的绝对大小，并且膨胀比 - 喷嘴圆锥体的最大横截面面积的至其最小截面积之比。该值越高，发动机在给定的环境中的工作效率。因此，喷嘴尺寸发动机的绝大多数的第一级运载火箭代表一种折衷以获得最佳的发动机性能，无论是在大气中和真空中进行。
推力间接地取决于所使用的燃料，并在相反的特性，如推力和比冲，并不适用于所有类型的发动机 - 固体火箭系统一>本身的引擎。
最高的推重比不同LRE运行于庚基和四氧化二氮的混合物。那么RD 275M（“ENERGOMASH”）运载火箭质子M具有最高的推重比在世界上 - 超过170（187吨推力在真空中，在发动机1的质量，1吨）。他们的“大”哥哥 RD 270 ，为夏季开发的时间不乌尔RN 700，有一个推力200单位！更令人惊奇的是它是一个封闭的循环发动机（见，下面）。由于自燃的燃料通过这大大简化了火箭发动机的设计（和重量）的这些特征来实现的。同时，这些电机具有比冲（285s的RD 275M）一个相当高的参数。
RD 275M，俄罗斯改装的前苏联RD 253的基础RN系列腾（有效载荷质量提高到750千克） I>
比冲量（有时也称为特定推力），表示发动机开发推力在一牛顿（1N = 1公斤/ 0，102），在此期间，以1公斤燃料所需的时间。该用户界面越高在发动机的下部，需要燃料消息有效负载一定量的运动。与此相反，推力，这个值和工程师常常作为所述发动机的效率的指标。
h将先生 H5>现代氢发动机是所有类型的用于发动机中效率最高的。最大的价值UI拥有苏联RD 0120（在真空和牵引200TS 455S）。 UI的最高值海平面由洛克达具有RS 68（365s和推力295ts），用于世界上唯一的全氢火箭三角洲4.氢火箭发动机，同时具有推重比的最低值（50-75单位范围内），因为高而被忽略能源的机会，这些LRE。这样大大抵消了“额外”的几吨的发动机，与LRE高推重比其他地区相比。
然而，价格高的氢火箭发动机（约2000万美元RS 68）仍然利用工程师在权衡的初期，常与煤油LRE。
透明表影响膨胀低温发动机在不同的环境 i>的
效率的开度
从左至右：RS 68，窝路坚，RS 25，RD 0120 I>
狭义的冠军。 H5>在煤油液体火箭发动机的海平面（311秒），最高的比冲已经RD 171 RD 180（简装版采用半RD 171 384ts的推力）和RD 191（剥下来¼版本RD 171与196ts的推力）的非政府组织“ENERGOMASH”。这些发动机的推重比不超过90台。对技术思想的这些杰作的背景下，效率梅林1D看起来相当温和的（285秒），但占主导地位的煤油液体火箭发动机的推重比。
RD 171/180/191 I>
最有名的LRE ENERGOMASH名单 I>
与在发动机的设计不同的设计方式连接的特性这样的差别如下：
- LRE“家庭”的RD一百七十一分之一百七十使用一个封闭的循环设计 - 初始化发动机工作压力供给到气化器的气体，其中由涡轮机驱动，旋转泵，所述燃料和氧化剂。进入的燃料参与冷却的喷嘴，并进一步进入燃烧室，另一部分进入气化器的维护作业与氧化剂，并进入燃烧室再经过涡轮混合物的气体出口。整个恶性循环被重复，直到在所述罐的所有燃料。在此燃烧室在分段燃烧循环比燃气发生器循环基本上较少。正如你可能已经猜到它提供了燃烧室的压力较高值（通常为200个大气压以上），并更大程度的扩大，发动机喷管，让LRE提供高效率（比冲）在地球的大气层。
缺点 - 高负荷的涡轮发动机中，在相对高的成本和这种发动机的复杂性。
关于俄罗斯的RD 191和NC-33 1的例子中的近似方案分段燃烧循环 - 气体发生器; 2 - 涡轮; 3 - 供应的燃料（煤油）; 4 - 提交氧化剂（氧气）的; 5 - 燃料泵; 6 - 泵氧化剂; 7 - 取款燃油喷嘴，用于冷却的; 8 - 退气化炉的燃料/氧化剂涡轮燃烧室; 9 - 氧化剂气体发生器转移 I>
- LRE家族默林和RD 107/108（RN联盟）是开放式循环发动机的典型代表。涡轮发动机（从气化器来）的工作流体，而不是封闭的燃烧室，并输出到外部环境中，与燃料的一部分一起仅部分参与创建附加推力。以补偿效率的损失有可能增加在气化器中的压力，增加了涡轮机的效率，从而压力在燃烧室（其为约100个大气压）。该方案的引擎更容易，更安全，更方便，更便宜的分级燃烧循环。
间的缺点应当指出在发动机的低膨胀喷嘴和特定脉冲相对较小的值，在工作中，在地球的大气层（263 / 257s为RD 107/108和255秒至RS 27A）。
上的LRE F1和梅林一维的例子该计划开式循环发动机。 1 - 供应燃料和氧化剂贮箱; -2 - 气体发生器; 3 - 泵氧化剂（氧气）; 4 - 燃油泵（煤油）; 5 - 汽轮机; 6 - 高压氧化剂管道; 7 - 管道高压燃油; 8A - 燃油系统冷却喷嘴; 8B - 燃气气化炉的热导体; 9 - 排气气化混合物（默林1D）/放空气体发生器冷却喷嘴头（F 1）; 10 - 喷嘴延长 I>
比较所述第一级发动机，但是应当注意的是，在发动机的推重比不直接相关的所有阶段的推重比。在同等推力的火箭发动机将具有决定性的意义不是他们比较推重比，即比冲。正如我们说，该值越高，较少的燃料被用于分散LRE比重，因此，较高的推力级火箭。
所以推力-RN猎鹰9 1.1是1,2（棒600ts /503吨重量火箭）和天顶火箭用RD 171 2 1 5（火箭杆720吨/470吨质量）具有相似的有效载荷送入低地球轨道13T。
理解这一做法国内设计师应该考虑俄罗斯和美国太空中心的具体的地理位置。后者是到南部，有一个更大的15％的能源优势，由于地球自转的贡献（附加〜200米/秒）。因此，高推重比是很常见的俄罗斯火箭（1，5-1，7 LV能源和H1，1票反对，1土星5号）。而据了解，该火箭发动机的推力，右边有该键的值。
然而，在苏联仍然创造了煤油发动机结合了高推重比和高比冲。 LRE NC-33从OKB Kuznetsov的，发动机的NK 15月火箭ħ1的基础上建立的，136的推重比（171ts / 1，25吨），曾在297s的特定脉冲（在海平面）。在RN Anateres，一家私营公司，轨道科学（AJ26）所使用的发动机的现代化改装。俄修饰的NK 33-1 PH的是用在联盟号2，如图1B所示，在推力在185ts开始在特定脉冲在305c中！ 33个税法的基本版本，该发动机由推力矢量控制（UHT）的存在主要特点。
在未来，NC-33-1计划在高海拔伸缩喷嘴扩展来使用，显著提高了发动机的性能。
NK 33-1与喷嘴头。在右边，提高性能与LRE喷头 I>
图
价格的问题。 H5>毫无疑问，任何类型的技术的主要“特色”之一就是它的成本。因为在引擎的规格的大的差异的，这将是优选的，以比较它们的相对价格的变量。在这种情况下，这个值大约是价格的LRE杖（美元/吨）的比率。
海报“ENERGOMASH”显示的定价方案LRE和他们分享整个助推器 I>
的价格
显然这个价格成比例地增加的发动机和它的效率的复杂性。
因此，RS 68站在德尔塔4火箭，美国航空航天局60 000美元/吨的牵引（2000万$）的成本。
煤油LRE一个大抽奖，但更低的脉冲RD 180（PH阿特拉斯5）名义上管理NASA的一半的价格 - 30 000美元/吨（11000000美元）。
191 RD站在了“臂膀”安加拉火箭，在相对价格被认为是的最昂贵的世界煤油LRE 1 - 36 000美元/吨（250万卢布）。
为了进行比较，RD 171的基础上，其费用的RD一百九十一分之一百八十的，是22000 $内/吨（$ 13-15亿美元）。该变形部分是由于这样的事实，最后两个发动机设计用于美国国内市场，特别是为阿特拉斯5火箭（RD 180作为中央处理单元的主发动机，和用于侧块的RD 191发动机）。然而，在RD 191放置无人认领的，在美国，甚至创建一个预算的RD 193（不超高温灭菌的版本）的后。
最“便宜”的闭式循环发动机可以看作是LRE NC 33-1。除恢复产保价修饰NK 33-1为新的“联盟号2-3”可以达到25000美元/吨（4，500万美元）。正式NC 33-1将被使用，直到旧的NC 33和库存耗尽更换上的 RD 193
。
梅林一维为15 000美元/吨（〜100万美元）的价格，非常好，美国的导弹发动机的国内市场的“加盟”。阿波罗计划结束之后，美国半个世纪以来都专注于低温（氢）的发展，有毒（庚）和固体火箭发动机。这种方法的含义，而我们今天所看到的 - 俄罗斯的低温液体燃料火箭发动机和TRD的开发和运营的一部分，未来，美国远远落后于已经煤油的液体火箭发动机的开发
。
即使在美国的煤油LRE的发展，这是值得怀疑的，他们将能够在价格上竞争和完善与俄罗斯的发动机，更要与“预算”的心血结晶空间X.因此度，伊隆·马斯克和公司完全有理由乐观地展望未来的发展。发展是非常成功的，可靠的和有前途的，这不一定是“试穿”有争议的绰号长实至名归的其他有才华的开发人员< / A>。
我建议你阅读：
RD一百七十一分之一百七十〇，的 RD 180 ， RD 191 ， NC 33 ，的 NC 33-1 ， RD二百七十五分之二百五十三，< A HREF =“http://www.lpre.de/energomash/RD-107/”> RD 107/108
前景产生强大的液体火箭发动机
透视甲烷项目俄罗斯
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