Превосходство Маска. О магии «Мерлина» замолвим слово

в 15:41, , рубрики: двигатели, ЖРД, космонавтика, ракеты, физика

Превосходство Маска. О магии «Мерлина» замолвим слово
«Нет двигателя — и любая самая совершенная конструкция ракеты со всей ее начинкой мертва» В. П. Глушко

В последние годы, частная космическая компания Space X, возглавляемая Элоном 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 прозванные «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». Под катом мы в популярной форме ознакомится 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).

Merlin 1D способен развивать тягу у земли в 67т и 82т в вакууме (Melin 1D Vacuum), при массе около 600кг. На РН Falcon 9 1.1 используются 9 таких двигателей общей тягой в 600тс. Двигатель не имеет собственной системы управления вектором тяги (УВТ), и управление ступенью ракеты осуществляется изменением тяги двигателей на противоположных осях, как и у РН Н 1 (дросселирование для снижения тяги и/или форсаж для увеличения тяги выше номинального).

Двигатели Merlin 1D на РН Falcon 9 1.1
Превосходство Маска. О магии «Мерлина» замолвим слово

Разница между тягой двигателей у земли и в вакууме является типичной, и связанна с ухудшением характеристик двигателя в плотных слоях атмосферы планеты. Сопротивление атмосферы аэродинамике двигателя 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, 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, 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 вес) ракетных двигателей. В тоже время подобные двигатели обладают довольно высокими параметрами удельного импульса (285с для РД 275М).

РД 275М, российская модификация базового советского двигателя РД 253 для РН серии Протон (масса полезного груза увеличена на 750кг)
image

Удельный импульс (иногда именуемый удельной тягой), выражает время, в течение которого двигатель развивает тягу в 1 ньютон (1N = 1кгс/0,102), используя 1кг топлива. Чем выше у.и. тем меньше двигателю требуется топлива для сообщения полезной нагрузке определенного количества движения. В противоположность тяговооруженности, эту величину инженеры чаще всего и принимают за показатель эффективности двигателя.

Мистер H

Современные водородные двигатели являются самыми эффективными среди всех типов использующихся ЖРД. Наибольшим значением у.и. обладал советский РД 0120 (455с в вакууме и тягой в 200тс). Наиболее высоким значением у.и. 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» несколько тонн 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.

Наглядная таблица влияния степени расширения на эффективность криогенных двигателей в разных средах
Превосходство Маска. О магии «Мерлина» замолвим слово

Слева на право: RS 68, Vulcain, RS 25, РД 0120
Превосходство Маска. О магии «Мерлина» замолвим слово

Чемпион в узком смысле.

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». Тяговооруженность данных двигателей не превышает 90 единиц. На фоне этих шедевров технической мысли, эффективность Merlin 1D выглядит довольно скромно (285 сек), хотя и доминирует по тяговооруженности среди керосиновых ЖРД.

РД 171/180/191
Превосходство Маска. О магии «Мерлина» замолвим слово

Список наиболее известных ЖРД НПО Энергомаш
Превосходство Маска. О магии «Мерлина» замолвим слово

Подобная разница в характеристиках связанна с разным конструкторским подходом при проектировании двигателей:

— ЖРД «семейства» РД 170/171 выполнены по схеме закрытого цикла – для инициализации работы двигателя подается давление в газогенератор, газы из которого 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 вместе с окислителем и далее после турбины по газоотводу смесь поступает в камеру сгорания. Весь замкнутый цикл 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.

Приближенная схема ЖРД закрытого цикла на примере российских двигателей РД 191 и НК 33. 1 — Газогенератор; 2 — Турбина; 3 — Подача топлива (керосин); 4 — Подача окислителя (кислород); 5 — Топливный насос; 6 — Насос окислителя; 7 — Отвод части топлива на охлаждение сопла; 8 — Отвод газогенераторной смеси топливо/окислитель из турбины в камеру сгорания; 9 — Перекачка окислителя в газогенератор
Превосходство Маска. О магии «Мерлина» замолвим слово

— 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). Двигатели подобной 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).

Схема двигателей открытого цикла на примере ЖРД F 1 и Merlin 1D. 1 — Подача топлива и окислителя из баков; 2 — Газогенератор; 3 — Насос окислителя (кислород); 4 — Топливный насос (керосин); 5 — Турбина; 6 — Трубопровод окислителя высокого давления; 7 — Трубопровод топлива высокого давления; 8а — Топливная система охлаждения сопла; 8б — Теплопровод газов газогенератора; 9 — Выхлоп газогенераторной смеси (Merlin 1D)/ отвод газа газогенератора для охлаждения соплового насадка (F 1); 10 — Сопловой насадок
Превосходство Маска. О магии «Мерлина» замолвим слово

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 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, имеют 15% 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.

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.

НК 33-1 с сопловым насадком. Справа, график увеличения характеристик ЖРД с сопловым насадком
Превосходство Маска. О магии «Мерлина» замолвим слово

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).

Плакат «Энергомаша», показывающий схему ценообразования ЖРД и их долю в цене всей ракеты-носителя
Превосходство Маска. О магии «Мерлина» замолвим слово

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, и РД 191 как двигатель для боковых блоков). Впрочем, РД 191 остался невостребованным в США, даже после создания более бюджетного РД 193 (версия без УВТ).

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 Элона 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.

Советую прочитать:

РД 170/171, РД 180, РД 191, НК 33, НК 33-1, РД 253/275, РД 107/108
ПЕРСПЕКТИВЫ СОЗДАНИЯ МОЩНЫХ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Перспективные метановые проекты России

Еще интересное по теме на Хабре:

Особая ракетная магия Илона Маска
Незаметные сложности ракетной техники. Часть 3: виды жидкого топлива, геометрические размеры, транспортировка
Незаметные сложности ракетной техники: Часть 4. Ещё про двигатели и баки

ПС: При обнаружении ошибок или неточности не забываем стучаться в личку.

Автор: praporweg

Источник

Поделиться