Трехкомпонентная ракетное топливо ракетой является ракетой , которая использует три ракетных топливо , в отличие от более распространенной двухкомпонентных ракеты или монотоплива ракетных конструкций, которые используют два или один газоноситель, соответственно. Системы с трехкомпонентным топливом могут быть спроектированы так, чтобы иметь высокий удельный импульс, и были исследованы для одноступенчатых схем вывода на орбиту . Несмотря на то, что трехкомпонентные двигатели испытывались компаниями Rocketdyne и Энергомаш , ракеты с трехкомпонентным топливом не были построены и запущены.
Есть два разных типа трехкомпонентных ракет. Один из них - ракетный двигатель, который смешивает три отдельных потока топлива, сжигая все три топлива одновременно. Другой тип трехкомпонентной ракеты - это ракета, которая использует один окислитель, но два топлива , последовательно сжигая два топлива во время полета.
Одновременный ожог
Одновременные трехкомпонентные системы часто включают использование металлических добавок с высокой плотностью энергии, таких как бериллий или литий , с существующими двухкомпонентными топливными системами. В этих двигателях сжигание топлива с окислителем обеспечивает энергию активации, необходимую для более энергичной реакции между окислителем и металлом. Хотя теоретическое моделирование этих систем предполагает преимущество перед двухкомпонентными двигателями, несколько факторов ограничивают их практическую реализацию, в том числе сложность нагнетания твердого металла в камеру тяги ; ограничения на перенос тепла, массы и количества движения по фазам; и трудность достижения и поддержания горения металла. [1]
В 1960-х годах Rocketdyne запустила двигатель, используя смесь жидкого лития, газообразного водорода и жидкого фтора, чтобы произвести удельный импульс в 542 секунды, что, вероятно, является самым высоким измеренным значением для химического ракетного двигателя. [2]
Последовательный ожог
В трехкомпонентных ракетах топливо меняется во время полета, поэтому двигатель может сочетать высокую тягу плотного топлива, такого как керосин, в начале полета с высоким удельным импульсом более легкого топлива, такого как жидкий водород (LH2), позже в полете. В результате получается один двигатель, обеспечивающий некоторые из преимуществ постановки .
Например, впрыск небольшого количества жидкого водорода в двигатель, работающий на керосине, может привести к значительному увеличению удельного импульса без ущерба для плотности топлива. Это было продемонстрировано на RD-701, достигающем удельного импульса 415 секунд в вакууме (выше, чем у чистого LH2 / LOX RS-68 ), где двигатель на чистом керосине с аналогичной степенью расширения достигнет 330–340 секунд. [3]
Хотя жидкий водород обеспечивает самый большой удельный импульс среди возможных ракетных топлив, для его удержания также требуются огромные конструкции из-за его низкой плотности. Эти конструкции могут иметь большой вес, что в некоторой степени компенсирует легкий вес самого топлива, а также приводит к более высокому сопротивлению в атмосфере. Хотя керосин имеет более низкий удельный импульс, его более высокая плотность приводит к меньшим размерам конструкций, что снижает массу ступени и, кроме того, снижает потери на сопротивление атмосферному сопротивлению . Кроме того, двигатели на основе керосина обычно обеспечивают более высокую тягу , что важно для взлета, что снижает сопротивление силы тяжести . Таким образом, в общих чертах существует «золотая середина» на высоте, когда один вид топлива становится более практичным, чем другой.
Традиционные ракетные конструкции используют эту золотую середину в своих интересах за счет постановки. Например, Saturn Vs использовал нижнюю ступень, работающую на RP-1 (керосин), и верхнюю ступень, работающую на LH2. Некоторые из ранних работ по проектированию космических челноков использовали аналогичные конструкции, с одной ступенью, использующей керосин в верхние слои атмосферы, где разгонный блок с двигателем LH2 зажигался и продолжался оттуда. Более поздняя конструкция "Шаттла" в чем-то похожа, хотя на его нижних ступенях использовались твердотопливные ракеты.
Ракеты SSTO могут просто нести два комплекта двигателей, но это будет означать, что космический корабль будет нести один или другой комплект «выключенными» на протяжении большей части полета. С достаточно легкими двигателями это может быть разумным, но конструкция SSTO требует очень высокой массовой доли и, следовательно, имеет очень тонкие поля для дополнительного веса.
При взлете двигатель обычно сжигает оба вида топлива, постепенно изменяя смесь на высоте, чтобы поддерживать выхлопной шлейф «настроенным» (стратегия, аналогичная концепции сопла пробки, но с использованием обычного колокола), в конечном итоге полностью переключаясь на LH2 после подачи керосина. выгорел. На этом этапе двигатель в основном представляет собой прямой двигатель LH2 / LOX с дополнительным топливным насосом, висящим на нем.
Впервые эта концепция была исследована в США Робертом Салкельдом, который опубликовал первое исследование концепции в книге «Двигательная установка в смешанном режиме для космического челнока , астронавтика и аэронавтика» в августе 1971 года. Он изучил ряд проектов с использованием таких двигателей, как наземных. и ряд, которые были запущены с воздуха с больших реактивных самолетов. Он пришел к выводу, что трехкомпонентные двигатели позволят увеличить долю полезной нагрузки более чем на 100% , уменьшить объем топлива более чем на 65% и сухой вес более чем на 20%. Во второй проектной серии изучалась замена SRB Shuttles на ускорители на трехкомпонентном топливе, и в этом случае двигатель почти вдвое снизил общий вес конструкции. Его последнее полное исследование было на орбитальном ракетном самолете, в котором использовалось как трехкомпонентное топливо, так и (в некоторых версиях) пробковое сопло, в результате чего космический корабль лишь немного больше Lockheed SR-71 , способный работать с традиционных взлетно-посадочных полос. [4]
Трехкомпонентные двигатели строились в России . Косберг и Глушко разработали ряд экспериментальных двигателей в 1988 году для космического самолета ССТО под названием МАКС , но и двигатели, и МАКС были отменены в 1991 году из-за отсутствия финансирования. Однако РД-701 Глушко был построен и испытан, и, хотя были некоторые проблемы, Энергомаш считает, что проблемы полностью решаемы, и что конструкция действительно представляет собой один из способов снизить затраты на запуск примерно в 10 раз. [3]
Рекомендации
- ^ Zurawski, Роберт Л. (июнь 1986). «Текущая оценка концепции трехкомпонентного топлива» (PDF) . ntrs.nasa.gov . НАСА . Проверено 14 февраля 2019 .
- ^ Кларк, Джон (1972). Зажигание! Неофициальная история жидкого ракетного топлива . Издательство Университета Рутгерса. С. 188–189. ISBN 0-8135-0725-1.
- ^ а б Уэйд, Марк. «РД-701» . Astronautix.com . Проверено 14 февраля 2019 .
- ^ Линдроос, Маркус (15 июня 2001 г.). "Триппеллент" Роберта Сталкельда "RLV" . Проверено 14 февраля 2019 .