В конце 2012 года профессор Академии наук Китая Ян Цзюань представила перевод своей статьи, описывающей прототип уникального электромагнитного ракетного двигателя. На бумаге он выглядит гораздо интереснее имеющихся сегодня ионных двигателей хотя бы потому, что не требует расхода рабочего тела, но в этом и главная причина сомнений. Совсем недавно о таком типе электрического ракетного двигателя можно было только мечтать.

В отличие от всех иных типов ракетных двигателей, здесь ускорение должно достигаться за счёт направленного микроволнового излучения. О том, что электромагнитные волны создают давление, было известно ещё со времён Максвелла, однако описание принципов работы EmDrive вызывает множество вопросов.

Образно говоря, такой двигатель похож на микроволновку, к которой добавили резонирующую полость в виде замкнутого усечённого конуса. По идее, излучаемые микроволны оказывают давление на внутреннюю полость, которое не компенсируется только в одном направлении. Так (по мнению госпожи Цзюань) у EmDrive возникает реактивная тяга.

К сожалению, такой принцип работы EmDrive вызывает множество сомнений и напоминает печальный опыт установки экспериментального «движителя без выброса реактивной массы» на спутник «Юбилейный» в 2008 году.

Радует то, что EmDrive хотя бы не относится к пресловутым инерциоидам – типу устройств, работоспособность которых без взаимодействия с внешней средой невозможна. Сомнения касаются и большинства заявленных характеристик. Помимо того что в сравнении с лучшими ионными двигателями EmDrive обещает обеспечить больший срок службы, декларируется примерно в десять раз меньшая масса при той же мощности и большей (720 мН) тяге. Подробнее об истории разработки EmDrive смотрите статью Евгения Золотова.

При исследованиях дальнего космоса энергию для EmDrive, скорее всего, будут вырабатывать привычные модули РИТЭГ. Во внутренней области Солнечной системы (условно – до главного пояса астероидов) можно ограничиться солнечными батареями. Срок автономной работы КА с электромагнитным двигателем и солнечными батареями будет практически ограничен только износом, так как у него на борту нет расходуемых компонентов.

=====Ионные и плазменные двигатели =====

В отличие от химических реактивных двигателей, ионные не производят внезапного и очень эффектного выброса раскаленных газов, которые, собственно, и толкают традиционные ракеты. Их тяга обычно измеряется не в тоннах, а в граммах. Если такой двигатель на Земле положить на стол, у него не хватит сил сдвинуться с места. Но все, что эти двигатели недобирают в тяге, они более чем компенсируют продолжительностью работы; в вакууме открытого космоса они способны работать годами.

Типичный ионный двигатель напоминает внутренность телевизионной трубки - кинескопа. Электрический ток разогревает нить, которая, в свою очередь, создает поток ионизированных атомов, например, ксенона, которые затем выбрасываются через сопло. Вместо струи раскаленного, взрывного газа ионный двигатель выбрасывает слабый, но постоянный поток ионов.

Недавно в рамках проекта HyperV были собраны через Kickstarter средства на доработку импульсного плазменного двигателя. В качестве рабочего тела сгодятся практически любые газы. Сам двигатель обещает быть гораздо дешевле в производстве и эксплуатации, чем имеющиеся аналоги.

Главное преимущество заключается в универсальности. За счёт регулирования соотношения тяги к удельному импульсу один двигатель можно использовать для разных задач.

Плазменный двигатель представляет собой более мощную версию ионного. В качестве примера такого двигателя можно назвать VASIMR (variable specific impulse magnetoplasma rocket - магнитоплазменная ракета с переменным удельным импульсом); для разгона в космосе в нем используется мощный поток плазмы. Этот двигатель разработан астронавтом и инженером Франклином Чанг-Диасом. Водород в нем разогревается до температуры в несколько миллионов градусов при помощи радиоволн и магнитных полей. Очень горячая плазма выбрасывается затем через сопло ракеты, развивая при этом значительную тягу. На Земле прототипы таких двигателей уже созданы и испытаны, но в космос ни один из них еще не летал. Некоторые разработки предлагают использовать для разогрева плазмы в двигателе солнечную энергию. Другие предполагают использовать энергию ядерного распада (при этом, естественно, возникают дополнительные проблемы безопасности - ведь придется отправлять в космос большое количество ядерных материалов, а космические аппараты подвержены всяческим случайностям).

Но ни у ионного, ни у плазменного двигателя не хватит сил, чтобы доставить нас к звездам. Для этого потребуются реактивные двигатели, основанные на совершенно иных принципах. Одна из серьезных проблем при разработке звездолета - это чудовищное количество топлива, необходимое для путешествия даже к ближайшей звезде, и большой промежуток времени, который потребуется на это путешествие.

Теоретически гигантский солнечный парус может развить скорость до половины скорости света. Кораблю с таким парусом на дорогу до ближайших звезд потребовалось бы всего около восьми лет. Движитель на этом принципе хорош еще и тем, что все его принципы уже известны. Для его создания не требуется открывать новых физических законов. Зато в полный рост встают другие проблемы - и экономические, и технические. Сооружение паруса поперечником в несколько сотен километров, а также строительство на Луне тысяч мощных лазеров представляют собой очень серьезную инженерную проблему - и необходимые для реализации проекта технологии появятся, возможно, еще не скоро. (Главная проблема межзвездного солнечного паруса - возвращение назад. Чтобы привести корабль обратно к Земле, придется строить на луне у звезды-цели вторую батарею лазеров. Или совершить около этой звезды стремительный гравитационный маневр, который поможет набрать скорость для обратного пути. Тогда лазеры на Луне можно будет использовать для торможения паруса, чтобы корабль мог спокойно сесть на Землю.)

=====Прямоточный термоядерный двигатель =====

Во Вселенной более чем достаточно водорода, так что корабль с таким двигателем мог бы собирать водород-т. е. топливо - по пути, в процессе движения в открытом космосе. По существу, у такого двигателя был бы неистощимый и всегда доступный источник топлива. Собранный водород затем нагревался бы до нескольких миллионов градусов - достаточно для термоядерного синтеза - и высвобождал энергию.

Принцип прямоточного ядерного двигателя предложил в 1960 г. физик Роберт Буссард; позже его популяризацией занимался и Карл Саган. Буссард рассчитал, что прямоточный термоядерный двигатель весом около 1000 т мог бы теоретически поддерживать постоянное ускорение, равное 1 g, т.е. сравнимое с действием земной силы тяжести. Представим, что такое ускорение поддерживается в течение года. За это время корабль разгонится до 77% скорости света; этого уже вполне достаточно, чтобы всерьез рассматривать перспективы межзвездных путешествий.

Результаты этих исследований оказались весьма спорными. Ракеты получались чрезвычайно сложными, и испытания часто заканчивались неудачей. В ядерном двигателе возникали очень сильные вибрации, оболочки тепловыделяющих сборок лопались, и ракета разваливалась. Другой постоянной проблемой была коррозия из-за горения водорода при высокой температуре. В конце концов в 1972 г. Ядерная ракетная программа была закрыта.

=====Импульсный ядерный двигатель =====

Еще одна теоретическая возможность - использовать в качестве движителя серию ядерных мини-бомб. К примеру, проект «Орион» предусматривал последовательное выбрасывание небольших термоядерных бомб позади корабля, чтобы он мог «оседлать» ударную волну от их взрывов. Теоретически такая система может разогнать космический корабль до скорости, близкой к скорости света.

В конце 1950-х и в 1960-х гг. были проведены тщательные расчеты для межзвездного корабля, основанного на этом принципе. Согласно полученным оценкам, он мог бы за год слетать до Плутона и обратно, достигнув при этом скорости в 10% скорости света. Но даже на такой скорости до ближайшей звезды пришлось бы лететь 44 года. Ученые рассматривали варианты, когда космический ковчег с таким движителем летел бы в космосе несколько столетий; в экипаже сменялись бы поколения, и многим пришлось бы прожить всю жизнь в этом движущемся мирке, чтобы их потомки могли добраться до близлежащих звезд.

В 1959 г. компания General Atomics выпустила доклад, в котором провела оценку размеров корабля типа «Орион». Самый крупный вариант, названный в докладе «супер-Орионом», должен был весить 8 млн т, иметь диаметр 400 м и двигаться на ударной волне от более чем тысячи водородных бомб.

Главная проблема, связанная с этим проектом, - возможность заражения района старта ядерными осадками. По оценке Дайсона, ядерные осадки от каждого запуска могут вызвать смертельную форму рака у десяти человек. Кроме того, электромагнитный импульс от взрыва так велик, что непременно вызвал бы массу коротких замыканий в расположенных неподалеку электрических системах.

Ракетный корабль по проекту «Дедал» оказался таким громадным, что строить его пришлось бы в открытом космосе. Она должна была весить 54 000 т (почти весь вес - ракетное топливо) и могла разогнаться до 7,1% скорости света, неся на себе полезную нагрузку весом 450 т. В отличие от проекта «Орион», рассчитанного на использование крохотных атомных бомб, проект «Дедал» предусматривал использование миниатюрных водородных бомб со смесью дейтерия и гелия-3 и системой зажигания при помощи электронных лучей. Но огромные технические проблемы и опасения, связанные с ядерным движителем, привели к тому, что проект «Дедал» также был отложен на неопределенное время.

Проект Longshot выглядел более реалистично и основывался на использовании лазерно-термоядерного двигателя. В качестве цели была выбрана звезда альфа Центавра B. Время полёта увеличилось до века, а миссия не предполагала возвращения. В отличие от проекта Daedalus, Longshot опирался преимущественно на существующие, а не на перспективные технологии. На последнем этапе стало очевидно, что кораблю потребуется порядка 264 тонн смеси гелия-3 и дейтерия, которых получить в таких количествах ценой разумных затрат не удастся.

Космический лифт

Проблема в том, что трос для космического лифта должен был бы выдерживать натяжение примерно в 60-100 ГПа. Сталь рвется при натяжении примерно в 2 ГПа, что лишает идею всякого смысла. По мнению ученых, волокно из углеродных нанотрубок должно выдерживать давление 120 ГПа, что заметно выше необходимого минимума. После этого открытия попытки создания космического лифта возобновились с новой силой.

=====Из пушки в небеса =====

Еще один хитроумный способ вывести корабль в космос и разогнать до фантастических скоростей - выстрелить им из рельсовой электромагнитной «пушки», которую описывали в своих произведениях Артур Кларк и другие авторы-фантасты. В настоящее время этот проект всерьез рассматривается как возможная часть противоракетного щита программы «звездных войн».

Способ заключается в том, чтобы вместо ракетного топлива или пороха использовать для разгона ракеты до высоких скоростей энергию электромагнетизма.

В простейшем случае рельсовая пушка представляет собой два параллельных провода или рельса; реактивный снаряд, или ракета, «сидит» на обоих рельсах, образуя U-образную конфигурацию. Еще Майкл Фарадей знал, что на рамку с электрическим током в магнитном поле действует сила. (Вообще говоря, на этом принципе работают все электродвигатели.) Если пропустить через рельсы и снаряд электрический ток силой в миллионы ампер, вокруг всей системы возникнет чрезвычайно мощное магнитное поле, которое, в свою очередь, погонит снаряд по рельсам, разгонит его до громадной скорости и вышвырнет в пространство с оконечности рельсовой системы.

Во время испытаний рельсовые электромагнитные пушки успешно выстреливали металлические объекты с громадными скоростями, разгоняя их на очень короткой дистанции. Что замечательно, в теории обычная рельсовая пушка способна выстреливать металлический снаряд со скоростью 8 км/с; этого достаточно, чтобы вывести его на околоземную орбиту. В принципе весь ракетный флот NASA можно было бы заменить рельсовыми пушками, которые прямо с поверхности Земли выстреливали бы полезный груз на орбиту.

Рельсовая пушка имеет существенные преимущества по отношению к химическим пушкам и ракетам. Когда вы стреляете из ружья, максимальная скорость, с которой расширяющиеся газы способны вытолкнуть пулю из ствола, ограничена скоростью распространения ударной волны. Жюль Берн в классическом романе «С Земли на Луну» выстрелил снаряд с астронавтами к Луне при помощи пороха, но на самом деле несложно подсчитать, что максимальная скорость, которую может придать снаряду пороховой заряд, во много раз меньше скорости, необходимой для полета к Луне. Рельсовая же пушка не использует взрывное расширение газов и потому никак не зависит от скорости распространения ударной волны.

Но у рельсовой пушки свои проблемы. Объекты на ней ускоряются так быстро, что они, как правило, сплющиваются из-за столкновения... с воздухом. Полезный груз оказывается сильно деформированным в процессе «выстрела» из дула рельсовой пушки, потому что когда снаряд врезается в воздух, это все равно как если бы он ударился о кирпичную стенку. Кроме того, при разгоне снаряд испытывает громадное ускорение, которое само по себе способно сильно деформировать груз. Рельсы необходимо регулярно заменять, так как снаряд при движении также деформирует их. Более того, перегрузки в рельсовой пушке смертельны для людей; человеческие кости просто не выдержат подобного ускорения и разрушатся.

Одно из решений состоит в том, чтобы установить рельсовую пушку на Луне. Там, за пределами земной атмосферы, снаряд сможет беспрепятственно разгоняться в вакууме открытого космоса. Но даже на Луне снаряд при разгоне будет испытывать громадные перегрузки, способные повредить и деформировать полезный груз. В определенном смысле рельсовая пушка - антипод лазерного паруса, который набирает скорость постепенно в течение долгого времени. Ограничения рельсовой пушки определяются именно тем, что она на небольшом расстоянии и за небольшое время передает телу громадную энергию.

Рельсовая пушка, способная выстрелить аппарат к ближайшим звездам, стала бы весьма дорогостоящим сооружением. Так, один из проектов предусматривает строительство в открытом космосе рельсовой пушки длиной в две трети расстояния от Земли до Солнца. Эта пушка должна будет накапливать солнечную энергию, а затем разом расходовать ее, разгоняя десятитонную полезную нагрузку до скорости, равной трети скорости света. При этом «снаряд» будет испытывать перегрузку в 5000 g. Разумеется, «пережить» такой пуск смогут только самые выносливые корабли-роботы.

=====Удельный импульс и эффективность двигателя =====

Если нужно сравнить эффективность различных типов двигателей, инженеры обычно говорят об удельном импульсе. Удельный импульс определяется как изменение импульса на единицу массы израсходованного топлива. Таким образом, чем эффективнее двигатель, тем меньше топлива требуется для вывода ракеты в космос. Импульс, в свою очередь, есть результат действия силы в течение определенного времени. Химические ракеты, хотя и обладают очень большой тягой, работают всего несколько минут, а потому характеризуются очень низким удельным импульсом. Ионные двигатели, способные работать годами, могут иметь высокий удельный импульс при очень низкой тяге.

Максимально возможным удельным импульсом обладала бы ракета, способная достигать скорости света. Ее удельный импульс составил бы около 30 млн. Ниже приводится таблица удельных импульсов, характерных для различных типов реактивных двигателей.

Тип двигателя(Удельный импульс)

Твердотопливный(250)

Жидкостный(450)

Ионный(3000)

Плазменный VASIMR (1000-30 000)

Атомный(800-1000)

Термоядерный прямоточный(2500-200 000)

Ядерный импульсный(10 000-1 000 000)

На антиматерии(1 000 000-10 000 000)

Ракетные двигатели - одна из вершин технического прогресса. Работающие на пределе материалы, сотни атмосфер, тысячи градусов и сотни тонн тяги - это не может не восхищать. Но разных двигателей много, какие же из них самые лучшие? Чьи инженеры поднимутся на пьедестал почета снисходительно объясняя проигравшим, что они проиграли из-за дикости народа, страшной истории и кошмарного политического режима их страны? Пришло, наконец, время со всей прямотой ответить на этот вопрос.

К сожалению, по внешнему виду двигателя нельзя сказать, насколько он замечательный. Приходится закапываться в скучные цифры характеристик каждого двигателя. Но их много, какую выбрать?

Мощнее

Ну, наверное, чем мощнее двигатель, тем он лучше? Больше ракета, больше грузоподъемность, быстрее начинает двигаться освоение космоса, разве не так? Но если мы посмотрим на лидера в этой области, нас ждет некоторое разочарование. Самая большая тяга из всех двигателей, 1400 тонн, у бокового ускорителя Спейс Шаттла.

Несмотря на всю мощь, твердотопливные ускорители сложно назвать символом технического прогресса, потому что конструктивно они являются всего лишь стальным (или композитным, но это неважно) цилиндром с топливом. Во-вторых, эти ускорители вымерли вместе с шаттлами в 2011 году, что подрывает впечатление их успешности. Да, те, кто следят за новостями о новой американской сверхтяжелой ракете SLS скажут мне, что для нее разрабатываются новые твердотопливные ускорители, тяга которых составит уже 1600 тонн, но, во-первых, полетит эта ракета еще не скоро, не раньше конца 2018 года. А во-вторых, концепция "возьмем больше сегментов с топливом, чтобы тяга была еще больше" является экстенсивным путем развития, при желании, можно поставить еще больше сегментов и получить еще большую тягу, предел тут пока не достигнут, и незаметно, чтобы этот путь вел к техническому совершенству.

Второе место по тяге держит отечественный жидкостной двигатель РД-171М - 793 тонны.

Четыре камеры сгорания - это один двигатель. И человек для масштаба

Казалось бы - вот он, наш герой. Но, если это лучший двигатель, где его успех? Ладно, ракета "Энергия" погибла под обломками развалившегося Советского Союза, а "Зенит" прикончила политика отношений России и Украины. Но почему США покупают у нас не этот замечательный двигатель, а вдвое меньший РД-180? Почему РД-180, начинавшийся как "половинка" РД-170, сейчас выдает больше, чем половину тяги РД-170 - целых 416 тонн? Странно. Непонятно.

Третье и четвертое места по тяге занимают двигатели с ракет, которые больше не летают. Твердотопливному UA1207 (714 тонн), стоявшему на Титане IV, и звезде лунной программы двигателю F-1 (679 тонн) почему-то не помогли дожить до сегодняшнего дня выдающиеся показатели по мощности. Может быть, какой-нибудь другой параметр важнее?

Эффективнее

Какой показатель определяет эффективность двигателя? Если ракетный двигатель сжигает топливо, чтобы разгонять ракету, то, чем эффективнее он это делает, тем меньше топлива нам нужно потратить для того, чтобы долететь до орбиты/Луны/Марса/Альфы Центавра. В баллистике для оценки такой эффективности есть специальный параметр - удельный импульс.

Удельный импульс показывает, сколько секунд двигатель может развивать тягу в 1 Ньютон на одном килограмме топлива

Рекордсмены по тяге оказываются, в лучшем случае, в середине списка, если отсортировать его по удельному импульсу, а F-1 с твердотопливными ускорителями оказываются глубоко в хвосте. Казалось бы, вот она, важнейшая характеристика. Но посмотрим на лидеров списка. С показателем 9620 секунд на первом месте располагается малоизвестный электрореактивный двигатель HiPEP

Это не пожар в микроволновке, а настоящий ракетный двигатель. Правда, микроволновка ему все-таки приходится очень отдаленным родственником...

Двигатель HiPEP разрабатывался для закрытого проекта зонда для исследования лун Юпитера, и работы по нему были остановлены в 2005 году. На испытаниях прототип двигателя, как говорит официальный отчет NASA, развил удельный импульс 9620 секунд, потребляя 40 кВт энергии.

Второе и третье места занимают еще не летавшие электрореактивные двигатели VASIMR (5000 секунд) и NEXT (4100 секунд), показавшие свои характеристики на испытательных стендах. А летавшие в космос двигатели (например, серия отечественных двигателей СПД от ОКБ "Факел") имеют показатели до 3000 секунд.

Двигатели серии СПД. Кто сказал "классные колонки с подсветкой"?

Почему же эти двигатели еще не вытеснили все остальные? Ответ прост, если мы посмотрим на другие их параметры. Тяга электрореактивных двигателей измеряется, увы, в граммах, а в атмосфере они вообще не могут работать. Поэтому собрать на таких двигателях сверхэффективную ракету-носитель не получится. А в космосе они требуют киловатты энергии, что не всякие спутники могут себе позволить. Поэтому электрореактивные двигатели используются, в основном, только на межпланетных станциях и геостационарных коммуникационных спутниках.

Ну, хорошо, скажет читатель, отбросим электрореактивные двигатели. Кто будет рекордсменом по удельному импульсу среди химических двигателей?

С показателем 462 секунды в лидерах среди химических двигателей окажутся отечественный КВД1 и американский RL-10. И если КВД1 летал всего шесть раз в составе индийской ракеты GSLV, то RL-10 - успешный и уважаемый двигатель для верхних ступеней и разгонных блоков, прекрасно работающий уже много лет. В теории, можно собрать ракету-носитель целиком из таких двигателей, но тяга одного двигателя в 11 тонн означает, что на первую и вторую ступень их придется ставить десятками, и желающих так делать нет.

Можно ли совместить большую тягу и высокий удельный импульс? Химические двигатели уперлись в законы нашего мира (ну не горит водород с кислородом с удельным импульсом больше ~460, физика запрещает). Были проекты атомных двигателей ( , ), но дальше проектов это пока не ушло. Но, в целом, если человечество сможет скрестить высокую тягу с высоким удельным импульсом, это сделает космос доступней. Есть ли еще показатели, по которым можно оценить двигатель?

Напряженней

Ракетный двигатель выбрасывает массу (продукты сгорания или рабочее тело), создавая тягу. Чем больше давление давление в камере сгорания, тем больше тяга и, главным образом в атмосфере, удельный импульс. Двигатель с более высоким давлением в камере сгорания будет эффективнее двигателя с низким давлением на том же топливе. И если мы отсортируем список двигателей по давлению в камере сгорания, то пьедестал будет оккупирован Россией/СССР - в нашей конструкторской школе всячески старались делать эффективные двигатели с высокими параметрами. Первые три места занимает семейство кислородно-керосиновых двигателей на базе РД-170: РД-191 (259 атм), РД-180 (258 атм), РД-171М (246 атм).

Камера сгорания РД-180 в музее. Обратите внимание на количество шпилек, удерживающих крышку камеры сгорания, и расстояние между ними. Хорошо видно, как тяжело удержать стремящиеся сорвать крышку 258 атмосфер давления

Четвертое место у советского РД-0120 (216 атм), который держит первенство среди водородно-кислородных двигателей и летал два раза на РН "Энергия". Пятое место тоже у нашего двигателя - РД-264 на топливной паре несимметричный диметилгидразин/азотный тетраоксид на РН "Днепр" работает с давлением в 207 атм. И только на шестом месте будет американский двигатель Спейс Шаттла RS-25 с двумястами тремя атмосферами.

Надежней

Каким бы ни был многообещающим по характеристикам двигатель, если он взрывается через раз, пользы от него немного. Сравнительно недавно, например, компания Orbital была вынуждена отказаться от использования хранившихся десятилетиями двигателей НК-33 с очень высокими характеристиками, потому что авария на испытательном стенде и феерический по красоте ночной взрыв двигателя на РН Antares поставили под сомнение целесообразность использования этих двигателей дальше. Теперь Antares будут пересаживать на российский же РД-181.

Большая фотография по ссылке

Верно и обратное - двигатель, который не отличается выдающимися значениями тяги или удельного импульса, но надежен, будет популярен. Чем длиннее история использования двигателя, тем больше статистика, и тем больше багов в нем успели отловить на уже случившихся авариях. Двигатели РД-107/108, стоящие на "Союзе", ведут свою родословную от тех самых двигателей, которые запускали первый спутник и Гагарина, и, несмотря на модернизации, имеют достаточно невысокие на сегодняшний день параметры. Но высочайшая надежность во многом окупает это.

Доступней

Двигатель, который ты не можешь построить или купить, не имеет для тебя никакой ценности. Этот параметр не выразить в числах, но он не становится от этого менее важным. Частные компании часто не могут купить готовые двигатели задорого, и вынуждены делать свои, пусть и попроще. Несмотря на то, что те не блещут характеристиками, это лучшие двигатели для их разработчиков. Например, давление в камере сгорания двигателя Merlin-1D компании SpaceX составляет всего 95 атмосфер, рубеж, который инженеры СССР перешли в 1960-х, а США - в 1980-х. Но Маск может делать эти двигатели на своих производственных мощностях и получать по себестоимости в нужных количествах, десятками в год, и это круто.

Двигатель Merlin-1D. Выхлоп из газогенератора как на "Атласах" шестьдесят лет назад, зато доступно

TWR

Раз уж зашла речь о спейсэксовских "Мерлинах", нельзя не упомянуть характеристику, которую всячески форсили пиарщики и фанаты SpaceX - тяговооруженность. Тяговооруженность (она же удельная тяга или TWR) - это отношение тяги двигателя к его весу. По этому параметру двигатели Merlin с большим отрывом впереди, у них он выше 150. 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, а при старте настоящей ракеты двигатели будут составлять меньше процента от ее массы, и разница в массе двигателей ни на что не повлияет. Несмотря на то, что двигатель с высоким TWR будет более технологичным, чем с низким, это скорее мера технической простоты и ненапряженности 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.

Цена

Этот параметр во многом связан с доступностью. Если вы делаете двигатель сами, то себестоимость вполне можно подсчитать. Если же покупаете, то этот параметр будет указан явно. К сожалению, по этому параметру не построить красивую таблицу, потому что себестоимость известна только производителям, а стоимость продажи двигателя тоже публикуется далеко не всегда. Также на цену влияет время, если в 2009 году РД-180 оценивался в $9 млн, то сейчас его оценивают в $11-15 млн.

Вывод

Как вы уже, наверное, догадались, введение было написано несколько провокационно (простите). На самом деле, у ракетных двигателей нет одного параметра, по которому их можно выстроить и четко сказать, какой самый лучший. Если же пытаться вывести формулу лучшего двигателя, то получится примерно следующее:

Самый лучший ракетный двигатель - это такой двигатель, который вы можете произвести/купить , при этом он будет обладать тягой в требуемом вам диапазоне (не слишком большой или маленькой) и будет эффективным настолько(удельный импульс, давление в камере сгорания ), что его цена не станет неподъемной для вас.

Скучно? Зато ближе всего к истине.

И, в заключение, небольшой хит-парад двигателей, которые лично я считаю лучшими:

Семейство РД-170/180/190 . Если вы из России или можете купить российские двигатели и вам нужны мощные двигатели на первую ступень, то отличным вариантом будет семейство РД-170/180/190. Эффективные, с высокими характеристиками и отличной статистикой надежности, эти двигатели находятся на острие технологического прогресса.

Be-3 и RocketMotorTwo . Двигатели частных компаний, занимающихся суборбитальным туризмом, будут в космосе всего несколько минут, но это не мешает восхищаться красотой использованных технических решений. Водородный двигатель BE-3, перезапускаемый и дросселируемый в широком диапазоне, с тягой до 50 тонн и оригинальной схемой с открытым фазовым переходом, разработанный сравнительно небольшой командой - это круто. Что же касается RocketMotorTwo, то при всем скептицизме по отношению к Брэнсону и SpaceShipTwo, я не могу не восхищаться красотой и простотой схемы гибридного двигателя с твердым топливом и газообразным окислителем.

F-1 и J-2 В 1960-х это были самые мощные двигатели в своих классах. Да и нельзя не любить двигатели, подарившие нам такую красоту:

РД-107/108 . Парадоксально? Невысокие параметры? Всего 90 тонн тяги? 60 атмосфер в камере? Привод турбонасоса от перекиси водорода, что устарело лет на 70? Это все неважно, если двигатель имеет высочайшую надежность, а по стоимости приближается к

1. Формула Циолковского

гдеW- эффективная скорость истечения,Q Т - вес заряда,q к =Q 0 -Q T - сухой вес ракеты

2. Уравнение тяги

г
деG– весовой секундный расход.

Это выражение определяет теоретическое значение тяги (расчётное) её ещё называют идеальной тягой.

В инженерной практике наряду с прямым расчетом тяги есть способ расчета

, гдеR уд =R/G– удельная тяга – главная энергетическая характеристика РДТТ,W а – эффективная скорость истечения продуктов сгорания из сопла. Но т.к. на практике опытное определение удельной тяги РДТТ затруднено в связи со сложностью измерения расхода н.с., то взаменR уд целесообразнее вводить в рассмотрение характеристику –удельный импульс .

Вначале суммарный импульс

У
дельным (единичным) импульсом ДУ называется отношениеI  за полное время работы к общей массе топлива.

Ф
ормула Циолковского:

W е – эффективная скорость истечения;

Q T – вес топлива;

Q 0 – стартовый вес ракеты.

Температура горения топлив: 2500º К - БТТ; 3300º К – СТТ.

Характеристики ДУ:

 = Q к /Q т – коэффициент весового совершенства;

 v =W т /W к.с. – коэффициент объемного заполнения;

 эф =Q пол /Q дв – коэффициент эффективности;

Q пол – вес полезного груза, поднимаемого данным двигателем на определенную высоту;

Q дв – вес двигателя.

Основной показатель качества: удельная тяга.

Коэффициент энерговооружённости:
= 0.35 - 0.40.

3.Термодинамический расчет процессов в камере. Основные термодинамические характеристики топлива, порядок их определения.

Исходные данные :; состав топлива (;;;); энтальпия топлива ().

(Массовая доля i-го элемента:
; где- атомная массаi-го эл-та;- кол-во атомов;M- молярная масса).

1) Молярная масса

2) Парциальное давление в нулевом приближение

3) Температура в КС в 1-ом приближение:

4) Константы химического равновесия

5) Энтальпия

6) Стандартная энтропия

7) Изобарная теплоёмкость

8) Решаем системы и определяем

9) Молярная масса продуктов сгорания; молярная масса камеры:

10) Энтальпия ПС;

11) Сравнение и; перебор температур осуществляется пока не станет

12) Газовая константа

13) Плотность ПС;

14) Изобарная теплоёмкость ПС;

15) Изохорная теплоёмкость (формула Майера):

16) Показатель адиабаты:

17) Скорость звука в камере:

18) Удельный импульс давления (характеристическая скорость):

;
;

19) Состав ПС:

20) Энтальпия составляющих:

21) Энтропия:

Основные термодинамические характеристики топлива: состав топлива (;;;);энтропия.

(Евграшин: молекулярный вес; газовая постоянная; показатель адиабаты; сила пороха).

5.Определение газодинамических параметров течения в сопле с помощью газодинамических фнункций.

Статические параметры потока связаны с параметрами торможения некоторыми повторяющимися комплексами, зависящими от kи, эти комплексы называются газодинамическими комплексами:();();(). (формулы можно посмотреть в вопросе №32)

, где Т * - температура камеры.

,

,

();();() – основные газодинамические функции. Их преимущество в том, что удобно решать обратные задачи.

- связь газодинамических функций.

При малых скоростях движения основные газодинамические функции близки к 1. Т.е. статические параметры потока практически равны параметрам торможения. При придельной скорости движения газа= max , статические параметры становятся равны нолю, а это значит и основные газодинамические функции равны нолю.

q),y() – расходные функции.

- безразмерная плотность потока.

Максимальная плотность тока всегда будет наблюдаться в критике.

Работает в режиме кратковременных периодических включений (импульсов), суммарное число которых составляет обычно многие тысячи. Характерным является режим импульсной модуляции с импульсами тяги постоянной амплитуды и переменной длительности (ширины) и частоты (от нескольких десятков импульсов в секунду до 1 в несколько суток). По значению суммарного импульса тяги, развиваемого за определённое время, импульсный ракетный двигатель равноценен РД, работающему непрерывно при меньшей тяге. Однако достоинством является возможность путём изменения режима работы двигателя быстро и с большой точностью получать различные значения суммарного импульса тяги, что неосуществимо при использовании РД, работающего непрерывно. К импульсному ракетному двигателю предъявляются требования быстродействия, стабильности характеристик, выдачи минимального значения единичного импульса тяги, малого потребления электроэнергии управляющими клапанами. Идеальный импульсный ракетный двигатель должен выдавать импульсы тяги прямоугольной формы, совпадающие по времени с электрическими командами. В реальном импульсном ракетном двигателе импульсы тяги имеют трапецеидальную или колоколообразную форму; они шире командных импульсов и запаздывают относительно их. Неэкономное расходование ракетного топлива в процессе многократных режимов запуска и останова снижает результирующий удельный импульс РД. развивают малую тягу, большинство их относится к ракетным микродвигателям . применяются в индивидуальных ракетных двигательных установках и являются основным типом РД реактивных систем управления КА. Быстродействие обеспечивает управление полётом при малом расходе рабочего тела. При совершении манёвров, связанных с относительно большими затратами энергии, импульсные ракетные двигатели работают непрерывно (при изменении местоположения синхронных ИСЗ - до нескольких часов).

Импульсные ракетные двигатели работают как на двухкомпонентном самовоспламеняющемся топливе, так и на однокомпонентном топливе. Примером импульсного ракетного двигателя на двухкомпонентном топливе может служить Р-4Д, созданный для реактивных систем управления космического корабля «Аполлон». В качестве однокомпонентного топлива широко используется гидразин. В частности, типичная реактивная система управления связного ИСЗ, стабилизируемого вращением (обычно с частотой ~ 1 с -1), содержит несколько пар гидразиновых импульсных ракетных двигателей тягой ~ 20 Н каждый. Недостатками гидразиновых импульсных ракетных двигателей являются разрушение и потеря качества катализатора при большом числе «холодных» включений. Увеличение ресурса импульсных ракетных двигателей достигается поддержанием катализатора при повышенной температуре (например, 600 К) путём электрообогрева ДУ. Созданы гидразиновые импульсные ракетные двигатели с числом включений свыше 1 миллиона.

Одним из основных показателей эффективности ракетного двигателя является удельная тяга, или удельный импульс. Под этими терминами-синонимами понимается одно и то же, но в различной формулировке.

Удельная тяга - это тяга двигателя, отнесенная к секунд­ному весовому расходу рабочего тела

где секундный расход берется, естественно, в условиях, приведенных к поверхности Земли.

Под удельным понимается импульс, который создает двига­тель на один килограмм веса отброшенного рабочего тела. Раз­личие между удельной тягой и удельным импульсом заключается лишь в том, что первая измеряется в , а второй - в . Как в величине, так и в размерности, ничего не меняется. Удельная тяга и удельный импульс измеряются в секун­дах, а терминологическая приверженность определяется лишь сложившимися традициями. В одних коллективах в силу при­вычки пользуются одним термином, в других - другим. В раз­говорном общении размерность «секунда» обычно игнорируется и заменяется словом «единица». Например, можно услышать: «Двигатель дает 315 единиц удельной тяги…» или - «Это позво­ляет повысить удельный импульс на три единицы...». Согласно выражению (1.5)

Удельная тяга, как видим, определяется в первую очередь скоростью истечения W a , которая зависит не только от свойств топлива, но и от конструктивных особенностей двигателя. В за­висимости от конструкции двигателя меняются условия сгора­ния топлива и истечения продуктов сгорания. Во всех типах ра­кетных двигателей имеется расход масс на внутренние нужды двигателя, как говорят, - на служебные цели. Например, - рас­ход продуктов разложения перекиси водорода на работу тур­бины и расход сжатого газа при стравливании из емкостей. Естественно, при подсчете удельной тяги этот необходимый, но непроизводительный расход массы должен суммироваться с ос­новным, что несколько снижает значение удельной тяги.

Чем выше удельная тяга, тем более совершенным является двигатель, а каждая дополнительная единица удельной тяги ценится очень высоко, особенно для основных силовых установок космических ракет.

Удельная тяга зависит от высоты полета. Поэтому, когда хотят охарактеризовать эффективность двигателя, то называют обычно его пустотную удельную тягу

где W e - эффективная скорость истечения в м/сек.

Значение пустотной удельной тяги современных ракетных двигателей для всех существующих видов химических ракетных топлив лежит в пределах от 250 до 460 единиц.

Государственным Стандартом (ГОСТ 17655-72, Двигатели ракетные жидкостные. Термины и определения) для жидкостных ракетных двигателей в настоящее время введен еще один параметр, характеризующий эффективность, а именно, удельный импульс тяги ЖРД - J y . Он отличается от удельного импульса тем, что тяга относится не к весовому, а к массовому секундному расходу

и измеряется не в сек, а в н с/кг, т. е. в м/с. Удельный импульс тяги ЖРД - это уже знакомая нам эффективная ско­рость истечения, применение которой теперь распространяется и на атмосферный участок полета. Удельный импульс тяги ЖРД связан с удельной тягой очевидным соотношением:

а в числовом выражении:

Многословие термина провоцирует его сокращение, и удельный импульс тяги ЖРД нередко называют удельным импульсом, что влечет за собой смысловое искажение. Выручает, однако, де­сятикратное числовое различие. Если в технической докумен­тации для двигателя на химическом топливе удельный импульс указан в сотнях единиц, значит, речь действительно идет об удельном импульсе, измеряемом в сек; если же - в тысячах, можно не сомневаться, что это - удельный импульс тяги ЖРД, выраженный в м/с.

Фильтры