Трехкомпонентная ракета - Википедия - Tripropellant rocket

А трехкомпонентная ракета это ракета который использует три пропелленты, в отличие от более распространенных двухкомпонентная ракета или же монотопливная ракета конструкции, в которых используются два или одно пороховое топливо соответственно. Системы с трехкомпонентным топливом могут иметь высокую удельный импульс и были исследованы на предмет одна ступень на орбиту конструкции. А трехкомпонентные двигатели прошли испытания Rocketdyne и Энергомаш, ни одна трехкомпонентная ракета не построена и не запущена.

Есть два разных типа трехкомпонентных ракет. Один из них - ракетный двигатель, который смешивает три отдельных потока топлива, сжигая все три топлива одновременно. Другой вид трехкомпонентных ракет - это ракеты, использующие один окислитель но два топливо, 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 же 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 закачки твердого металла в двигатель. упорная камера; тепло, масса и импульс транспорт ограничения по фазам; и трудность достижения и поддержания горения металла.[1]

В 1960-х годах Rocketdyne запустила двигатель, в котором использовалась смесь жидкого лития, газообразного водород, и жидкость фтор произвести удельный импульс 542 секунды, вероятно, самое высокое измеренное значение для химического ракетного двигателя.[2]

Последовательный ожог

В трехкомпонентных ракетах топливо меняется во время полета, поэтому двигатель может сочетать высокую тягу плотного топлива, например керосин в начале полета с высоким удельным импульсом более легкого топлива, например жидкий водород (LH2) позже в полете. В результате получился единственный двигатель, обеспечивающий некоторые из преимуществ постановка.

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 РД-701 достижение удельного импульса 415 секунд в вакууме (выше, чем у чистого LH2 / LOX RS-68 ), где чистый керосиновый двигатель с аналогичной степенью расширения достиг бы 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 весить очень много, 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 уменьшает массу сцены и, кроме того, снижает потери до атмосферное сопротивление. Кроме того, двигатели на основе керосина обычно обеспечивают более высокую толкать, что важно для взлета, уменьшая гравитационное сопротивление. Таким образом, в общих чертах существует «золотая середина» на высоте, когда один вид топлива становится более практичным, чем другой.

Традиционные конструкции ракет используют эту золотую середину в своих интересах за счет постановки. Например, Сатурн против использовал нижнюю ступень с питанием от РП-1 (керосин) и разгонные блоки на LH2. Некоторые из первых Космический шатл При проектировании использовались аналогичные конструкции, с одной ступенью, использующей керосин в верхних слоях атмосферы, где верхняя ступень, работающая на LH2, загоралась и продолжалась оттуда. Более поздняя конструкция "Шаттла" в чем-то похожа, хотя на его нижних ступенях использовались твердотопливные ракеты.

ССТО ракеты могли просто нести два комплекта двигателей, но это означало бы, что космический корабль будет нести один или другой комплект, «выключенный» большую часть полета. С достаточно легкими двигателями это может быть разумным, но конструкция SSTO требует очень высокой массовая доля и поэтому имеет тонкие, как бритва, поля для дополнительного веса.

При взлете двигатель обычно сжигает оба топлива, постепенно изменяя смесь на высоте, чтобы поддерживать выхлопной шлейф «настроенным» (стратегия, аналогичная по концепции заглушка сопла но с помощью обычного звонка), в конечном итоге полностью переключившись на LH2, как только керосин сгорел. На этом этапе двигатель в основном представляет собой прямой двигатель LH2 / LOX с дополнительным топливным насосом, висящим на нем.

Эта концепция была впервые исследована в США Робертом Салкельдом, который опубликовал первое исследование концепции в Смешанный режим движения для космического челнока, Astronautics & Aeronautics, август 1971 г. Он изучил ряд проектов с использованием таких двигателей, как наземных, так и ряда, запускаемых с воздуха с больших реактивных самолетов. Он пришел к выводу, что трехкомпонентные двигатели дадут прирост более чем на 100% доля полезной нагрузки, уменьшение объема топлива более чем на 65% и более чем на 20% в сухом весе. Во второй проектной серии изучалась замена Shuttles. СРБ с ускорителями на трехкомпонентном топливе, в этом случае двигатель почти вдвое уменьшил общий вес конструкции. Его последнее полное исследование было на Орбитальный ракетный самолет в котором использовалось как трехкомпонентное топливо, так и (в некоторых версиях) пробковое сопло, в результате чего космический корабль был лишь немного больше, чем Локхид SR-71, способные работать с традиционных взлетно-посадочных полос.[4]

Трехкомпонентные двигатели были построены в Россия. Косберг и Глушко разработали в 1988 г. ряд экспериментальных двигателей для ССТО космоплан называется МАКС, но и двигатели, и МАКС были списаны в 1991 году из-за отсутствия финансирования. Глушко РД-701 был построен и испытан, и хотя были некоторые проблемы, Энергомаш считает, что проблемы полностью разрешимы и что проект действительно представляет собой один из способов снизить затраты на запуск примерно в 10 раз.[3]

Рекомендации

  1. ^ Журавски, Роберт Л. (июнь 1986 г.). «Текущая оценка концепции трехкомпонентного топлива» (PDF). ntrs.nasa.gov. НАСА. Получено 14 февраля 2019.
  2. ^ Кларк, Джон (1972). Зажигание! Неофициальная история жидкого ракетного топлива. Издательство Университета Рутгерса. С. 188–189. ISBN  0-8135-0725-1.
  3. ^ а б Уэйд, Марк. «РД-701». Astronautix.com. Получено 14 февраля 2019.
  4. ^ Линдроос, Маркус (15 июня 2001 г.). РЛВ "Триппеллент" Роберта Сталкельда. Получено 14 февраля 2019.