НУЖНЫ МОЩНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ

НУЖНЫ МОЩНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ

Теоретически можно рассчитать любую орбиту для космической станции. Можно спроектировать станцию почти любого веса, размеров и конфигурации. Но все расчеты и планы могут остаться неосуществленными, если они не будут основаны на реальных возможностях ракетной техники. Чтобы «забросить» ОКС на орбиту целиком или по частям, потребуется несколько очень больших ракет-носителей с мощными ракетными двигателями.

До сих пор все космические рейсы выполнялись с помощью жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). С тех пор как более 30 лет назад на испытательном стенде заработал первый советский жидкостный двигатель, ракетная техника ушла далеко вперед. Первые такие двигатели едва-едва могли поднять в воздух самих себя, а сейчас гигантские многоступенчатые ракеты с ЖРД развивают первую и вторую космические скорости, имея не одну тонну полезной нагрузки. Бурный успех космонавтики последних лет связан с прогрессом ЖРД, ростом их тяговых возможностей и повышением надежности. Вес доставляемых на орбиту тел за какие-нибудь четыре года вырос почти в 100 раз — с 80 кг 1957 г. до 6,5 т в 1961 г. Спрашивается, не исчерпаны ли уже все возможности ЖРД с точки зрения дальнейшего повышения технических данных орбитальных кораблей можно ли будет с помощью ЖРД создать огромные космические станции на орбите вокруг Земли или понадобятся принципиально новые схемы получения реактивной тяги?

Как показано Циолковским, конечная скорость pакеты зависит от скорости истечения продуктов реакции компонентов рабочего тела двигателя и относительного веса топлива, имеющегося на ракете:

V = 2,3 w lg(G_нач/G_кон)

где V — конечная скорость полета ракеты;

w — скорость истечения реактивной струи;

G_нач и G_кон — начальный и конечный вес ракеты.

Для одноступенчатой ракеты (для которой и написана эта формула) будет действительно следующее равенство:

G_нач=G_кон + G_топл

Скорость истечения из сопла ЖРД зависит от физических и химических свойств топлива, а также от температуры и давления в камере сгорания. Отношение весов G_нач/G_кон зависит также от свойств топлива и, кроме того, от совершенства конструкции ракеты.

С целью увеличения полезного груза и характеристической скорости ракеты сейчас широко применяются «ракетные поезда», как называл Циолковский многоступенчатые ракеты.

Проблема повышения скорости истечения, которая решается не без успеха, сама по себе не является главной при создании орбитальных ракет-носителей. Весьма существенны также требования к максимальной тяге двигателя и его надежности. Особенно важны, разумеется, они для первой ступени ракеты, когда полетный вес максимальный.

Ракета для вывода ОКС на орбиту должна иметь вполне определенный избыток тяги двигателя по сравнению с весом. С одной стороны, избыток тяги должен быть достаточным для подъема ракеты данного веса. Рассуждая теоретически, можно было бы иметь начальную тягу лишь немногим больше стартового веса ракеты. Но тогда время выведения будет очень большим, а это значит, что на преодоление земного притяжения будет затрачено слишком много энергии. Это приведет к перерасходу топлива и уменьшению веса полезной нагрузки. Но, с другой стороны, избыток тяги не должен быть слишком большим, для того чтобы перегрузки, возникающие при ускорении ракеты на подъеме, были в пределах допустимых.

Работы по созданию новых мощных ЖРД ведутся сейчас довольно широко. Известно, например, что американская фирма «Рокетдайн» испытывает ЖРД с тягой около 680 т. Трудности в доводке таких двигателей значительны, а требования к точности и надежности очень высоки.

Но и такой мощный двигатель, установленный на первой ступени ракеты-носителя, не смог бы поднять на орбиту полезный груз более 10–15 т. Где же выход? В применении испытанного способа повышения тяговооруженности ракет, т. е. в использовании на начальных и последних ступенях связок из нескольких ЖРД.

Идея связок возникла в свое время в связи с недостаточной мощностью имевшихся двигателей. Теперь она получила широкое распространение, и появление сверхмощных ЖРД не противоречит этой идее, а увеличивает ее возможности. Правда, у такой схемы есть недостатки. Хотя надежность одного двигателя в связке может быть даже выше надежности одного большого ЖРД, эквивалентного связке по тяге, общая надежность связки из нескольких двигателей может оказаться недостаточной. Система топливопитания связки значительно усложняется. И все-таки это единственный путь создания ракет со стартовым весом 600 т и более. Поэтому в последнее время, как отмечается в американской печати появилась тенденция к унификации жидкостных двигателей, т. е. к сокращению различных типов ЖРД с целью получения максимальной их надежности.

Имея небольшой ассортимент достаточно надежных двигателей разной мощности, можно было бы применять их во всевозможных комбинациях на тех или иных космических аппаратах.

Однако в этом направлении можно пойти и дальше, а именно осуществить унификацию не только двигателей, но и целых ступеней ракетных аппаратов различного целевого назначения, чтобы одни и те же стандартные ступени использовать в соответствующих комбинациях для создания самых разнообразных типов ракет-носителей.

Как считают американские специалисты, помимо увеличения надежности, применение принципа унификации при проектировании носителей даст большой выигрыш от снижения затрат, связанных с разработкой всевозможных космических систем.

В табл. 2 приведены различные проектные варианты использования унифицированных ступеней американской ракеты «Сатурн» и даны соответствующие веса полезных нагрузок для различных задач, начиная от запуска обитаемого спутника Земли и кончая осуществлением мягкой посадки космического аппарата на Луну [35].

Каждая ступень ракеты имеет связку из нескольких жидкостных двигателей, причем на второй и третьей ступенях установлены одинаковые двигатели фирмы «Рокетдайн», а на четвертой и пятой — однотипные двигатели фирмы «Пратт Уитни». Проектные характеристики отдельных ступеней ракеты «Сатурн» приведены в табл. 3.

Улучшенный вариант ракеты «Сатурн» С-1В должен выводить на орбиту высотой 480 км полезную нагрузку около 14 т.

Таблица 2

Таблица 3

Надежность двигателя Н-1 «Рокетдайн» на основании большой серии опытных испытаний оценивается 96,5 %. Надежность связки из восьми таких двигателей, устанавливаемой на первой ступени, значительно меньше и составляет лишь 75 %. При проектировании первой ступени была предусмотрена возможность продолжения полета и при отказе одного или двух двигателей, причем получение расчетной конечной скорости всей ракеты обеспечивается увеличением времени работы верхних ступеней. Фирма «Рокетдайн» стремится повысить надежность первой ступени путем замены связки из восьми двигателей Н-1 одним большим двигателем F-1 тягой 680 т. Конечно, и двигатель F-1 можно использовать в связках. Предполагается, что ракеты с четырьмя, шестью или восемью двигателями F-1 в первой ступени (проект «Нова») будут иметь полезную орбитальную нагрузку соответственно 113, 170 и 227 т. Реализация подобных проектов позволит обойтись одной ракетой при создании крупных ОКС.

Контуры ракеты-носителя «Сатурн» в трехступенчатом варианте показаны на рис. 11.

Рис. 11. Трехступенчатая ракета «Сатурн»:

^{1 — центральный бак; 2 — наружный бак; 3 — поворотный двигатель; 4 — неподвижный двигатель; 5 — тормозные посадочные двигатели; 6 — обтекатель}

В конструктивном отношении наиболее интересна первая ступень, которая представляет собой самую сложную и дорогостоящую часть всей ракеты-носителя. Используемая во всех вариантах ракеты и имеющая специальную парашютную, роторную или парусную систему приземления, она может быть применена многократно. Эта система, обеспечивающая постепенное гашение скорости и плавную посадку, в парашютном варианте состоит из восьми тормозных пороховых двигателей нескольких парашютов и большого надувного баллона для посадки на воду.

По мнению конструкторов, возможность многократного применения первой ступени носителя существенно снизит общие затраты на запуск и выведение на орбиту космических аппаратов.

Конструктор ракет Браун, например, считает, что сохранение первой ступени для изучения узлов ракеты «Сатурн» даст больше данных, чем телеметрическая информация, полученная через 1000 каналов во время запуска.

Данные табл. 3 обращают наше внимание на то, что двигатели первой ступени работают на хорошо освоенном топливе (керосин плюс жидкий кислород), а в двигателях всех последующих ступеней в сочетании с кислородом используется более эффективное горючее — жидкий водород.

Почему же водородно-кислородные двигатели, применение которых явится важным шагом вперед в строительстве ЖРД, ставятся лишь на верхние ступени ракеты-носителя «Сатурн»?

Прежде всего это выгодно с энергетической точки зрения. Дело в том, что энергия газовой струи, истекающей из сопла ракетного двигателя, наиболее полно используется тогда, когда скорость истечения близка к скорости полета.

Если скорость истечения больше скорости полета, покидающая ракетный двигатель струя газов уносит с собой и рассеивает в пространстве некоторый избыток энергии. По-другому ведет себя выходящая из сопла струя, когда скорость истечения продуктов сгорания меньше скорости ракеты: струя как бы «волочится» за ракетой и «притормаживает» ее.

При запуске орбитального тела скорость ракеты-носителя увеличивается от нуля до первой космической, что при скорости истечения w = 2500 м/сек соответствует изменению отношения скорости движения к скорости истечения от нуля примерно до трех. Отсюда следует, что топлива, дающие большие скорости истечения (таким топливом и является водород, у которого w = 4000 м/сек), рациональнее всего применять на верхних ступенях, работающих при высоких скоростях полета. Первая же ступень большую часть времени работает при скоростях полета значительно меньших скорости истечения, и повышать их невыгодно из-за роста перегрузок и сопротивления атмосферы. Заметим, что применение водорода на верхних ступенях существенно снижает потребную тягу первой ступени. Так, при проектировании ракетной системы «Сатурн» было подсчитано, что использование для двигателей второй ступени не водорода, а керосина потребовало бы увеличения тяги первой ступени на 70 %. Если же керосин применить также и на третьей ступени, то тягу двигателей первой ступени пришлось бы утроить.

Есть еще одна причина, препятствующая применению водорода на первой ступени. Дело в том, что водород как горючее обладает существенным недостатком — он имеет низкий по сравнению с другими горючими удельный вес. Поэтому для хранения водорода на борту ракеты требуются очень большие емкости. Происходит утяжеление конструкции за счет баков. По этой причине водород очень долго вообще не рассматривался как топливо для двигателей. Для первой ступени утяжеление может быть настолько существенным, что прирост конечной скорости ракеты за счет применения водорода будет совершенно незначительным из-за уменьшения отношения масс (см. формулу Циолковского). Другое дело на верхних ступенях, где требуются значительно меньшие запасы горючего. Увеличение объема и веса баков этих ступеней при использовании водорода не скажется сколько-нибудь заметным образом на отношении масс, а значит, увеличит прирост скорости ракеты.

Это не значит, однако, что невозможно дальнейшее совершенствование двигателей первой ступени. Улучшение характеристик этих двигателей будет, несомненно, достигнуто за счет более совершенной организации процессов горения и истечения продуктов сгорания. Возможности здесь еще далеко не исчерпаны. Например, установлено, что минимальные потери при истечении достигаются тогда, когда в реактивном сопле происходит полное расширение, т. е. давление на выходе равно давлению в окружающем пространстве. У двигателей, устанавливаемых на нижних ступенях ускорителей и работающих в широком диапазоне изменения атмосферного давления, потери тяги могут быть довольно существенными за счет перерасширения или недорасширения газовой струи в выходном реактивном сопле. Потери эти в применяемых соплах (так называемых соплах Лаваля), обычно нерегулируемых, объясняются тем, что при изменении высоты полета, а следовательно, и давления среды давление струи в выходном сечении сопла остается неизменным. Внутри такого сопла поток газов как бы зажат и почти не «чувствует» изменения высоты полета. Переход от сопел Лаваля к соплам нового типа позволит заметно улучшить высотные характеристики ракетных двигателей.

Контуры обычного сопла Лаваля и сопел нового типа показаны на рис. 12. В соплах нового типа газовая струя обладает способностью как бы подстраиваться под изменяющиеся условия внешней среды: на малых высотах она поджимается, а на больших расширяется так, что давление в выходном сечении сопла непрерывно меняется по высоте вместе с изменением атмосферного давления. Формы струи в соплах с центральным телом и центральной вставкой, характерные для различных высот полета, показаны на рис. 12, а, б пунктирными линиями.

Рис. 12. Типы сопел ракетных двигателей:

^{а — сопло с центральной вставкой; б — сопло с центральным телом; в — обычное сопло Лаваля}

Помимо улучшения высотных характеристик, применение сопел нового типа должно дать ощутимый выигрыш в размерах и весе двигателя, поскольку уже первые опыты с подобными соплами показали, что их можно делать вдвое короче по сравнению с соплами Лаваля такой же тяги.

Как видим, возможности применения ЖРД еще далеко не исчерпаны. И можно не сомневаться, что мы будем свидетелями осуществления новых грандиозных полетов в космос с помощью испытанных и надежных жидкостно-ракетных двигателей.

Однако в последние годы в зарубежной печати все чаще говорят об использовании для выведения космических аппаратов и создания ОКС некоторых других типов двигателей.

Несколько лет назад инженеры снова вернулись к тем типам ракет, которые отошли на второй план после изобретения ЖРД. Речь идет о пороховых ракетах, или, как их называют теперь, ракетных двигателях твердого топлива (РДТТ). Современных ракетостроителей эти двигатели привлекли своей конструктивной и эксплуатационной простотой. Для таких двигателей не нужны гигантские баки с жидким топливом, а значит, не нужны насосы, обилие топливных магистралей, форсунок и пр. Отсюда и высокая надежность РДТТ (по оценкам американских специалистов — до 99 %). Правда, РДТТ, использующие энергию сгорания специальных порохов, дают несколько меньшие скорости истечения по сравнению с ЖРД, а для достижения одинаковой конечной скорости ракета с РДТТ оказывается на 30–50 % тяжелее ракеты с ЖРД. Но так как ракеты на твердом топливе требуют существенно меньших затрат на изготовление и обслуживание, нежели жидкостные ракеты, то, как оказывается по подсчетам американских специалистов, каждый килограмм взлетного веса пороховой ракеты стоит вдвое дешевле [19].

Появившийся вновь интерес к РДТТ объясняется также значительным улучшением технологии изготовления пороховых зарядов за последние годы. Раньше заряд твердого топлива, состоящий из частичек горючего и окислителя, отливался или прессовался в виде отдельной шашки, покрываемой сверху негорючим материалом, и закладывался затем в камеру сгорания. При этом по соображениям обеспечения прочности двигателя необходимо было иметь довольно толстые, а следовательно, и тяжелые стенки камеры. Между стенками камеры сгорания и пороховой шашкой оставался значительный зазор, и поэтому, несмотря на большой общий вес, двигатель получался все же недостаточно прочным — в заряде возникали напряжения и появлялись трещины. Создание твердых топлив с резиноподобным связующим веществом [20] позволило в корне изменить технологический процесс отливки зарядов и снаряжения двигателей. Появилась возможность заливать заряд непосредственно в камеру двигателя. Заряд такого топлива, который в отличие от обычных порохов назвали смесевым, после затвердения (полимеризации) оказывается плотно связанным со стенками камеры, а это допускает применение легких тонких стенок. Специальные связующие вещества придают заряду высокие прочностные свойства и уменьшают тепловые и механические напряжения. При этом отставания пороховой массы от стенок камеры не происходит и опасность самовоспламенения сводится к минимуму.

На пути создания крупных ракет-носителей с РДТТ для выведения орбитальных станций еще много нерешенных проблем. К ним относят, например, увеличение мощности и продолжительности работы, уменьшение удельного веса РДТТ. Существующие РДТТ могут работать, как правило, не больше 30–40 сек. Для выведения на орбиту тяжелой ОКС этого времени явно недостаточно. Его требуется увеличить по крайней мере в три-четыре раза. Правда, увеличение времени работы двигателя потребует интенсивного охлаждения стенок камеры и сопла двигателя. Здесь нет жидкого топлива, с помощью которого охлаждаются камеры сгорания ЖРД, поэтому требуются специальные системы охлаждения. В качестве эффективного способа может быть использовано испарение какого-либо металла, в жидком состоянии подаваемого на стенки сопла. Проведенные за рубежом исследования показали, что двигатели, у которых сопла охлаждаются испарением жидкого лития или магния, могут работать в течение 80 сек при температуре пламени до 3400 °C.

При создании РДТТ большой мощности конструкторы сталкиваются с чрезвычайно большими весами, затрудняющими транспортировку двигателей к месту старта.

На помощь приходит так называемое секционирование, т. е. двигатель собирается из отдельных секций непосредственно на пусковой площадке. Учитывая кратковременность работы РДТТ, их выгоднее применять на первых ступенях космических ракет-носителей [32]. Один из зарубежных проектов вывода на орбиту высотой 560 км орбитальной станции весом 13,3 т предусматривает применение РДТТ в качестве стартовых двигателей ракеты-носителя «Титан-3». Каждый из двух пятисекционных двигателей длиной 21 м, диаметром около 4,5 м и весом около 250 т разовьет тягу около 600 т и будет работать 1,5 мин.

Способ секционирования, как отмечается в американской печати, даст возможность создать РДТТ с огромной тягой — до 4000 т и более. Конечно, это снова приведет к определенным трудностям. Транспортировка секций, сборка и установка таких двигателей на ракете будут очень сложны, ведь вес двигателей достигнет многих сот тонн при длине до 100 м и диаметре около 10 м.

В последнее время исследуется возможность использования для выведения спутников на орбиту воздушно-реактивных двигателей (ВРД), получивших широкое применение в авиации. Считают, что применение ВРД снизит стартовый вес ракеты-носителя, поскольку в качестве окислителя будет использоваться атмосферный воздух. Кроме того, появится возможность использовать подъемную силу крыла, так как траектория полета будет довольно пологой. Следует помнить о том, что при возвращении на Землю ступени с ВРД с целью ее повторного использования не понадобятся дополнительные тормозные установки, а может быть, и парашюты. Для спуска и посадки потребуется лишь небольшой запас топлива.

Предварительные расчеты некоторых ученых показывают, что из всех типов ВРД наиболее подходящими для данной цели являются прямоточные, а также комбинированные двигатели — ракетно-прямоточные и турборакетные. Обыкновенные турбокомпрессорные ВРД, установленные на первой ступени, не дадут выигрыша в стартовом весе и вряд ли будут когда-нибудь использоваться при выведении больших орбитальных станций.

Как известно, прямоточные ВРД не могут работать на месте и при малых скоростях полета. Однако на скоростях, соответствующих числам М от 2 до 6, эти двигатели очень эффективны до высот 40 км. В связи с этим их предлагают устанавливать на второй ступени многоступенчатой ракеты-носителя.

В одном из опубликованных в печати проектов [26] рассматривается трехступенчатая ракета, у которой первая и третья (последняя) ступени работают на жидком топливе, а вторая ступень имеет крылья и снабжена прямоточными двигателями. Жидкостные двигатели первой ступени поднимают ракету на высоту 12 км, одновременно разгоняя ее до скорости 300 м/сек. На этой скорости запускаются прямоточные двигатели второй ступени, обеспечивающие разгон ракеты до 4000 м/сек по относительно пологой траектории. В конце работы второй ступени ракета достигает высоты около 30 км. С этой высоты начинает работать третья ступень, траектория полета ракеты становится более крутой, а отделившаяся вторая крылатая ступень плавно снижается и производит посадку на Землю.

Практическая реализация подобных проектов вызовет, видимо, значительные трудности. Дело в том, что пока еще не удается обеспечить устойчивую работу прямоточного двигателя в широком диапазоне скоростей полета. Кроме того, обшивка ракеты, летящей с высокой скоростью на относительно малой высоте, будет подвержена значительному аэродинамическому нагреву.

Рис. 13. Схема ядерного двигателя с твердыми тепловыделяющими элементами:

^{1 — подача рабочего тела; 2 — сопло; 3 — отражатель; 4 — замедлитель с ядерным горючим}

Как известно, при использовании ЖРД на борту ракеты-носителя необходимо иметь два компонента топлива — горючее и окислитель. В этом отношении большой интерес представляет ядерный ракетный двигатель (ЯРД), который работает на однокомпонентном рабочем теле, а главное, дает высокую удельную мощность. По своей схеме такой двигатель отличается от ЖРД только тем, что нагрев его рабочего тела происходит не в камере сгорания, а в ядерном реакторе (рис. 13). При этом отпадает одно из препятствий для получения высоких скоростей истечения, свойственное ЖРД, для которого очень важно удачно выбрать сочетание компонентов топлива. Чем легче топливо, чем меньше его молекулярный вес, тем больше можно получить скорость истечения из двигателя. В ЯРД можно применять рабочее тело с самым малым молекулярным весом, например водород или гелий. К сожалению, максимальная температура рабочего тела, от которой также зависит скорость истечения и тяга двигателя, ограничена стойкостью применяемых ядерных и конструкционных материалов. Поэтому вопросы охлаждения занимают здесь еще более важное место, чем в ЖРД.

Известно, что чистый уран плавится при температуре 1130 °C, а это явно недостаточно для ракетного двигателя. Если в качестве активной массы реактора применять окись урана (температура плавления 2750 °C), то можно получить достаточно эффективный ЯРД с твердыми тепловыделяющими элементами. Но и такая температура не предел для ЯРД. Рассматривается возможность создания реакторов с жидкими тепловыделяющими элементами, позволяющими нагревать рабочее тело до температур намного выше 3000 °C. Наиболее высокая температура нагрева может быть получена в так называемом газофазном реакторе (температура выше 3500 °C) [13].

По соображениям безопасности для экипажа ракеты с ядерным двигателем необходимо иметь мощную антирадиационную защиту, что, конечно, в значительной мере увеличит стартовый вес. И еще одно условие: в целях предотвращения загрязнения атмосферы радиоактивными продуктами реактивной струи ядерный двигатель желательно включать лишь на значительной высоте. Эти недостатки делают применение такого двигателя на первой ступени ракеты неудобным и крайне нежелательным. Хотя в настоящее время ядерные ракетные двигатели находятся в стадии разработки, тем не менее многие проекты ракет-носителей для выведения ОКС предусматривают их применение. Так, по американскому проекту «Ровер» на третьей ступени ракеты-носителя «Сатурн» С-2 предполагается установить ядерный двигатель, что позволит вывести на орбиту высотой 560 км ОКС весом 31 т.

В зарубежной печати встречаются также сообщения о проектах очень мощных ракет на ядерном горючем для выведения сверхтяжелых орбитальных станций. Например, проект под условным названием «Антарес» задуман с целью исследования возможности выведения на орбиту полезного груза весом до 2500 т, а проект «Альдебаран» имеет целый создание космических систем для запуска орбитальной станции весом 30 000 т. Сейчас эти цифры кажутся нам совершенно фантастическими, но разве не фантастикой казалась еще недавно возможность посылки почти тонны полезного груза к Марсу?