Как устроена ракета или о застое в космонавтике

Основа любой космической программы — ракета-носитель. Именно в ее возможность выводить груз в космос упираются любые космические амбиции государств и частников. Как эти штуки летают и какой был прогресс за 60+ лет космической эры?

Основы

Допустим мы хотим построить ракету космического назначения. Мы хотим чтобы ракета могла:

1. Вообще оторваться от Земли.

2. Разогнать полезную нагрузку хотя-бы до первой космический и поднять ее как минимум на 180-200 км над уровнем моря.

3. Поднять столько полезной нагрузки сколько нам нужно.

Для 1 нам нужно обеспечить стартовую тягу не ниже стартовой массы ракеты.

Для 2 и 3 мы можем наращивать стартовую массу, увеличивать удельный импульс, делать больше ступеней, делать ступени с как можно большим отношением сухой массы к заправленной. Да, одной ступени для химического топлива недостаточно, хотя есть нюансы, но с двумя ступенями чтобы не вытащить на НОО хоть что-нибудь надо постараться.

Удельный импульс часто пишут в секундах. Переводится в метры в секунду скорости истечения умножением на 9.8, в таком виде входит в формулу Циолковского, причем в ее экспоненциальную часть. Как нам его поднять? Можно взять топливо с лучшей теплотворностью. Лучшее из доступного — пара водород-кислород. Если только водород-фтор не считать. Вот только у жидкого водорода крайне мала плотность, что увеличивает массу баков при прочих равных. Кроме того, двигатели на одной и той же топливной паре могут иметь разный удельный импульс. Это зависит в конечном итоге от разницы давлений в камере сгорания и на среде сопла — чем больше, тем лучше. На старте у нас давление на срезе ни как не ниже атмосферного, вне атмосферы давление на срезе зависит от ширины сопла.

Для минимизации аэродинамических и гравитационных потерь ракета в начале поднимается вертикально, проходя плотные слои атмосферы по кратчайшему пути, затем начинает заваливаться на бок.

В ванильной KSP планета переразмерена так чтобы первая космическая была 2000 м/с, но ускорение свободного падения осталось земным. Это позволяет в том числе выходить на орбиту за 2-3 минуты, а не 9 как в реальности

Вертикальная проекция вектора скорости ракеты должна позволить ей подняться до высоты желаемой орбиты, горизонтальная должна стать равной круговой скорости к моменту набора высоты. К счастью важна именно проекция, а гипотенуза всегда меньше суммы катетов.

Перейдем к конкретным цифрам. Чтобы подпрыгнуть на 200 км без учета сопротивления воздуха нам нужно около 2000 м/с. Находится приравниванием кинетической энергии на старте к потенциальной в конце. Благодаря тому что нам нужна именно проекция, мы можем разогнаться на 2800 м/с под углом 45 градусов к горизонту и положить те же 2000 м/с в боковую скорость, которая должна стать 7800 м/с. И потратить всего 800 м/с сверх необходимого для первой космической. Разумеется, в реальности разгон не мгновенный, поворот постепенный и нужно учитывать сопротивление воздуха. Но суть так же. Для ракеты первая космическая не 7800 м/с, а 9000-9500 м/с из-за, в основном, потерь на подъем.

И так, полет ракеты можно условно разделить на две неравные части: подъем и набор горизонтальной скорости. При этом требования к ракете на этих участках разные. При вертикальном разгоне надо иметь стартовую тягу больше массы ракеты, а вот при горизонтальном разгоне главное успеть добрать первую космическую, из-за чего верхние ступени часто имеют тягу меньше своего стартового веса. Кроме того на горизонтальном участке мы можем иметь высокий удельный импульс просто за счет большого сопла. Которое на вертикальном участке было бы бесполезно и даже вредно из-за отрыва струи от стенок. Короче, требования на этих участках настолько разные что лучше бы делать под каждый из них свою ракету. Но ракеты сейчас и так многоступенчатые.

Какие конкретно бывают ступени?

Твердое топливо

На данный момент используется твердое смесевое топливо на основе перхлората аммония как источника кислорода, алюминия как горючего и бутадиенкаучука как связующего.

Плюсы:

1. Проще всего обеспечить высокую тягу.

2. Надежность. Считается что РДТТ не взрывается. Нет, у «Челленджера» взорвался не сам РДТТ, а бак с водородом, подожженный струей газов из РДТТ.

3. Относительная дешевизна конструкции. Сама труба делается хоть из нержавейки. Сопло уже должно быть довольно хитрым композитом ибо ему нужно держать раскаленные газы без активного охлаждения. Зато ровно 0 движущихся частей, если не считать управления вектором тяги. Которого может и не быть.

Минусы:

1. Скорость истечения не выше 2600 м/с.

2. Само топливо ОЧЕНЬ дорого. У Атласа-5 добавления 49-тонного ускорителя увеличивало цену запуска на 5-10 миллионов долларов в зависимости от варианта ракеты.

3. Многоразовость не имеет смысла ибо основная сложность цена двигателя в топливной шашке.

4. Экология? Не не слышал. Из твердотопливной ракеты вылетают соединения хлора и микрочастицы оксида алюминия.

Применение — обеспечение стартовой тяги.

Жидкостные двигатели

На данный момент основные. Чисто-твердотопливные ракеты ограничены легким классом и там постепенно вымирают. Многие ракеты полностью жидкостные.

Как уже говорилось выше, в ракетном двигателе должно быть как можно более высокое отношение давления в камере сгорания к давлению на срезе сопла. У твердотопливоного топливо уже в камере сгорания, а вот в жидкостном его нужно закачивать в камеру под давлением не ниже рабочего. Для чего можно либо создать высокое давление в баках ракеты, либо поставить турбонасос.

Стимпанковая космонавтика

Технология вытеснительной подачи на данный момент почти мертва. С одной стороны баки получаются слишком тяжелые, с другой нормального давления так все равно не добиться. Точнее так пишут в научно-популярных книжках, на деле же не все так однозначно. Самой массовой ступенью с вытеснительной подачей была пожалуй вторая ступень Дельты-2 или Delta-K. Поздние модификации вполне сравнимы с Фрегатом у которого турбонасосная подача, давление в камере и баке всего 9 атмосфер, что не сильно выше рабочего давления обычных баков.

Преимущества вытеснительной подачи выглядят настолько соблазнительно что постоянно появляются проекты полностью вытеснительных ракет, самый знаменитый, конечно, «Морской Дракон»:

Доступный для России.

Но проекты таких ракет настолько регулярно загибаются по, вроде бы, нетехническим причинам что впору шапочку из фольги одевать. Например Альфа Центавра прямо пишет про проект Beal Aerospace:

Время идёт, а Beal Aerospace, несмотря на значительные успехи в испытаниях двигателей, так и не получает зелёный свет от NASA на продолжение работ. Нет главного: разрешения на запуск его ракет в США.

В отчаянии компания ищет стартовые площадки за пределами Америки, но везде получает отказ.

Сейчас уже практически в открытую говорится, что «подножку» компании Эндрю Била тогда, на фоне локального падения рынка запусков, поставили старые гиганты аэрокосмической отрасли — Boeing и Lockheed Martin.

Впрочем, данная информация не бьется с «Энциклопедией Астронавтики» Вейда:

As a launch site for the BA-2, Beal Aerospace signed an agreement on 18 December 1997 for the exclusive use of Sombrero Island in the Caribbean for up to 98 years. This lone island was 56 km north-west of Anguilla, a dependent territory of the United Kingdom. It was well located for due-east launches as well as north and north-east launches for all orbit inclinations of commercial interest.

Вариантом двигателя вытеснительной подачи являются гибридные двигатели с твердой горючей шашкой через которую продувается окислитель. Еще менее распространены чем вытеснительные. Например SpaceShipOne был именно с таким.

Турбина

Гораздо более популярна турбонасосная подача. Турбину может крутить перекись водорода (Союз), электромотор (Электрон) или основные компоненты топлива (все остальные). Газ из турбины можно просто выпустить наружу и тогда ваш двигатель будет открытого цикла, или запихнуть в камеру сгорания как делается в двигателях закрытого цикла.

Открытый цикл менее эффективен чем закрытый. Может быть он хоть проще? И да и нет. Тут мы подошли к фундаментальной и малоизвестной в широких массах проблеме двигателестроения — высокочастотным колебаниям.

В камере сгорания жидкое топливо не только горит, но и испаряется. В результате в ней идут сложные физико-химические процессы, приводящие к неустойчивости горения. И высокочастотным колебаниям (ВЧ), не полезным не только для горения, но и для конструкций двигла и ракеты. И главная засада в том что ВЧ тем сильнее, чем больше давление в камере, а значит и скорость истечения. От тяги, то есть потока топлива в единицу времени, зависимость тоже положительная. С ВЧ можно бороться подбирая режимы смешивания, но смотри выше про горение на фоне испарения.

И так, ВЧ ограничивают нам тягу двигателя и удельный импульс. Для массовых ЖРД открытого цикла потолок примерно в районе 100 тонн силы. Да, систему ломает F-1 с его 670 тоннами на уровне моря. Но там подобрали режим горения путем взрыва кучи прототипов и пожертвовали удельным импульсом.

Казалось бы ну поставить больше камер сгорания. Так сделал Глушко в РД-107, причем навесив четыре камеры на один турбонасос. Кстати, в те времена потолок по ВЧ был даже 25 тонн на камеру, так что в итоге получилось всего 100 тонн с двигателя в вакууме. Но «камерность» двигателей больше 4 не рискнул повышать даже Глушко.

Другая проблема двигателей открытого цикла — ограничение по давлению. На накачку топлива в камеру мы тратим топливо. И в какой-то момент (спойлер, в районе 100 атмосфер) потери топлива на газогенератор превышают выигрыш от роста удельного импульса. Дальше повышать можно только загоняя отработку турбины в двигатель.

В двигателях закрытого цикла можно пропустить через турбину как минимум один компонент полностью. Или даже оба компонента и тогда у нас будет двигатель с полной газификацией. При этом топливо, или окислитель, или оба сразу полностью испаряется еще до камеры сгорания — в газогенераторе. В который и уезжают проблемы с ВЧ.

Проблемой стало то что в случае керосин-кислорода газ в турбине мог быть только «кислый» — с избытком кислорода. В двигателях открытого цикла часто используется избыток топлива, что дает знаменитую фальконовскую сажу. Но пропихнуть такой выхлоп через форсунки в камеру сгорания уже проблематично. Так что турбина двигателя открытого цикла работает в горячем газе богатом кислородом. А поскольку Глушко был жадный до тонн тяги и секунд удельного импульса работали его двигатели открытого цикла на пределе возгорания и могли полыхнуть буквально из-за ниточки в топливном баке.

Но даже с закрытым циклом Глушко достиг только 200 тонн тяги с камеры и 800 с четырехкамерного двигателя. У РД-270 Глушко хотел достичь 685 тонн но с одной камеры за счет полной газификации. Топливная пара гептил+амил это позволяла так как гептил не образует сажи. А еще эта пара самовоспламеняющаяся. Двигатель предназначался для вот этого чуда

Когда переиграл в КСП до того как это стало мейнстримом

Важно что проблема взрывоопасности двигателей закрытого цикла не в самом закрытом цикле, а в жадности конструктора. Температура загорания материала падает с ростом давления. Но мы делали закрытый цикл именно затем чтобы добиться высокого давления и в результате оно задирается до 200, 250, а иногда и всех 300 атмосфер. А вот удельный импульс при этом растет совсем не в два раза. Скорость истечения в вакууме у РД-170 3308 м/с. А у старичка РД-107 — 3080 м/с. С одной стороны скорость истечения под экспонентой и даже 10 % прибавки для нее много. Но с другой стороны прибавка эта ценой повышения давления вдвое и риска взрыва от ниточки. Главный профит закрытого цикла в тяге на камеру. Так если Союз со своими 20 камерами и 5 турбонасосами на пакете первой ступени выводил до 7 тонн полезной нагрузки на НОО, то Зенит имея всего 4 камеры и 1 турбонасос запускал 13.7 тонн с Байконура — почти вдвое больше. Теоретически Зенит должен быть дешевле Союза при том что выводит больше ибо в нем меньше турбин и камер сгорания. Теоретически.

Простое и понятное решение

И так, у ракетных двигателей есть потолок достижимой тяги на камеру. Его можно двигать, но не факт что результат оправдает затраты. Казалось бы решение очевидно — поставить больше двигателей. Но его всячески старались избегать. Потому что чем больше двигателей — тем больше вероятность того что один из них рванет. Королев на Н-1 хотел решить проблему оперативным отключением аварийных двигателей, но не получилось. Насколько мне известно рекорд по количеству двигателей на ступень среди летавших ракет в «домасковую» эпоху был у Сатурн-1 с восемью двигателями. Протон летал с шестью двигателями на первой ступени, Союз с пятью в пакете.

Тем временем в США, Европе и Японии сформировалась «постшатловая» школа ракетостроения. Ракеты стали водородными с твердотопливными ускорителями обеспечивавшими стартовую тягу. Водород позволял уменьшить общую массу ракеты при заданной полезной нагрузке, твердотопливные ускорители давали стартового пинка поднимая ракету на высоту и давая вертикальную скорость. Что позволяло обходиться часто даже одним водородником на центральном блоке.

Вот только все это удовольствие было дорогим. По сравнению с Протонами, которые собирались нищими русскими за рубли. По сравнению с Титанами и Шаттлами ценник был еще вполне приемлемый.

Таблица начала 2010х годов

Когда в 2004 была анонсирована линейка Фальконов, на ФНК ее ругали за многодвигательность:

Исторический комментарий!

Хотя был и голос разума

Но у Сатурна-1 и 1В было всего 19 полетов. Не было ни каких гарантий того что на 20м полете не полыхнуло бы.

И еще из рубрики «запомните этот твит»

Прошло 18 лет. Есть 213 запусков Фалькона-9, включая один неудачный. Причем авария совсем не по вине двигателя. Было две аварии двигателя первой ступени не помешавших выйти на орбиту благодаря своевременному отключению аварийного двигателя.

Фалькон-9 доказал, причем уже сотнями запусков, что многодвигательная схема вполне работоспособная. И даже не из-за того что можно своевременно отключать двигатели, а потому что многоразовые двигатели с наземным, а теперь и летным тестированием просто взрываются крайне редко. Что позволило резко сократить расходы на производство и запуск ракет. Маску не нужны водород и РДТТ, на первой и второй ступени используются модификации одного и того же двигателя, большая часть деталей которых производится на одном и том же оборудовании.

В результате Фалькон-Хэви со спасением боковушек взлетает за 95 миллионов при ПН на НОО 60 тонн. Тем временем один запуск SLS стоит больше двух миллиардов и это без учета затрат на НИОКР. Да, у SLS больше полезной нагрузки, вот только ни как не в двадцать раз больше. Повторюсь, если бы в НАСА не сидели исключительно ЛГБТ-персоны, это НАСА уже давно могло бы строить разом окололунную станцию и марсианский экспедиционный корабль на одних Фальконах-Хэви. Но кормить Боинг ЛГБТ-персонам из НАСА интересней чем осваивать космос.

Баки

— Я бы вдул!

— Для этого там есть гелиевая система наддува.

ФНК обсуждает ведущую трансляций запусков SpaceX

Важная часть ракеты, но не такая хайповая как двигатель. Он должен одновременно быть легким, вместительным и держать нагрузки возникающие при старте. При том что ракету приходится делать вытянутой ради аэродинамики.

При старте ракеты и в полете ее баки всегда находятся под давлением порядка 5-7 атмосфер. В случае турбонасосных ракет давление наддува нужно в первую очередь для предотвращения образования кавитационных пузырей в топливе. Но оно же создает противодавление для сжимающих и изгибающих нагрузок, компенсирующее их хотя-бы частично.

Первая американская МБР Атлас была сделана буквально надувной. Ее баки опадали оставшись без давления. Таким способом удалось получить уникальную ракету, фактически взлетавшую на НОО на одной ступени. У Атласа сбрасывались два из трех двигателей, но баки долетали до орбиты полностью. На этом его преимущества заканчивались и начиналась *батня с ракетой способной, извиняюсь, упасть в самый неподходящий момент

Так что все-же стараются делать ракеты способные стоять самостоятельно и будущие ракетостроители учат строймех.

Баки первых ракет делались из гладкого стального или алюминиевого листа, со шпангоутами как, к примеру, на Р-7. А потом что-то пошло не так и какой-то рептилоид изобрел вафельные баки.

Берется толстый алюминиевый лист. И в нем фрезеруется вафля, которая и будет силовым набором:При этом 90 % материала заготовки уходит в стружку. Ну и сама по себе фрезеровка может быть затратной операцией, особенно если она механическая как у Боинголокхида. У Роскосмоса есть ноу-хау с химическим фрезерованием при котором вафля просто вытравляется. С одной стороны так быстрее. С другой стороны требуется установка химфрезерования которая кроме как для производства ракет больше ни где не нужна, в отличие от фрезерного станка с ЧПУ. Ну и проблема расхода материала ни куда не исчезает.

Маск вернул в ракетостроение стрингеры и шпангоуты. У Фалькона силовой набор вваривается в ракету при помощи сварки трением с перемешиванием. Метод уже был известен, вот только применить его в ракетостроении до Маска как-то не торопились. УПД для замены вафли не пытались, сваривание сегментов из вафельного листа между собой было.

Многоразовость

Первые ракеты были одноразовыми просто потому что были военными. Возврат ступеней на базу в случае ядерной войны был «немного» не актуален. О многоразовости задумались... еще до запуска Первого Спутника и не абы кто, а Фон Браун:

В СССР тоже хотели многоразовость:

С учетом изложенного в рамках НИР"Подъем" специалисты КФ ЦКБЭМ сформировали главные требования к перспективным средствам выведения:
 * в конечном итоге должно быть создано семейство ракет легкого и среднего
класса, а также носителей повышенной грузоподъемности — мощнее, чем у существующего семейства Р-7 (Р-7А), — с возможностьюперехода в тяжелый класс;
 * все носители семейства должны бытьмаксимально унифицированы по применяемым двигателям, системам управления,другим бортовым системам — вплоть до использования минимального числа унифицированных ракетных блоков;

* все носители семейства должны бытьуниверсальными, то есть обеспечивать вы-
ведение полезных нагрузок на любые околоземные орбиты и любые трассы полета к
небесным телам Солнечной системы;

* необходимо обеспечить многоразовость применения и возможность выполнения предстартовых огневых испытаний (ОСИ,или «коротких пусков») блоков первых ступеней.

Блоки РБ-1, входившие всостав первой ступени, оснащались воздушно-реактивными двигателями
(ВРД) производства Рыбинского моторногозавода, механической опорной системой
посадки и системой управления приведением в заданный район приземления. Все этосоставляло комплекс средств, обеспечивающих организованную относительно мягкуюпосадку блоков и делало потенциально возможным их многократное использование.

Интереснейшей особенностью проектабыло повторное использование РБ-1, схемакоторого напоминает решение, заложенноев ракете Falcon-9 фирмы SpaceX с приземлением первой ступени по трассе полета.Перед посадкой РБ-1 вертикализировался,а затем с помощью турбореактивных двигателей РД-36-35 осуществлял реактивную
посадку. Перед посадкой выпускались посадочные опоры со специальными штырями,которые и фиксировали севший блок на поверхности.

Почему не построили? Виновата Лунная гонка, Мишин и, внезапно, хохлы Днепропетровцы. Мишин, руководивший ОКБ-1 после Королева, считал что нефиг фигней страдать — надо детать Н-1. Тем временем на Южмаше начальство было мотивировано переговорами по договору СНВ-1, который грозил их оставить без заказов, и всячески пропихивало свою ракету, которая в будущем станет Зенитом. При этом на требования НИР «Подъем» был откровенно положен буй, практически на все. Многократного включения разгонного блока в полета не было, что делало ракету поколением 1+. Было грубокое дросселирование второй ступени благодаря которому можно было выводить на орбиты до 1000 км. На создание унифицированного семейства тоже забили. Фактически пропихивалась большая МБР.

Тем временем в США многоразовую транспортную систему реально попробовали построить, но в силу политических причин приняли самый угребищный вариант. При наличии готового многоразового двигателя J-2 начали разрабатывать RS-25 (зато тяга вдвое выше, кстати о многодвигательности) и обнаружили что нет денег ни на многоразовую первую ступень, ни даже на вторую с внутренним топливным баком. А могли бы сделать так:

Или так:

Или так:

Но при всем при этом стоимость запуска Шаттла была вдвое меньше чем у современной ему американской одноразовой РН той же грузоподъемности. Дешевле были Протон, благодаря средней российской зарплате и Атлас-5 с Ариан-5, разработанный уже в 90е.

Так вот, что такое «одноразовый ракетный двигатель»? Это почти наверняка двигатель у которого просто нет возможности повторного запуска без переборки. Банально вместо клапанов в топливной системе стоят более простые разрывные мембранны. Ни кто не делает двигатели так чтобы к концу полета они разваливались — это просто не рационально. Низкий запас прочности в чертежах требует высокого качества моделирования при проектировании и малых допусков на производстве. В результате взлет цены двигателя еще выше в космос. Ну и нафига? Сейчас до сих пор летает «глубоко модернизированная» королевская Р-7 созданная в 1950е на логарифмических линейках.

Кроме того у одноразового двигателя ни как не получится произвести огневые испытания перед стартом. Главное отличие Старшипа и Фалькон-Хэви от Н-1 в том что на первых двух двигатели во время запуска не в первый раз запускаются. НК-15 из экономии на спичках сделали «одноразовым» с выборочным тестированием части двигателей партии. Результат известен и для 5-го запуска Н-1 создали НК-33, многоразовый и работавший до 3.5 часов на стенде.

Проблема с многоразовостью была именно в том чтобы вернуть ступень не поломав в процессе и не ценой падения ПН в 3-4 раза как у Шаттла. Ее решение не выглядело таким уж простым, о чем говорят многочисленные предложенные варианты. Самым очевидным путем была самолетная посадка, но она жрет ПН как не в себя. Ракетная до сих пор вызывает у некоторых «лакуны в видео!». Парашюты сомнительны в смысле возвращения ракеты целой, но Маск начинал именно с них поскольку они казались самым дешевым вариантом.

В 90е и начале 00х попытки освоить многоразовость не прекращались, но конструкторы с упорством достойным лучшего применения скрещивали многоразовость с одноступенчатостью. Проектов было нарисовано много, отметились даже японцы:

Сметы на НИОКР получались гигантскими, а тренироваться на кошках т.е. многоступенчатых, ни кто не желал.

Но даже после освоения возврата ступеней можно все запороть. Вот у нас вернулась ступень или челнок. Мы ее разобрали и узнали что и с какой скоростью изнашивалось. Далее у нас два пути: оставить процедуру межполетного обслуживания как была и не переделывать конструкцию с учетом новых данных или усилить то что быстрее сыпалось и перестать чинить то что не ломается. Второй путь требует способности оперативно без 100500 согласований менять протокол межполетного обслуживания и конструкцию ракеты. Если для первого достаточно быть частником который сам своими деньгами рискует то для второго нужно еще и удешевить конструирование и автоматизировать производство чтобы не разориться на постоянных переделках. Первый путь был у Шаттла, второй — у Фалькона, сменившего после освоения посадки несколько «блоков»

Выводы

Застой в средствах выведения все же скорее был. Для перехода хоть бы и к одноразовым многодвигательным ракетам технически были все условия еще в 1960е, собственно они тогда и летали, но развития не получили. Кроме того такие технологии как вытеснительная подача и, отчасти, многоразовое использование развивались откровенно странно. Первое было реализовано там где лучше бы и не надо — в Дельте-К. А вот на первой ступени где удельный импульс не критичен с вытеснительной подачей так ни чего и не полетело и даже не особо пыталось. Второе после Шаттла пытались реализовать почти исключительно в виде одноступенчатой ракеты.

PS Окончательное решение многоразового вопроса — китайская сверхтяжелая ракета Великий поход 9 официально будет фальконоидом: