В этой части поговорим про двигатели первой ступени для этих трех ракет. В основном справочно, что бы собрать вмести интересующую информацию и сопоставить ее между собой.
Никаких доказательств или опровержений в этой части не планируется, или, вернее, не получилось. Почему? Об этом в конце статьи. Кому не интересно "читать много букв" можете сразу пролистать вниз и прочитать ответ. Или вообще не читать.
Двигатели первой ступени вышеназванных РН.
НК-15
НК-15 был разработан в 1962-72 годах для первой ступени РН Н1 (30 двигателей) на базе ЖРД НК-9. Дата первого испытания - ноябрь 1963 года. Дата госиспытаний - октябрь 1967 года. Первый запуск в составе РН выполнен в 1969 году, последний 1972 году.
Компоненты топлива - жидкий кислород и керосин. (Напомню читающим и обсуждающим, что "топливом" часто называют и собственно топливо и окислитель - такое считается корректным во многих случаях).
Rп=157400 кгс (1544 кН) Тяга в пустоте (в вакууме).
Rз=? Тяга у земли.
Iп=318 с Удельный импульс в пустоте.
Iз=297 с Удельный импульс у земли.
Количество камер - 1
Pк=7,85 МПа Давление в камере сгорания
Кm=2,52 Соотношение компонентов окислитель/топливо
Мдв.=1247 кг Масса двигателя
Dдв.=1500 мм
Lдв.=2700 мм
Степень расширения сопла - ?
Этот двигатель был разработан на базе НК-9. К особенностям этого двигателя стоит отнести замкнутую схему с дожиганием генераторного газа в камере сгорания и "кислый" ТНА.
F-1
Первоначально F-1 был разработан Rocketdyne в соответствии с запросом ВВС США от 1955 года о возможности создания очень большого ракетного двигателя. Американские ВВС впоследствии остановили дальнейшую разработку F-1 из-за отсутствия применений для такого крупного двигателя. Однако НАСА, созданное в этот период времени, оценило пользу, которую может принести двигатель такой мощности, и заключила с «Рокетдайн» договор на завершение его разработки. Испытания частей F-1 были начаты в 1957 году. Первое огневое испытание полностью собранного опытного F-1 было совершено в марте 1959 года (из вики).
Компоненты топлива - жидкий кислород и керосин.
Rп=790 тс (7,77 МН)
Rз=690 тс (6,77 МН)
Iп=304 с
Iз=265 с
Количество камер - 1
Pк=7 МПа (69,1 атм)
Кm=2,27
Мдв.=8353 кг (9115 кг полная)
Dдв.=3,67 м
Lдв.=5,79 м
Степень расширения сопла - 16
По некоторой информации этот двигатель в качестве прототипа имел двигатель H-1 меньших размеров и тяги. К особенностям F-1 стоит отнести открытую схему без дожигания генераторного газа и восстановительный газогенератор.
РД-170 (11Д520)
Был разработан в 1976-1987 году для РН "Энергия". Хотя, по другим источникам, первоначально разрабатывался для РН, ставшим в последующем "Зенитом", и первая ступень "Энергии" это и есть четыре немного видоизмененных "Зенита".
Компоненты топлива - жидкий кислород и керосин.
Rп=806000кгс (7903 кН)
Rз=740000 кгс (7257 кН)
Iп=337 с
Iз=309 с
Количество камер - 4
Pк=24,5 МПа
Кm=2,6
Мдв.=9750 кг (10230 кг полная)
Dдв.=4000 мм
Lдв.=3800 мм
Степень расширения сопла - 36,87
Замкнутая схема, с дожиганием, "кислый" газогенератор.
Что бы дальше что то обсуждать нужно сделать небольшой ликбез - про тягу, импульс, удельный импульс, что и откуда берется, чем достигается. Уровень подготовки у всех разный - но тут есть некий парадокс. Узкий специалист, знающий очень хорошо свою тему, зачастую ничего не понимает (от слова совсем) в смежных с ним вопросам.
Начнем для начала с импульса. Импульс тела это масса тела, помноженная на скорость.
При взаимодействии двух тел (в Ньютоновской механике) импульсы этих взаимодействующих сил всегда равны. В общей системе отсчета.
m1*V1=m2*V2
Все ракетное (реактивное) движение на этом и зиждется - отбрасывая какую то массу с какой то скоростью мы то же какую то скорость приобретаем. В качестве примера - пушка, ружье, винтовка...
Но уже здесь возникают нюансы. Если взять для примера винтовку (или пушку) то импульс "рабочего тела" - пули или снаряда, подразумевает высокую скорость при небольшой или малой массе.
Импульс тела не изменится, если мы уменьшим массу, пропорционально увеличив скорость. И тут появляется понятие "кинетическая энергия". Описываемая формулой как масса, помноженная на квадрат скорости и деленная на два.
Е=m*V**2/2
Обычная винтовка:
Вес - примерно 3 кг. Пуля - вес 9 г. Скорость пули - 800 м/с (кому интересно. могут уточнять детали, но здесь важен принцип).
m1v1=m2m2 0,009*800=3*Х Отсюда Х=2,4 м/с - отдача, ее скорость. Пуля вперед со скоростью 800 м/с. винтовка назад со скоростью 2,4 м/с. Импульсы сохраняются.
Пуля при этом приобретает энергию 0.009*800**2/2=2880 Дж.
Винтовка 3*2,4**2/2=8,6 Дж.
То есть, используя принцип равенства импульса, вся (почти) энергия ушла в пулю, и только совсем немного (меньше 1 %) обратно. Потому пуля там, у цели, творит страшные дела, а стреляющий жив и здоров. Может только синяки на плече. Отсюда и проблема бронежилетов - им нужно принять всю энергию на себя - а это очень сложно.
Здесь же сразу появляется эффект "КПД устройства".
Если наша цель - энергия пули - то все хорошо.
Если наоборот - то все грустно. Паровоз с его 5% - просто мечта...
Тут мы плавно подходим к понятию "пропульсивные комплексы" - системы, которые создают тягу, отбрасывая назад какую то массу. Изначально это понятие родилось в судостроении, но затем так же было применено в авиации - ДВС и воздушный винт, а затем и ТРД.
Начнем с колеса, хоть это и не совсем верно.
Автомобиль или поезд, двигаясь вперед, отбрасывает назад всю Землю. Земля очень большая, автомобиль маленький, потому практически вся энергия двигателя передается движущемуся автомобилю. КПД движителя приближается к 100 процентам.
Воздушный винт.
Отбрасывает большую массу воздуха с относительно небольшой скоростью. КПД движителя 80-90%.
Из за этого КПД и следующей из этого экономичности по топливу воздушные винты применяются достаточно широко. У турбореактивных двигателей есть много преимуществ перед турбовинтовыми, но полностью вытеснить их не могут.
Турбореактивный двигатель с большой степенью двухконтурности.
Пытается приблизится по диаметру и массе отбрасываемого воздуха к турбовинтовым. Но здесь ряд ограничений и КПД его всегда ниже, чем у турбовинтового.
На скоростях больше скорости звука есть свои ограничения - скорость отбрасываемого воздуха должна в любом случае быть больше скорости полета - и здесь большая степень двухконтурности пасует.
Разумеется, КПД снижается - все большая часть энергии уходит в возмущенный воздух, все меньше - непосредственно в движение.
Есть еще прямоточные воздушно реактивные двигатели, но все они тем не менее пользуются внешним рабочим телом. Если есть внешнее рабочее тело, то его всегда выгодно отбрасывать как можно большей массы, с как можно меньшей скоростью - но всегда немного выше, чем скорость полета.
Ракета все свое везет с собой - и источник энергии и рабочее тело. В некоторых случаях это один компонент - например, твердое топливо в твердотопливных ускорителях или перекись водорода в простейших жидкотопливных.
Чаще это два компонента - топливо и окислитель. Иногда три - есть дополнительный компонент для работы ТНА.
Вернемся к импульсу. Рабочее тело, истекая из двигателя с некой скоростью, приобретает импульс, и в силу равенства импульсов ракета приобретает такой же импульс.
Мы тратим на это какое то количество рабочего тела. Если мы отнесем полученный импульс к количеству потраченного рабочего тела, то это даст нам так называемый удельный импульс. Определяющим и главным является скорость, с которой отбрасывается рабочее тело. Потому часто удельный импульс прямо указывают в скорости истечения продуктов сгорания. Но эта скорость неравномерна по сечению среза сопла, кроме того, при открытой схеме часть топлива, затраченная для привода ТНА, не используется достаточно эффективно в создании тяги. Потому указывают не физическую скорость истечения, а эквивалентную или эффективную скорость.
Для РД-170 это 3308 м/с в пустоте и 3036 м/с на уровне моря.
Но гораздо чаще удельный импульс указывают в секундах. Раскрывается это, упрощенно, так - используя 1 кг топлива двигатель развивает тягу в 1 кг в течении некоторого времени. Вот это время в секундах и указывают в качестве удельного импульса, хотя это не всегда корректно. Не корректность проявляется в применимости понятия удельного импульса к воздушно-реактивным двигателям. Там практически неограниченное количество рабочего тела, и можно получать высокий импульс за счет большой массы, а не скорости.
К сожалению, скорость истечения вместе с секундами указывается достаточно редко, гораздо чаще только секунды импульса.
На что влияет удельный импульс?
Вспомним формулу Циолковского. В привязки к первой ступени. Скорость, которую приобретает летательный аппарат, движущийся под действием силы тяги ракетного двигателя, неизменной по направлению, при отсутствии других сил. Так называемая характеристическая скорость.
I- удельный импульс
М1- начальная масса летательного аппарата с топливом
М2 - конечная масса летательного аппарата, без топлива.
В М2 входит полезная нагрузка для первой ступени (включая последующие ступени), и масса пустой первой ступени (баки, силовые элементы, управление. двигатели и прочее).
Для того, что бы получить максимальную характеристическую скорость, полученную первой ступенью, удельный импульс должен быть как можно выше, топливо как можно больше, а масса пустой первой ступени - как можно ниже. В том числе и масса двигателей.
Причем влияние удельного импульса важнее, нежели соотношение масс, так как они стоят под логарифмом.
Рассматривая двигатели первой ступени, необходимо сравнивать, в простейшем случае, три параметра:
удельный импульс,
тяга двигателя, и
масса двигателя.
Причем, тяга двигателя важна, в первую очередь, у поверхности земли - в момент старта.
Стоит рассмотреть, как в двигателе создается тяга. Многие физические процессы, протекающие как в природе, так и внутри неких агрегатов, можно рассматривать, используя различную понятийную базу. Например, для реактивных двигателей это может быть Ньютоновская механика, может быть газодинамика, а может быть работа/энергия/мощность. А может быть и различная комбинация вышеперечисленного.
Начнем с Ньютоновской механики. Отбрасывая какую то массу m1 с какой то скоростью V1, мы эту массу разгоняем, от нулевой до полной скорости.
m1*V1=m2*V2
То есть отбрасываемая масса испытывает ускорение. Для этого к массе прикладывается сила:
F=ma
Действие равно противодействию, потому ответная реакция такая же по величине, но противоположенная по направлению:
F(рабочего тела)=-F(ракеты)
Это и есть тяга.
Теперь газодинамика. Схема двигателя:
В камеру сгорания подается топливо (топливо и окислитель) под давлением, там оно сгорает, увеличивая объем, далее истекает из сопло. Кстати, на схеме не совсем верно указано сопло - оно имеет две части - сужающуюся дозвуковую, и расширяющуюся сверхзвуковую. Соединяются в так называемом критическом сечении. Давление в камере сгорания распределено примерно равномерно. Давление на боковые стенки уравновешивается, а на торцевые - нет.
То есть тягу создает (в основном) верхняя (на схеме) часть камеры сгорания, поскольку к нему приложена сила, не уравновешенная на критическом сечении сопла.
Формула тяги:
F = pк∙ Sкr ∙ Ks
произведение давления в камере на площадь критического сечения и на коэффициент тяги сопла.
Одну и ту же тягу можно создать, используя низкое давление и большую площадь критического сечения, а можно, наоборот - высокое давление и малую площадь критического сечения.
Второй вариант имеет преимущество по возможности получения большего удельного импульса (большей скорости истечения). Это понятно даже неподготовленному человеку - из камеры с более высоким давлением газ будет истекать с большей скоростью. нежели из камеры с низким давлением.
Но помимо плюсов есть и много минусов - более высокое давление в КС требует большей прочности, более высокое давление в КС требует большего давления ТНА, а это его сложность, вес и многое другое, более высокое давление в КС требует, в общем случае, более высоких температур, а это большие тепловые нагрузки на систему охлаждения и более стойкие материалы и т.д.
Коэффициент тяги сопла - самый сложный для понимания параметр. Так как реальные газы имеют вязкость, то проходя через критическое сечение они испытывают направленную навстречу их скорости силу сопротивления - вязкого трения, сопротивления формы и прочее. Чем больше скорость газов в критическом сечении, тем больше сила сопротивления, причем, эта сила имеет квадратичную или близкую к ней зависимость от скорости. Эта сила снижает силу тяги двигателя. Это сопротивление/противодавление нужно уменьшить, или полезно его использовать. Реализуется в расширяющейся сверхзвуковой части сопла. В вакууме это расширение может быть очень значительное - здесь едва ли не рекордсмен двигатель Аполлона:
На уровне моря чрезмерное расширение сопла ограничивается противодавлением атмосферы - полное давление на срезе сопла (которое складывается из динамического и статического давления) должно быть больше атмосферного, причем в определенной зависимости.
Немного сравним F-1 и РД-170
Отношение тяги у земли к сухой массе двигателя
F-1 82,6
РД-170 75,9
Разница - 8%, в пользу более легкого F-1
Отношение тяги у земли к массе двигателя залитого
F-1 75,7
РД-170 72,3
Разница - 4,5 % в пользу более легкого F-1
Разница удельных импульсов у земли 14% в пользу РД-170
Отношение тяги в пустоте к массе залитого двигателя
F-1 86,7
РД-170 78,8
Разница -9% в пользу более легкого F-1
Разница удельных импульсов в пустоте 9,8% в пользу РД-170
Как и на что тратится тяга двигателей первой ступени, или характеристическая скорость первой ступени?
Если бы Земля была безатмосферным телом, а ракета разгонялась параллельно поверхности Земли, опираясь на эту поверхность без трения
то не очень важно, какая была бы тяга - важен только удельный импульс и соотношение масс. Ракета приобрела бы скорость, равную характеристической. И если бы эта скорость достигла первой космической у поверхности Земли, то ракета оторвалась бы от поверхности и продолжила бы полет в непосредственной близости Земли.
Если мы при этом будем пытаться увеличивать окружную скорость, продолжая воздействовать тягой, то ракета будет набирать высоту, не увеличивая, а уменьшая скорость. Картина очень похожа на перевод спутника с низкой круговой орбиты на более высокую, используя разгонный блок.
Суммарная энергия спутника находящегося на орбите, складывается из кинетической энергии m*V**2/2 и потенциальной m*g*h, и эта сумма определяет гравитационный потенциал спутника относительно Земли
Но рассмотренной нами идеальной ситуации не бывает. Для того, что бы ракета просто оторвалась от поверхности Земли, нужно создать тягу, равную ее весу.
Можем рассмотреть второй упрощенный вариант. Безатмосферное небесное тело, ракета у поверхности. Два двигателя - один, с тягой, направленной вверх, отрывает ракету небесного тела, второй, с тягой, направленной горизонтально, разгоняет ракету до первой космической скорости. По мере набора круговой скорости появляется центростремительное ускорение, компенсирующее сначала небольшую, а затем все большую и большую часть силы тяжести - тяга подъемного двигателя уменьшается и сходит на нет.
Вот эта работа первого подъемного двигателя - есть гравитационные потери "в чистом виде".
К гравитационным потерям так же относят набор потенциальной энергии m*g*h, но это, на мой взгляд, не совсем корректно.
И, наконец, реальная ситуация. Стартует ракета.
В первый момент вся тяга двигателя тратится на поддержание ракеты в поднятом от опорной поверхности состоянии. Тяга равна весу ракеты. Ускорение при этом 1G. Это гравитационные потери.
На это есть известный шуточный вопрос/задача по физике:
Стоит человек и держит гирю или штангу. Работа не совершается - mgh постоянна - а человек устает. Почему?
Это шутка, но вот висящий у земли вертолет потребляет мощность двигателя, а двигатель - топливо.
Вернемся к стартующей ракете.
После отрыва, по мере увеличения режима работы двигателей и уменьшение веса ракеты ускорение увеличивается и становится больше 1G. Ракета поднимается вверх и набирает вертикальную скорость. Все, что больше 1G тратится полезно, на увеличение mgh. Как за счет набираемой высоты, так и за счет набираемой вертикальной скорости, которая затем так же "конвертируется" в высоту.
Чем меньше на этом этапе перегрузка, тем меньшая часть тяги/топлива/характеристической скорости тратится полезно, и наоборот. Но максимальная перегрузка ограничена возможностями полезной нагрузки ее выдерживать, особенно в случае пилотируемых полетов и возможностями тяги двигателя. Тем более, что по мере выработки топлива эта перегрузка возрастает. Дросселирование двигателя, как правило, снижает удельный импульс, что не выгодно.
При набора скорости ракетой, появляется и постепенно увеличивается аэродинамическое сопротивление. На его то же уходит некоторое количество тяги/топлива/характеристической скорости
По мере набора высоты направление полета ракеты начинает отклонятся от вертикали - появляется горизонтальная составляющая скорости - та самая полезная окружная скорость, которую необходимо получить. Эта горизонтальная составляющая скорости "производит" центростремительное ускорение, которое постепенно начинает компенсировать силу тяжести. Потребная вертикальная составляющая тяги уменьшается - уменьшаются гравитационные потери.
С учетом реального выведения сравнение двигателей первой ступени становится все более непростой задачей. Двигатель с меньшим удельным импульсом, но с меньшим весом и большей тягой может оказаться выгоднее, если он в совокупности обеспечивает большую перегрузку на старте и за счет этого меньшие гравитационные потери.
В этом плане показателен пример использования твердотопливных ускорителей Спейс-шаттла.
Имея низкий удельный импульс - 242 с по топливу, реальный, вероятно еще ниже, но очень большую тягу - 14 МН на уровне моря, обеспечивает только за счет ускорителей перегрузку на старте примерно 1,5.
Еще показательнее многие небольшие ракеты с беспилотной нагрузкой - у них чуть ли не "пушечный" старт с очень большими перегрузками.
Все это рассмотрим немного позже.
В заключении - то, о чем было сказано в начале статьи. Я столкнулся со сложностью получения достоверной информации по двигателям первой ступени ракеты Н1. Есть справочник "Силовые установки. Авиационные, ракетные, промышленные (1944-2000)".
Согласно этого справочника, изначально на Н1 устанавливалось 30 двигателей НК-15. Параметры двигателя - в начале статьи. Давление в КС 7,85 МПа. Планировался вариант форсированного НК-15Ф с укороченным соплом (так в этом справочнике), Полагаю, что это расширенное критическое сечение. У этих двигателей тяга больше 200 тс и их планировалось 24.
Н1 первые полеты совершала с НК-15. НК-33 начал разрабатываться в 1969 г. Он значительно отличался от НК-15 - давление в КС 14,57 МПа.
Может неверно указано давление в НК-15 в этом справочнике? Смотрим по двигателям, разрабатывавшихся "рядом". НК-31 для верхней ступени давление 9,2 МПа.
По другим источникам в интернете вся информация сильно перемешана и перепутана. Рассказывается про НК-15, часть данных при этом приводится от НК-33, на ракете Н1 указываются двигатели НК-15, и тут же приводятся параметры от НК-33...
Пытаюсь найти какую либо правдоподобную информацию, близкую к первоисточникам - бумажные (сканированные) книги и справочники. Если кто может помочь - буду благодарен.
Продолжение в следующей части...
Добавлю, 17 сентября 2021 г.
Видео о проведении испытания воссозданного газогенератора двигателя Ф-1 в 2013 году.
Если у кого то есть видео испытания в нашем столетии и тысячелетии двигателя Ф-1, поделитесь ссылкой, добавлю в статью.
9 марта 2023 г.
Другое видео испытаний газогенератора
Приятного просмотра.