Предыдущие части:
Поясняется, как я "дошел до жизни такой" - почему стал писать на "Лунную тему". Помимо этого - критерии сравнения. И начало разбора главного аргумента про Сатурн-5 защитников и "могликов" - "Сатурн-5 и Ф-1 списали, как чрезмерно дорогой".
Двигатели первой ступени. Немного ликбеза по двигателям. Импульс и удельный импульс. Немного небесной механики в привязке к первой ступени.
О технической сложности и связанной с ней себестоимостью изготовления двигателей. Можно ли во всем верить авторитетам.
Попытка комплексного анализа - Аполлуниада + ДОСы + Шаттл (космическая маршрутка). Авторский вариант возможных событий - как это было.
Про Шаттл и Буран и возможную связь с "лунной темой".
Продолжение 5
В стадии написания.
"Водородники".
В этой части начнем разговор про "водородники" - как на второй и третьей ступени у Сатурна-1 и Сатурна-5, так и на второй/первой ступени - Спейс-шаттл, Энергия-Буран, SLS.
Начнем со Спейс-Шаттла.
Первая ступень - 2 ТТУ.
Вторая ступень (она же первая, запускается вместе с ТТУ, но работает до почти полного выведения на орбиту) - три двигателя RS-25 по 213 тс тяги в вакууме при номинале (100%). Дросселируется вниз до 67% - 143 тс.
Схема полета Шаттла
Что бы не выводить топливный бак на орбиту, двигатели RS-25 отключаются на скорости, меньше орбитальной и превращаются в дорогой "балласт".
"Доталкивают" на орбиту космический самолет двигатели орбитального маневрирования на "вонючках" - высококипящем топливе.
Почему не используются основные двигатели? Они же все равно есть на борту?
Для начала - перегрузка. Минимальная тяга одного двигателя при дросселировании до 67% 143 тс. Масса пустого Шаттла - примерно 70 т. Перегрузка для пустого 2g. Немало, но и немного - у "Меркурия", по оф версии, тормозные твердотопливные двигатели (для схода с орбиты) обеспечивали перегрузку в 5g.
Мог ли RS-25 быть задросселирован до большей степени, например, 40%? Наверное мог, и перегрузка при этом была бы близка к 1g.
Хранение криогенного топлива на борту - кислорода и водорода?
В программе Аполлон на этих компонентах работали топливные элементы, компоненты - кислород и водород - в сжиженном виде хранились в криогенных баках. В литературе есть упоминание про рекордно низкие утечки - хранить можно было весьма долго.
Источником электроэнергии на Шаттле тоже были топливные элементы. Так что особых проблем с хранением не представляется, а исключением низкой плотности водорода.
Возможность повторного запуска? В невесомости и в вакууме?
Вполне возможная причина, почему такой вариант не применим. И не фигурирует в литературе.
Тут стоит вспомнить еще низкие орбиты, куда мог выйти Шаттл с полезной нагрузкой. Даже МКС пришлось разместить на не слишком оптимальной орбите - большое торможение и частые подъемы орбиты - а это дополнительные затраты.
Многоразовая космическая система оказалась не очень... Как по разовой грузоподъемности, так и по стоимости выведения килограмма груза на орбиту.
Возможности военного применения - так же "никакие". Да, вывозили на орбиту спутники военного назначения - но на какую орбиту? На ту, куда мог добраться Шаттл. Малые высоты и совсем небольшое наклонение. А для "вояк" гораздо интереснее полярные орбиты.
Инспектировать или воровать чужие спутники - для этого нужно иметь запас характеристической скорости, что бы совершить нужный маневр, по высоте и плоскости орбиты. БОльшая часть военных спутников доставлялась на орбиты совсем другими носителями.
А если бы была возможность повторного запуска?
Вспомним "полутороступенчатый Атлас" - я его как то обсуждал в статье про ракету долгожитель.
Увеличение количества ступеней, (до определенного предала, разумеется), увеличивает массу полезной нагрузки. Именно так удалось сначала запустить спутник ПС, а затем и "Восток".
Спейс-Шаттл. Оставляем ту же стартовую массу. Немного уменьшаем основной топливный бак. Примерно 20% топлива из основного бака переносим в пару подвесных, под крылья. Изначально плохую аэродинамику это не испортит сильно. История знает подобные системы, причем чисто для атмосферного полета
Что получим в результате?
ТТУ отрабатывают так же. Основной топливный бак вырабатывается "насухо" и сбрасывается. Разумеется - с отключением двигателей. Происходит переключение на "подвесные баки". Запускается один RS-25 и космический самолет с двумя подвесными баками выходит на орбиту. Все почти то же, что и в варианте, который использовался, вот только орбита может быть значительно выше (вплоть до радиационных поясов) и наклонение - почти до полярной. и вдобавок в подвесных баках останется неплохой запас топлива (с высоким удельным импульсом - 455 с против 316 с у двигателей орбитального маневрирования). С таким запасом топлива (характеристической скорости) можно неплохо "погонять" по космическому пространству.
Тормозной импульс для схода с орбиты - можно так же дать двигателем RS-25. Подвесные баки сбросить в начальный момент аэродинамического торможения.
Красота!?
Да. Только для этого нужна самая малость - что бы столь замечательный двигатель запускался без проблем во всех необходимых условиях - невесомость, вакуум...
Процесс запуска такого двигателя рассмотрим на примере РД-0120 - это "водородник" "Энергии", близкий по параметрам к RS-25 - немного меньшая тяга - 190 тс в вакууме, против 213 тс у последнего.
Схема двигателя, пневмогидравлическая:
Цитирую из источника:
"Запуск
В исходном состоянии все клапаны закрыты.
Перед запуском двигателя включается профилактическая продувка полости окислителя генератора и камеры, охлаждающего тракта камеры, разделительной полости турбонасосного агрегата.
Затем открываются подбаковые клапаны ракеты (на схеме не показаны) и под воздействием гидростатического напора и давления наддува в баках происходит заполнение насосов и трубопроводов горючего до клапанов К3, К4, К5, К6 и К7, насосов и трубопроводов окислителя - до клапанов К1, К2, К8, К9, К10.
Открытием клапана К6 циркуляции горючего и подачей гелия (азота?) через обратный клапан КО1 на турбину бустерного насоса горючего БНАГ начинается "вялая" раскрутка ротора бустерного насоса, создающего напор, достаточный для обеспечения циркуляции жидкого водорода через насосы горючего, отводящий трубопровод и клапан К6. "Вялая" раскрутка производится минимально необходимое для захолаживания насосов горючего и трубопроводов (до пуско-отсечного клапана К3) время - чрезмерное увеличение этого времени приводит к излишним достартовым выбросам водорода.
Открытием клапана К10 циркуляции окислителя и под воздействием гидростатического напора и давления наддува в баке производится циркуляции жидкого кислорода через насосы окислителя, трубопроводы и клапан К10.
За несколько секунд до запуска подается напряжение на агрегат зажигания.
Затем открывается клапан (на рис.2.3 не показан) в линии подачи горючего из отводящего трубопровода насоса НГ на охлаждение подшипника турбины, и включается интенсивная продувка линии окислителя запальных устройств. Время выключения интенсивной продувки запальников выбрано таким образом, чтобы к моменту подачи окислителя в магистрали отсутствовало противодавление.
Непосредственно перед запуском запальных устройств производится интенсивная раскрутка ротора бустерного насоса горючего БНАГ для набора давления водорода на входе в запальники. Включается интенсивная продувка магистралей генератора и камеры.
С открытием клапанов К2 и К4 окислитель и горючее поступают в запальник газогенератора, где воспламеняются электрическими свечами.
После открытия клапана К7 происходим заполнение горючим охлаждающего тракта камеры сгоряния.
После этого окислитель и горючее одновременно (с разницей не более 0.2-0.3 с) подаются в газогенератор (открытием клапанов К3 и К1) и окислитель - в смесительную головку камеры сгорания (открытием клапана К8).
Одновременно с открытием клапана горючего газогенератора К3 закрывается клапан циркуляции горючего К6.
После выхода двигателя на режим малой тяги закрытием клапанов К2 и К9 прекращается подача окислителя в запальные устройства и включается интенсивная продувка перекрытых трубопроводов для удаления из них остатков окислителя.
Для исключения образования взрывоопасной смеси газов во внутренних полостях двигателя после его выключения расчетно-экспериментальным путем были отработаны оптимальные по длительности, расходу, месту подвода рабочего тела режимы продувки двигателя гелием и азотом. Эти продувки включаются непосредственно при выключении двигателя и продолжаются в течение всего времени удаления компонентов топлива, предотвращая накопление возможных утечек во внутренних полостях, флегматизируя и удаляя их в атмосферу."
Конец цитирования
Как видим - процесс запуска достаточно сложный. Во время видеотрансляций стартов Спейс-Шаттла всегда вначале запускались RS-25, и если их запуск был удачный - только после этого запускались ТТУ.
Запуск "водородников" у земли - вовсе не оптимальное решение. При старте с небесного тела (коим является Земля) имеющего атмосферу, помимо набора необходимой скорости нужно преодолевать гравитацию (гравитационные потери - про это у меня серия статей) и аэродинамическое сопротивление.
Идеально иметь двигатели с высоким удельным импульсом и высокой тяговооруженностью.
Но идеала нет, поэтому на первых ступенях отдается приоритет тяговооруженности, с некоторым уменьшением удельного импульса. Причем тяговооруженность не только двигателя но и всей ракеты.
На второй и третьей ступенях - приоритет удельного импульса.
Запускать "водородник" с высоким удельным импульсом на земле - все равно, что микроскопом забивать гвозди - и дорого, и молотком лучше...
У Шаттла эта необходимость запуска у земли определялась не только сложностью его запуска в полете, но и тем, что у них ничего больше не было - только ТТУ, а они в полете не регулируются...
У "Энергии" такой проблемы не было - первая ступень с керосиновыми РД-170, которые нормально регулируются. Но тем не менее, двигатели второй ступени запускаются на земле, и даже с некоторым опережением относительно двигателей первой ступени.
Цитата из источника:
"Разновременный запуск всех двигателей ракеты-носителя у земли (двигатели центрального блока запускаются с опережением) и плавный набор ими тяги позволяют минимизировать внешние нагрузки на конструкцию ракеты-носителя и обеспечивают наиболее полный контроль функционирования двигательных установок до отрыва ракеты-носителя от пускового устройства, что исключает ее старт с неисправным двигателем.
Широкие диапазоны регулирования тяги двигателей и массового соотношения компонентов топлива, поступающего в камеры, обеспечивают реализацию наиболее оптимальных параметров движения ракеты-носителя и синхронизацию опорожнения топливных баков. Штатное выключение двигателей происходит после их перевода на режим конечной ступени тяги, составляющей 40–50 % от номинального значения."
Конец цитирования.
С мощными "водородниками" все довольно непросто... Со всеми - за исключением J-2 (Джи-2) который "вывез" на себе все тяготы американской лунной программы. С небольшой помощью керосинового F-1. Джи-2 без проблем запускался в полете на второй ступени Сатурна-5, на третьей ступени той же ракеты - неоднократно.
Прежде чем перейти к обсуждению и сравнению, коснемся маломощных "водородников". Это - в первую очередь RL-10-4-2 используемый на верхних ступенях "Атласа-5" и "Дельты", а ранние модификации на "Сатурн-1".
Многократные запуски в вакууме, используется в разгонных блоках. "Безгенераторная" схема:
Теперь мощные "водородники" с полноценными ТНА.
J-2
Тяга вакуум 104 тс
Тяга у земли 91 тс
Удельный импульс вакуум 425 с
Тяговооруженность 73 (из вики)
Степень расширения (сопла или общая?) 27,5:1
Давление в КС - 54,4 атм (из Шунейко)
Открытый генераторный цикл
Электроискровое зажигание
РД-0120
Тяга вакуум 189 тс (100%)
Тяга у земли 147 тс
Удельный импульс вакуум 455 с
Тяговооруженность 58
Степень расширения (сопла или общая?) 86,1:1
Давление в КС - 223,5 атм
Замкнутый (с дожиганием) генераторный цикл
Электроискровое зажигание
RS-25
Тяга вакуум 213 тс (100%)
Тяга у земли 170 тс
Удельный импульс вакуум 452 с
Тяговооруженность 73
Степень расширения (сопла или общая?) 77,5:1
Давление в КС - 192,7 атм
Замкнутый (с дожиганием) генераторный цикл
Электроискровое зажигание
RS-68
Тяга вакуум 338 тс
Тяга у земли 295 тс
Удельный импульс вакуум 409 с
Тяговооруженность 44,4
Степень расширения (сопла или общая?) 21,5:1
Давление в КС - 96 атм
Открытый генераторный цикл
Электроискровое зажигание
Сравним характеристики J-2 с другими "водородниками".
По удельному импульсу
он проигрывает РД-0120 и RS-25 (425 с против 455 с и 452 с) - из за открытой схемы (открытый генераторный цикл), и низкого давления в КС, но выигрывает у RS-68 (425 с против 409 с) имеющего такой же открытый генераторный цикл и в два раза более высокое давление в КС. Вот это второе уже наводит на некоторые размышления...
По тяговооруженности
обыгрывает RS-68 и РД--0120 (44,4 и 58) и на одном уровне с RS-25 (73 и 73).
По сложности и себестоимости
твердый середнячек. Несколько сложнее RS-68 (который изначально разрабатывался как двигатель с низкими параметрами, но простой и дешевый) и проще РД-0120 и RS-25 - из за рекордно низкого давления в КС и открытой схемы (открытый генераторный цикл).
И самое главное - возможность многократных запусков в космосе, в процессе одного полета.
Как мог такой замечательный двигатель "сойти со сцены"? Нормальная размерность (это про F-1 защитники говорят, что он был слишком велик и ракету под него стартовой массой в 500 т плюс минус было никак не создать), нормальный удельный импульс (опять в противовес F-1) разумная сложность и трудоёмкость, высочайшая надежность (беспроблемно работал на 2 и 3 ступени Сатурн-5 и на 2 ступени Сатурн-1Б) и многократность запуска в полете...
Ракетостроение, т. 3, Шунейко об этом двигателе:
"ЖРД J-2 фирмы North American Rockwell, Rocketdyne (США)
Двигатель J-2, работающий на жидком кислороде и жидком водороде используется на второй и третьей ступенях ракеты-носителя Saturn V.
ЖРД J-2 имеет следующие технические характеристики (рис. 11.7а,б)
При изменении соотношения компонентов рабочей смеси в пределах от 5,5 до 4,5 тяга увеличивается на 25%. В полете двигатель допускает повторный запуск.
Система подачи компонентов рабочей смеси основана на использовании двух ТНА (рис. 11.8).
Схема с двумя ТНА дает возможность обеспечить работу обоих насосов на оптимальных оборотах без применения редукторов. Осевой 7-ступенчатый насос горючего имеет номинальную мощность 6000 квт, создает давление 78 ат при 27 260 об/мин, а одноступенчатый центробежный насос окислителя номинальной мощностью 1270 квт создает давление 64 ат при 8000 об/мин. Горячий газ генератора поступает сначала на турбину насоса горючего, а затем на турбину насоса окислителя. Последовательный проход газа через две турбины обеспечивает оптимальные характеристики турбин и позволяет легко регулировать соотношение компонентов рабочей смеси в камере сгорания. На двигателе имеется пусковой бачок с гелием для срабатывания пусковых клапанов и герметичный блок с пусковым программным механизмом. Запуск ЖРД начинается раскруткой турбин от пускового бачка с газообразным водородом. Для обеспечения повторного запуска, во время работы двигателя бачок наполняется сжатым водородом, отбираемым из рубашки камеры сгорания.
Система регулирования должна обеспечить поддержание в камере сгорания постоянного соотношения компонентов с точностью ±10% при условии равномерной выработки баков.
Камера сгорания ЖРД выполнена из трубок из нержавеющей стали толщиной 0,3 мм. Трубки уложены по поверхности камеры, спаяны бронзой и образуют единую конструкцию. Для регенеративного охлаждения камеры используется горючее. Оно подается в трубопроводы под давлением 68 ат, проходит половину пути по 180 трубкам вниз, затем поднимается вверх по 360 трубкам, обеспечивая эффективное охлаждение. Колпак и распылительная головка расположены в верхней части камеры сгорания. Через колпак подается жидкий кислород. Одновременно колпак используется для крепления подшипника карданного подвеса и системы зажигания. Распылительная головка имеет полые стойки для подвода окислителя и расположенные под ними резьбовые топливные сопла. Каждое топливное сопло впрессовано в стенку распылительной головки. Жидкий кислород поступает по трубопроводу и впрыскивается через полые стойки в зону воспламенения камеры сгорания. Водород по трубопроводу подводится в камеру сгорания и впрыскивается через топливные сопла, расположенные концентрически с соплами окислителя.
Карданный подвес крепится к верхней части распылительной головки двигателя. Подшипники из тефлона с покрытием из стекловолокна обеспечивают малое трение по сухой поверхности.
Система зажигания воспламеняет впрыскиваемое в камеру топливо с помощью двух запальных свечей, расположенных сбоку камеры воспламенения. Система работает непрерывно во время запуска, снабжена индикатором, не требует охлаждения и допускает многократное зажигание.
Главный кислородный и водородный клапаны управляют расходом окислителя и горючего, поступающего в камеру сгорания. Клапаны поджаты пружинами в закрытом состоянии и имеют пневматические устройства, открывающие их при запуске двигателя.
Перепускные клапаны установлены в кислородной и водородной магистралях, поджаты пружинами в открытом состоянии и под давлением закрываются. Клапаны обеспечивают циркуляцию топлива в трубопроводах и агрегатах для создания рабочей температуры перед запуском двигателя. Во время работы двигателя клапаны закрыты.
Теплообменник, установленный в выхлопном трубопроводе между кислородным ТНА и камерой сгорания нагревает гелий и жидкий кислород, используемые для наддува кислородного бака."
Конец цитирования.
Вроде все нормально. Тяговооруженность несколько ниже - 65 для сухого двигателя - нежели в вики - там 73. Но это не сильно критично. Возможно эти данные для модификации J-2S:
Цитата из вики:
"Основным отличием модифицированной версии было введение плёночного охлаждения основной камеры сгорания (КС) с добавлением щелевидной полосы и отказ от камеры предварительного сгорания газогенератора. Таким образом схема работы двигателя была изменена с открытого генераторного цикла на модифицированный открытый цикл с фазовым переходом. В дополнение к уменьшению количества деталей, это позволило избавиться от проблемы синхронизации работы двух камер сгорания.
Дополнительные изменения включали в себя изменения в систему дросселирования для большей гибкости при эксплуатации, что потребовало также внесение изменений в систему подачи топлива для соответствующего изменения состава смеси при разных условиях давления в камере сгорания. Также был добавлен «спящий режим» (англ. Idle Mode), который производил небольшую тягу и мог быть использован для маневрирования на орбите, а также для упорядочивания топлива и окислителя в баках перед переходом в режим основной тяги. Конечными характеристиками двигателя стал увеличенный — по сравнению с базовой моделью — удельный импульс равный 436 сек и уменьшенная масса 1467 кг."
Конец цитирования.
Дросселирование, "спяший режим" - мечта, а не двигатель.
Но все же сошел со сцены...
Попытка в 21 веке повторить этот двигатель в виде J-2X - но это полностью новая разработка, "с чистого листа" не имеет никакого отношения к "тому" двигателю - просто пиар ход с использованием названия. К тому же не увенчавшаяся пока заметным успехом.
Какие причины могли заставить убрать этот двигатель из дальнейшего использования?
Чрезмерно "конспирологические" версии - вроде того, что этого двигателя не было, что водород не использовался, вместо ракеты был макет, вместо ракеты уменьшенная копия, что высота подъема Сатурна-5 была всего 10 км - и прочий бред из этой серии отметем сразу.
Водородные системы на космодроме были, был подготовленный персонал, который с водородом работал. С водородом в американской космической программе начали работы еще с 1960 года, с двигателя RL-10 и его "одногодков".
Финансовые средства тратились, водород во вторую и третью ступень заправлялся - все было по настоящему или "почти по настоящему" - так что рядовой персонал чего либо аномального заметить не мог.
Двигатель Джи-2 был - разрабатывался, испытывался, производился, использовался. Использовался в первую очередь на Сатурне-1Б (на Сатурне 1 использовался слабенький RL-10) - на второй ступени. Тандемная компоновка - двигатель запускался в полете.
Все по настоящему.
Первая ступень набирала нужную скорость и падала в установленный район падения (откуда в последующем и были подняты обломки - Двигатель со дна океана). Почему я в этом уверен - про это будет дополнительно.
Вторая ступень запускалась, летела по нужной траектории и набирала скорость, близкую к официально заявленной. Значит и J-2 запускался на высоте около 70 км, в тех условиях "технического вакуума".
Третья ступень тоже работала и выводила полезную нагрузку на орбиту.
Что же тогда было не так?
Тяга двигателей и массы.
Тяга F-1 не дотягивала до официально заявленной - стартовая масса РН была меньше официально заявленной. Меньше топлива, меньше ПН.
Полезной нагрузкой для первой ступени является "все, что выше" - вторая ступень, третья и все остальное.
Вторая ступень и ее ПН - меньшей массы - значит достаточно двигателей меньшей тяги. Или наоборот - если двигатели Джи-2 не развивали нужной тяги - то и сама вторая ступень и ее ПН должны иметь меньшую массу.
Наблюдаем "уменьшение матрешки" - только не в габаритах, а в массах и тяге двигателей.
В результате к орбите (НОО) "матрешка" "усыхала" настолько, что могла совершить беспилотный полет в одну сторону с прилунением некой посадочной ступени - и на этом все, никакого возврата, никакого пилотируемого полета.
Или облет Луны и возвращение было возможно, но только беспилотно и без каких либо хитрых маневров у Луны с выпуском автоматических аппаратов - по причине малой массы полезной нагрузки. Торможение в земной атмосфере с той тепловой защитой, точностью приводнения и перегрузками - только без экипажа.
Пилотируемо - можно было слетать на НОО, можно было спуститься, можно было остаться живому экипажу - для этого вполне хватало и возможностей КК Аполлон, и возможностей носителей.
Продолжим разговор в следующей части.