Вторая часть - заключение:
"В результате Ариан-5, несмотря на водород, имела сравнительно скромный параметр - отношение массы ПН к стартовой массе - примерно 2,7%, хуже чем у Протона на "вонючках" с их низким удельным импульсом.
Почему этот параметр - отношение массы ПН к стартовой массе - является в большинстве случаев "мерилом" совершенства ракеты - мы рассмотрим в следующей части. И продолжим про "прелести" водорода."
Итак - продолжаем рассмотрение указанных вопросов.
Сама по себе ракета - тот же "Союз" или "Фалкон" - не очень то и нужна. Нужна ее способность "оказать услугу" - то есть вывести полезную нагрузку на орбиту.
В простейшем случае целевой орбитой является НОО (низкая околоземная орбита) на которую выводится низкоорбитальный спутник - беспилотный или пилотируемый.
Есть спутник, есть его масса, габариты. Есть необходимая орбита - с высотой, наклонением, эксцентриситетом. Поставщик услуг по выводу, оказывает их за определенную сумму. Кто то дороже, кто то дешевле. Есть еще и привязка ко времени. Надежность/безаварийность. Но все в конце концов сводится к стоимости, отнесенной к массе спутника - то есть стоимость вывода 1 кг на НОО.
Более сложный вариант - "высокие" орбиты - геостационарные, высокоэллиптические, различные геосинхронные. В этом случае вместе со спутником выводится разгонный блок, который поднимет спутник на нужную орбиту. В данном случае ПН на НОО - это спутник плюс разгонный блок.
Стоимость выведения или стоимость запуска конкретного спутника может различаться у разных космических агентств очень сильно. При строительстве МКС "Протон" и "Спейс-Шаттл" выводили примерно одинаковую максимальную полезную нагрузку - около 20 т. Но вот стоимость выведения различалась на порядок или даже два.
Почему МКС не построили только с помощью "Протонов"?
Тут немаловажную роль играет "госпожа политика" и очень сильно обыгрывают "госпожу экономику".
Шаттл и Протон, при примерно одинаковой ПН отличались стартовой массой почти в три раза (Шаттл "возил много балласта") и различие в стоимости имеет некое технически объяснимое обоснование. Хотя и не в такой степени, как оно было в реальной жизни.
Но довольно часто стоимость запуска и технические параметры РН никак не связаны. Все космические запуски США до Илона Маска были намного дороже таких же запусков в России. В одном случае - богатая страна и можно "пилить бюджет" вполне себе безболезненно, завышая стоимость. В другом случае - страна бедная, но люди у "кормушки" хотят "пилить бюджет" никак не меньше, чем в богатой стране. Стоимость запуска тогда снижается даже ниже себестоимости, услуги по запуску продаются "на сторону", по очень привлекательной цене, полученные деньги где то растворяются, а недостачу компенсируют из бюджета, "зарезав" все остальные статьи расхода на космос.
Потому сравнивать совершенство РН по стоимости выведения 1 кг на НОО - это в общем случае правильно, вот только поставить эти РН в одинаковые условия не представляется возможным.
Если сравнить две похожие ракеты - с одинаковыми по типу двигателями первой и второй ступени, с одинаковой стартовой массой, то их себестоимость, а если точнее, трудоемкость изготовления и затраты материалов, энергии, оборудования и инструментов будут примерно одинаковы.
Стоимость запуска на 70% или даже более состоит из стоимости РН с учетом ее разработки.
Потому если две похожие/подобные ракеты выводят одинаковую ПН на НОО, то с большой долей вероятности можно считать, что сравнительная стоимость выведения 1 кг у них то же одинаковая.
Если же у этих РН ПН будет различаться, к примеру, в два раза - то это значит что и стоимость выведения 1 кг тоже будет отличаться в два раза.
Масштабный фактор на РН оказывает малое влияние - корпус ракеты (бак) работает на внутреннее давление, и это давление определяет отношение диаметра к толщине стенки. Отношение сухой массы и полной у ПН разных размеров близки.
Поэтому параметр: отношение массы ПН к стартовой массе - показывает совершенство РН даже при их разной стартовой массе.
Перейдем к "прелестям" водорода.
Помните школьный опыт с водородом? Соляная кислота и кусочки цинка, выходящий водород собирается в перевернутую пробирку. Подносится спичка/зажигалка - БАХ!
На самом деле небольшой хлопок. Но если собрать побольше водорода - хлопок будет повнушительней
Чистый водород (относительно чистый) в воздушной среде горит красивым голубым пламенем
А в смеси с воздухом или кислородом пытается "бахнуть". Но если объем гремучего газа (водород плюс кислород) сравнительно небольшой, а скорость выхода струи газа больше скорости распространения фронта пламени - то использование такой смеси относительно безопасно. Настолько безопасно, что в СССР конструкция самодельной водородной горелки публиковалась в журнале "Юный техник"
Схема работы
Для предотвращения прорыва пламени в электролизер и большого "БАХА" в электролизере - гидрозатворы.
В части 1 мы немного коснулись взрывоопасности водородно-воздушных и водородно-кислородных смесей. Взрывается в широком диапазоне - намного более широком, нежели у его ближайшего "коллеги" - метана. Хуже водорода, в плане взрываемости, пожалуй, только ацетилен. Но он в ракетных двигателях не применяется.
Водород - применяется. Со многими сложностями, трудностями - но плюсы для верхних ступеней достаточно весомы, что бы его использовать. Для первых ступеней, или для первых-вторых (те, которые запускаются на земле, но имеют время работы много больше того, что характерно для первой ступени - 100-200 секунд) - бесперспективно (или малоперспективно). Об этом было в части 2.
Рассмотрим некоторые особенности применения водорода, его сравнение с керосином, на примере РН "Энергия".
Видео первого старта
Интересующимся рекомендую внимательно посмотреть это видео. Особенно те места, где крупным планом показаны запуски двигателей. Вначале долго запускают "водородники", (вторая ступень с запуском на земле) а затем, довольно быстро, несмотря на размер двигателей РД-170, первую ступень. После этого ракета стартует.
Что происходит при запусках двигателей?
Вначале - двигатель РД-0120 (ссылка на источник)
Пневмогидравлическая схема РД-0120
Далее - цитирую источник:
"Двигатель содержит (см. пневмогидравлическую схему) камеру сгорания КС, газогенератор ГГ, ТНА высокого давления, бустерный насосный агрегат горючего БНАГ с турбиной Т2, бустерный насосный агрегат окислителя БНАО с гидротурбиной Т3. ТНА имеет одноблочную конструкцию, включающую в себя трехступенчатый центробежный насос горючего НГ, основной центробежный насос окислителя НОО, дополнительный центробежный насос окислителя НОД и двухступенчатую турбину Т1.
Основной насос окислителя НОО выполнен с двухсторонним входом. Вход основного насоса окислителя соединен с выходом бустерного насоса БНАО. Выход основного насоса окислителя соединен с смесительной головкой камеры КС через дроссель ДР1, пусковой дроссель ДР2 и пуско-отсечной клапан К8.
Дополнительный насос окислителя НОД - с односторонним входом, который соединен со входом основного насоса НОО с помощью перепускных каналов, выполненных в корпусах насосов. Выход дополнительного насоса соединен с газогенератором ГГ через регулятор тяги РТ и клапан К1.
Бустерный насос окислителя БНАО - двухступенчатый шнековый, двухвальный, с соосным расположением валов и приводом ступеней насоса от соответствующих ступеней гидротурбины Т3 с разными скоростями вращения. Вход гидротурбины соединен с отводящим трубопроводом дополнительного насоса НОД. Выход гидротурбины соединен с подводящим трубопроводом основного насоса НОО.
Центробежный насос горючего НГ выполнен трехступенчатым. Вход насоса горючего соединен с выходом бустерного насосного агрегата горючего БНАГ. Выход насоса соединен с газогенератором ГГ через пуско-отсечной клапан К3, а также с рубашкой охлаждения камеры КС через клапан К7.
Бустерный насос горючего БНАГ - шнеко-центробежный, одновальный, с приводом от газовой турбины Т2, вход которой соединен с рубашкой охлаждения, а выход - с смесительной головкой камеры КС.
Для воспламенения компонентов топлива в камере сгорания КС и газогенераторе ГГ предназначены запальные устройства ЗП2 и ЗП1 соответственно. Запальные устройства форкамерно-факельного типа соеденены с отводящим трубопроводом насоса горючего НГ через клапаны К4 и К5. Запальное устройство ЗП1 соеденено с входным трубопроводом основного насоса окислителя НОО через клапан К2, а запальное устройство ЗП2 - с выходным трубопроводом основного насоса окислителя через клапан К9. Каждое запальное устройство снабжено двумя электрическими свечами зажигания.
Выход газогенератора ГГ соединен с входом турбины Т1 ТНА высокого давления. Выход турбины соединен с смесительной головкой камеры КС двумя газоводами. На каждом из газоводов установлен теплообменник для подогрева гелия для наддува бака окислителя ракеты.
Газообразный водород для наддува бака горючего, питания рулевых машин и турбогенераторной системы электроснабжения отбирается после охлаждения камеры сгорания через трубопровод с расходным дросселем ДР3.
Система управления включает пневмоклапаны, баллоны со сжатым гелием и электро-пневмоклапаны. Пневмоклапаны являются исполнительными агрегатами управления запуском и остановом двигателя и приводятся в действие гелием от баллонов высокого давления. Открытие клапанов обеспечивается подачей напряжения на соответствующие электро-пневмоклапаны. Гелий из баллонов через электро-пневмоклапан подается в управляющие полости пневмоклапанов, открывая их.
Регулирование тяги осуществляется регулятором РТ, установленным в магистрали окислителя генератора. Регулирование соотношения компонентов осуществляется дросселем ДР1, установленным в магистрали окислителя камеры. При этом обеспечение соотношения компонентов топлива в камере при запуске осуществляется пусковым дросселем ДР2.
Работа двигателя
Во время работы жидкий кислород из бака поступает в бустерный насос окислителя БНАО. С выхода бустерного насоса окислителя по подводящему трубопроводу кислород подается на вход основного насоса НОО, откуда по перепускным каналам кислород поступает также на вход дополнительного насоса НОД.
После основного насоса кислород поступает по отводящему трубопроводу с дросселями ДР1, ДР2 и клапаном К8 в смесительную головку камеры сгорания КС. Установленный в этой магистрали дроссель ДР1 обеспечивает регулирование соотношения компонентов в камере сгорания КС.
После дополнительного насоса кислород подается по отводящему трубопроводу с регулятором РТ и клапаном К1 в смесительную головку газогенератора ГГ. Установленный в этой магистрали регулятор РТ обеспечивает регулирование тяги двигателя.
На гидротурбину Т3 бустерного насоса окислителя БНАО подается кислород, отбираемый с выхода дополнительного насоса НОД. После гидротурбины кислород поступает в трубопровод, соединенный с выходом бустерного насоса окислителя, и далее по этому трубопровод - на вход основного насоса окислителя.
Через основной насос окислителя НОО протекает только кислород, поступающий в камеру сгорания КС, а через дополнительный насос НОД - кислород, подводимый в газогенератор и на гидротурбину бустерного насоса окислителя БНАО.
Жидкий водород из бака поступает в бустерный насос горючего БНАГ, с выхода которого водород подводится на вход насоса горючего НГ ТНА высокого дваления. После насоса водород подается по отводящему трубопроводу с клапаном К3 в газогенератор ГГ. Часть жидкого водорода по отводящему трубопроводу поступает в рубашку охлаждения камеры сгорания КС, в котором газифицируется и подается на двухступенчатую газовую турбину Т2 бустерного насоса БНАГ горючего.
Часть газофицированного водорода отбирается из рубашки охлаждения камеры сгорания и через расходный дроссель ДР2 поступает на наддув бака горючего ракеты, а также для питания рулевых машин и турбогенераторной системы электроснабжения.
После турбины Т2 водород по трубопроводу поступает в полость охлаждения огневого (переднего) днища смесительной головки камеры сгорания КС. Охлаждление огневого днища - транспирационное: газообразный водород поступает в огневую камеру через поры в материале огневого днища. Кроме того, часть водорода из полости охлаждения расходуется на создание пристеночного слоя в камере сгорания.
Часть поступившего в газогенератор жидкого водорода расходуется на охлаждение цилиндра газогенератора ГГ. Большая часть жидкого водорода через смесительную головку подается в огневую камеру однозонного газогенератора, где смешивается с кислородом и частично сгорает.
Крутящий момент от турбины Т1 передается к валу насоса горючего НГ, а также через шлицевую рессору к валу основного и дополнительного насосов окислителя.
Во время работы двигателя клапаны К2 и К9 закрыты, и запальные устройства ЗП2 и ЗП1 работают как струйные форсунки горючего, поступающего через открытые клапаны К4 и К5.
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 открытвается 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 сгорания.
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.
Краткий комментарий:
В приведенном описании не указан момент запуска ЗП2 - запальника камеры сгорания. Можно предположить по логике запуска двигателя, что это осуществляется одновременно с ЗП1 - запальником газогенератора.
Двигатель РД-170 (ссылка на источник)
Пневмогидравлическая схема
Не столь красочная, но более информативная вот эта схема:
1- Камера сгорания (вместе с соплом)
2- Турбонасосный агрегат
3- Турбина турбонасосного агрегата
4- Двухступенчатый насос горючего
5- Одноступенчатый насос окислителя
6- Два газогенератора
7- бустерный насос горючего
8- Гидравлическая турбина привода насоса горючего
9 - Бустерный насос окислителя
10 - Газовая турбина привода бустерного насоса окислителя
11- Трубопровод окислителя
12- Пускоотсечный клапан газогенератора
13 - Коллекторная полость смесительной головки газогенератора
14 - Смесительная головка газогенератора
15 - трубопровод горючего
15 - Вход первой ступени насоса горючего
17 - Вход второй ступени насоса горючего
18 - трубопровод коллектора камеры сгорания
19 - Дроссель на трубопроводе коллектора камеры сгорания
20 - Электропривод дросселя
21 - Коллектор камеры сгорания
22- каналы охлаждения камеры сгорания
23 - каналы охлаждения сопла
24 - Коллектор
25 - Пускоотсечный клапан
26 - Коллектор, размещенный на цилиндрической части камеры сгорания
27 - Каналы охлаждения цилиндрической части камеры сгорания
28 - Полость горючего смесительной головки камеры сгорания
29 - Смесительная головка камеры сгорания
30 - Трубопровод горючего второй ступени насоса
31 - Основной вход регулятора тяги
32 - Регулятор тяги
33 - Электропривод регулятора тяги
34 - Обратный клапан регулятора тяги
35 - Выход регулятора тяги
36 - Ампулы, заполненные пусковым горючим триэтилалюминием Аl(С2Н5)з.
37 - Пускоотсечные клапаны
38 - Полсть горючего смесительных головок газогенератора
39 - Смесительная головка газогенератора
40 - Выход газогенератора
41 - Трубопровод выхода из турбины
42 - Полость (кислородная) смесительных головок камер сгорания
43 - Трубопровод турбины привода бустерного насоса окислителя
44 - Теплообменник нагрева гелия (азота)
45 - Клапан давления
46 - Коллектор турбины привода бустерного насоса окислителя
47 - Пусковой бачек
48 - Мембрана пускового бачка
49 - Патрубок подвода газа высокого давления
50 - Выходной патрубок пускового бачка
51 - Заправочный клапан пускового бачка
52 - Трубопровод к регулятору тяги
53 - Обратный клапан
54 - Второй вход регулятора тяги
55 - Обратный клапан
56 - Ампула с пусковым горючим (гиперголем)
57 - Клапан магистрали подвода пускового горючего к форсункам зажигания КС
58 - Магистраль подвода пускового горючего к форсункам зажигания КС
59 - Форсунки зажигания КС
60 - Жиклер, регулирующий поступление пускового горючего в КС
Описание из источника:
"Двигатель содержит содержит камеру сгорания 1, турбонасосный агрегат 2, состоящий из турбины 3, двухступенчатого насоса горючего 4 и одноступенчатого насоса окислителя 5, два газогенератора 6, бустерный насос горючего 7, приводом которого является гидравлическая турбина 8, и бустерный насос окислителя 9, приводом которого является газовая турбина 10.
Бустерный насос окислителя (БНАО) 9 через трубопровод 11 соединен со входом насоса окислителя 5, выход которого через пускоотсечной клапан 12 соединен с коллекторной полостью 13 смесительной головки 14 газогенератора 6. На входе БНАО установлен фильтр окислителя.
Бустерный насос горючего (БНАГ) 7 через трубопровод 15 соединен со входом первой ступени 16 насоса горючего 4. Первая ступень насоса горючего 16 соединена со входом второй ступени 17 насоса горючего и через трубопровод 18, в котором установлен дроссель 19 с электроприводом 20, соединена с коллектором 21 камеры сгорания 1, из которого горючее распределяется по каналам 22 регенеративного охлаждения камеры сгорания 1. На входе БНАГ установлен фильтр горючего.
Каналы 22 регенеративного охлаждения сопла 23 через коллектор 24 соединены с пускоотсечным клапаном 25. Выход этого клапана соединен с коллектором 26, размещенным на цилиндрической части камеры сгорания. Выход коллектора 26 через регенеративные каналы 27 охлаждения цилиндрической части камеры сгорания соединен с полостью горючего 28 смесительной головки 29 камеры сгорания 1.
Вторая ступень 17 насоса горючего 4 (через который проходит 20% от общего расхода горючего) через трубопровод 30 соединена с основным входом 31 регулятора тяги 32, управляемого электроприводом 33 и имеющим на входе обратный клапан 34. Выход 35 регулятора тяги 32 соединен с ампулами 36 (2 шт.), заполненными пусковым горючим триэтилалюминием Аl(С2Н5)з. Выходы из этих ампул через пускоотсечные клапаны 37 соединены с полостью горючего 38 смесительных головок 39 газогенераторов 6. Выход газогенераторов 40 соединен с турбиной 3, выход которой через трубопроводы 41 соединен с полостью 42 смесительных головок 29 камер сгорания 1.
Кроме того, выход из турбины 3 через трубопровод 43, в котором установлен теплообменник 44 и клапан давления 45, соединен с коллектором турбины 46 привода бустерного насоса 9 окислителя.
Пневмогидравлическая схема ЖРД содержит также систему запуска, которая включает пусковой бачок 47 с разделительной мембраной 48, патрубок 49 подвода газа высокого давления и выходной патрубок 50. Выходной патрубок 50 пускового бачка 47 через заправочный клапан 51 соединен с трубопроводом 15 подвода горючего от бустерного насоса горючего 7. Кроме того, выходной патрубок 50 с одной стороны через трубопровод 52, в котором установлен обратный клапан 53, соединен со вторым входом 54 регулятора тяги 32, через который осуществляется запуск двигателя, а с другой стороны - через обратный клапан 55 - соединен с ампулой 56, заполненной пусковым горючим (гиперголем), выход которой через клапан 57 соединен с магистралью 58 подвода пускового горючего к форсункам зажигания 59 камеры сгорания. В магистрали 58 установлен жиклер 60, обеспечивающий дозированную подачу пускового горючего к форсункам зажигания.
Для уменьшения импульса последействия пускоотсечные клапаны горючего установлены между охлаждающими трактами сопла и камеры сгорания (клапаны 25), а также перед коллектором второго и третьего поясов завес (показаны на рис. 2.2).
Пневмоклапаны приводятся в действие гелием от блока баллонов высокого давления с помощью электроклапанов.
Работа двигателя
Запуск двигателя происходит по схеме "самозапуска". Предварительно приводы 20 и 33 устанавливаются в положения, обеспечивающие начальную установку регулятора тяги 32 и дросселя 19. Затем открывают подбаковые клапаны ракеты (на схеме не показаны) и под воздействием гидростатического напора и давления наддува компоненты топлива заполняют полости насосов окислителя и горючего до пускоотсечных клапанов 12 и 25 и обратного клапана 34 регулятора тяги 32 соответственно. Заполнение полостей двигателя горючим производится до пусковых ампул 36 и 56 через заправочной клапан 51, обратные клапаны 53 и 55. Пусковой бачок 47 также заполняется основным горючим. Такое состояние считается исходным для запуска двигателя.
При запуске двигателя производится наддув бачка 47 и вытеснение из него горючего, давление которого прорывает мембраны (не показаны) пусковых ампул 36 и 56. Одновременно производится открытие пускоотсечных клапанов 12 и 37 и 25 соответственно. В результате пусковое горючее из ампул 36 и 56 под действием давления, создаваемого пусковым бачком, поступает в газогенераторы (через открытые клапаны 37) и камеры (через обратные клапаны 57). Пусковое горючее, поступающее в газогенераторы, воспламеняется с кислородом, также поступающим в газогенераторы за счет предпускового наддува баков ракеты и гидростатического напора в них. Горючее, пройдя по охлаждаемому тракту камер сгорания, через фиксированное время поступает в смесительные головки камер сгорания 1. В течение этого времени задержки, в газогенераторах успевает начаться процесс горения и вырабатываемый генераторный газ раскручивает турбину 3 ТНА 2. После турбины окислительный газ поступает по четырем охлаждаемым газоводам 41 в смесительные головки 29 четырех камер сгорания, где воспламеняется с пусковым горючим, поступающим из форсунок зажигания 59 и впоследствии дожигается с поступающим в камеры горючим. Время поступления обоих компонентов в камеры сгорания подобрано так, что ТНА 2 успевает выйти на рабочий режим, пока в камерах 1 еще не установилось противодавление.
По мере роста давления за насосом горючего 17 пусковой бачок 47 автоматически выключается из работы посредством закрытия обратных клапанов 53 и 55, а питание горючим газогенераторов 6 переключается на насос 17 за счет программного открытия дросселя регулятора тяги 32.
Часть окислительного газа с выхода турбины отбирается на привод двухступенчатой газовой турбины 10 бустерного преднасоса 9. Этот газ, проходя через теплообменник 44, нагревает газ, идущий на наддув баков ракеты. После турбины 10 газ сбрасывается в выходной коллектор 11, где он смешивается с основным потоком окислителя и конденсируется. Использование газа, отбираемого с выхода турбины ТНА, в качестве рабочего тела привода турбины бустерного насоса окислителя позволяет уменьшить температуру в газогенераторе и соответственно снизить мощность турбины ТНА.
Часть горючего с выхода насоса 4 поступает на привод одноступенчатой гидравлической турбины 8 бустерного насоса горючего 7.
Небольшая часть жидкого кислорода отбирается из коллекторов газогенераторов и поступает в охлаждающий тракт корпуса турбины и газоводов.
На всем этапе запуска двигателя производится программное управление открытием дросселя регулятора тяги 32 и дросселя горючего 19 из положений начальной установки в положения, соответствующие номинальному режиму двигателя с помощью соответствующих приводов 33 и 20.
Таким образом осуществляется плавный запуск двигателя с выходом на основной режим через 3 секунды.
Перед выключением двигатели переводятся на режим конечной ступени, составляющий 50% от номинального."
Конец цитирования.
Сравним - в чем отличия в запуске двигателя и почему двигатель второй ступени запускается первым?
Температура кипения жидкого кислорода - 183 градуса Цельсия.
Температура кипения жидкого водорода - 253 градуса Цельсия.
С "обывательской" точки зрения - и то и то "жуткий холод", и разница не настолько велика, если брать в процентах относительно температуры водорода.
Если же посмотреть с инженерной точки зрения:
Водород 20 К
Кислород 90 К
Различие весьма значительное.
Металлы при понижении температуры сжимаются и становятся менее пластичными/вязкими - более хрупкими.
При быстром охлаждении наружные слои уже охлаждаются, а внутренние - еще нет. Детали (насосов) испытывают при этом температурные напряжения.
На вращающееся рабочее колесо (крыльчатку) насоса действуют центробежные силы, стремясь ее разорвать.
Напряжения от центробежных сил и температурные напряжения суммируются.
Водород имеет низкую плотность, даже в жидком виде. Что бы создавать необходимое давление, превышающее давление в КС РД-0120, обороты рабочего колеса насоса ТНА достигают 32 тысячи об/мин.
У ТНА РД-170 все гораздо скромнее - всего лишь 13 тысяч об/мин. Ибо керосин и кислород гораздо более плотные, нежели водород.
Совместное воздействие температурных (весьма значительных) и механических (так же очень больших) напряжений может просто разорвать рабочее колесо насоса ТНА мощного "водородника", если его сразу включить в работу.
Поэтому этап захолаживания насосов водорода - обязательный. Занимает некоторое время, что увеличивает общее время запуска двигателя.
Взрывоопасность водородно-кислородных смесей в самом широком диапазоне концентраций, и опасность взрыва в замкнутых полостях требует обязательных продувок этих полостей инертными газами, что так же увеличивает время запуска мощных "водородников".
Эти два рассмотренные нами фактора:
1. Необходимость захолаживания насосов.
2. Необходимость обязательной продувки полостей двигателя инертными газами.
- создают значительные трудности для запуска мощных "водородников" "наверху".
Долгий запуск сам по себе может быть не сильно критичным - но "наверху", при выключении первой ступени - состояние невесомость. Для того, что бы "осадить" топливо в баках включаются вспомогательные двигатели, чаще всего твердотопливные. Обычное время их работы - секунды, а масса сравнительно невелика. В случае запуска мощных "водородников" это время значительно увеличивается, растут масса и габариты вспомогательных двигателей, возникает опасность получить колебания топлива в баках, возникает опасность отклонения ракеты от заданного курса, что требует применения мероприятий по их устранению.
Эти трудности, совместно с другими (которые мы рассмотрим в следующих публикациях) "опустили" мощные "водородники" на землю - в настоящее время нет ни одного такого двигателя, запускаемого на высоте. А тот что был - знаменитый J-2 - "застенчиво" ушел со сцены, то есть из использования.
