Как некоторые уважаемые эксперты ухитряются писать такие комментарии, что без разъяснительной бригады даже с поллитрой не разберёшь, это тема для отдельного исследования. А сам комментарий вот:
Что вещает по этому поводу бригада:
«Будущее за композитными видами топлива... сочетать свойства, которые не даст ни одно молекулярное соединение»
Бригада: Обычное ракетное топливо (например, керосин + жидкий кислород) — это молекулы, которые при горении дают энергию. Автор говорит, что можно сделать смесь из разных веществ (композит), которая будет лучше, чем любое чистое вещество. Например, одна часть топлива будет давать много тепла, а другая — создавать легкие молекулы газа, который легко разгонять.
От меня: Ну возможно. А какие такие свойства есть у сложных композитных компонентов топлива, которых нет у традиционных и которыми можно воспользоваться для улучшения работы ракетных двигателей?
«Выделение тепла обеспечит электрическая дуга... преодоление порога начала реакции тепловыделения, температура около 8000 °С»
Бригада: Обычно топливо поджигают спичкой или запалом. Автор предлагает использовать электрическую дугу (как при сварке, только мощнее). Дуга нагревает смесь до чудовищной температуры (8000°C — это горячее, чем поверхность Солнца). Зачем? Чтобы «перешагнуть порог» — то есть заставить топливо выделять энергию даже в тех условиях, где обычное пламя не зажжется.
От меня: Тут два нюанса. Первый: ракетные двигатели с электроприводом уже есть. Курить гуглить тему "ионный двигатель" или "плазменный двигатель". Отличаются огромным удельным импульсом и мизерной тягой. Отсюда следует второй: энергию получаемую в результате сгорания компонентов топлива надо заменить электрической. Возьмём ветерана космической программы летающего с первого её дня, ЖРД Р-107/108. У этого двигателя мощность порядка 1,5-1,6 гигаватт только на выхлоп. Тепловая ещё 2-3 гигаватта. Столько выделяется при сгорании керосина в четырёх его камерах и создаёт тягу порядка 100 тс. Столько энергии в состоянии дать European Pressurized Reactor, установленный на энергоблоке 3 АЭС «Фламанвиль» во Франции. У него электрическая мощность 1,6-1,65 ГВт, а тепловая примерно 4,6.
Для запуска одной ракеты Р-7 или там Союз таких двигателей, а значит и реакторов с системами охлаждения надо пять. Не накладно средних размеров АЭС для запуска 5-7 тонн на НОО использовать?
«Теплостойкость стенок сопла... стенки активно выделяют жидкость, например воду»
Бригада: Самая большая проблема ракетного двигателя — сопло плавится от жуткого жара. Автор предлагает решение: сделать стенки сопла «потеющими». То есть изнутри стенок сочится вода (или другая жидкость). Как человек в жару потеет и охлаждается, так и сопло испаряет воду и не перегревается. Это называется абляционное (или пленочное) охлаждение, и оно уже используется в некоторых ракетах, но автор предлагает его в усиленном виде.
От меня: Ну может быть можно и так, но как такой тип охлаждения совместить с регенеративным охлаждением комментатор не раскрывает. Да и жидкостная завеса вполне себе и сейчас используется, но для этого используется топливо и поступает оно не не по всей поверхности КС и сопла, а через форсуночную головку.
«Вода плазмой из камеры сгорания превращается в водяной пар под большим давлением... длина струи сократится, а сила давления возрастет»
Бригада: Вода, попадая в адскую камеру сгорания, мгновенно превращается в перегретый пар. Важное следствие: пар расширяется сильнее, чем обычные ракетные газы. Поэтому не нужно, чтобы струя газа была очень длинной (как у современных ракет), — важнее, чтобы давление было огромным. А по третьему закону Ньютона («сила действия равна силе противодействия») — чем сильнее газ давит на сопло (и на камеру двигателя), тем сильнее толкает ракету вперед.
От меня: давление в камере нагрева рабочего тела обратно пропорционально площади критического сечения. Иначе давление не удержать. А тяга создаваемая непосредственно камерой сгорания в ЖРД, это произведение давления и площади КС. Так например у РД-270 при давлении в КС 260 атмосфер и площади КС 0,13-0,15 м² тяга получается 390 тс из 640 несмотря на 260 атмосфер в КС. А у F-1 - 435 при давлении 70. Всё остальное догоняется соплом.
«Нужна не скорость истечения газов, а сила давления»
Бригада: Это самый спорный и неочевидный тезис. В классической ракетной технике главное — разогнать газы до максимальной скорости (чем быстрее они вылетают назад, тем быстрее ракета летит вперед). Автор же говорит: нет, главное — создать гигантское давление внутри камеры, а скорость истечения — дело второстепенное. Это противоречит современной физике ракетного движения, но в рамках фантастического двигателя можно представить.
От меня: Давление влияет на тягу через массовый расход и скорость истечения, но само по себе тягу не определяет. Самая большая тяга у твердотопливных, а давление, например в шаттловских, около 70 атмосфер. При тяге 1500 тс. На тягу в первую очередь влияет секундный расход рабочего тела. А вот давление в КС повышают в погоне за удельным импульсом.
PC — это как раз давление в камере сгорания.
Pe — давление на срезе сопла (на выходе).
γ — показатель адиабаты
R — газовая постоянная
M — молекулярная масса
И чем их отношение ближе к нолю, тем эффективнее работает двигатель. То есть, тратит меньше топлива на создание той-же тяги, высвобождая стартовую массу под полезную нагрузку. Или на том-же количестве топлива работает дольше и за счёт этого даёт больше прибавку к скорости.
Да, ещё от молекулярной массы выхлопа. Чем она меньше, тем двигатель эффективнее, что хорошо видно на примере водородных двигателей.
Итого, в ракетостроении нет магии. Есть энергия, масса и скорость.
И если идея игнорирует хотя бы один из этих трёх параметров, то она останется в комментариях, а не на стартовом столе.