ИИ предложил “ракету без окислителя”: взлёт на воздухе, гиперзвук с МГД, выход в космос на водороде и… азоте. Я проверил цифры. Спойлер: кислорода вокруг много, но инженерных чудес вокруг — нет.
На первый взгляд нейросеть предложила отличный план. Надёжный как швейцарские часы! Что может пойти не так?
На самом деле 80% массы топлива, это для метана. Для керосина, это примерно 72%.
Теперь будем смотреть что может пойти не так.
Старт
ТРД с тягой 400 или даже 300 тс пока что является научной фантастикой. Самый мощный ТРД в истории, это GE90-115B. Он развивает около 57 тс тяги, весит 8 тонн и имеет диаметр вентилятора 3.4 метра. Только он немножечко не сверхзвуковой.
Если на глаз, то ТРД с тягой в 400 тс будет иметь массу тонн 60, если не больше. И диаметр метров 8-10. Если сравнивать по тяге на старте, то современные ракеты семейства Р-7 имеют массу без топлива 33-34 тонны при тяге 415 тс у земли.
Вместо одного мегадвигателя можно использовать несколько с более разумными характеристиками. Например GE4. У него тяга 29 тс на форсаже и масса 5100 кг при диаметре 1,8 и длине 8,3 м.
таких для тяги в 400 тс надо всего 14. Это всего 71,4 т массы. Под метан его скорее всего можно переделать.
Update: Мне тут подсказывают, что можно и поновее ТРД поставить. С такой же тягой, но массой 1,7 тонны. Типа, F-135-PW-100/400. Тогда масса двигателей будет не 70, а 23,8 т. Как раз сэкономленная масса окислителя. Но это без учёта обтекателей, силовых конструкций и прочих необходимых для размещения их на ракете вещей.
И ещё один нюанс. Ракета Союз на 5 км залезает секунд за 20. И сжигает при этом 32-33 т топлива из которых на окислитель приходится 23,5. то-то тут про овчинку и выделку вспоминается. Я, по крайней мере, каких либо существенных преимуществ перед классическим ЖРД пока не вижу.
Гиперзвук
Повысить плотность воздуха ионизацией в сверхзвуковом потоке с помощью МГД-генератора, это звучит красиво, но требует колоссальной для ракеты энергии. Где брать будем? В анализах только магнитное поле 20 Тл упоминается. Это либо сверхпроводники, либо порядка 60 МВт энергии.
Ну и управление МГД-взаимодействием в плотном гиперзвуковом потоке пока что, ЕМНИП, далеко от промышленного применения.
Кроме того, от ионизации воздуха молекул кислорода в нём больше не станет. Да и при 10М на 35 км температура торможения достигает ~4600 К. При такой температуре воздух сам становится плазмой, и МГД-усиление теряет смысл — вы уже в плазме.
А вот отсутствие компрессора заставляет играться размером воздухозаборника для подвода нужного количества кислорода. Для тяги 400 тс расход горючего будет небольшой порядка 0,45 т в секунду. Может быть тягу можно и немного уменьшить, сбросив ТРД для малых высот, но пока считаем по полной.
Для окисления 1 кг метана надо 4 кг кислорода. Или 17,23 кг воздуха. Для окисления 450 кг метана воздуха уже надо 7759 кг. В секунду. Это не зависит от высоты и скорости, только от расхода топлива.
Площадь воздухозаборника, это массовый расход делённый на произведение плотности воздуха, скорости и КПД воздухозаборника.
КПД - 0,85
Скорость на 5 км - 3М = 960 м/с
Плотность - 0,736 кг на куб.
Что получается? 7759/(0,85*960*0,736) = 12,92 квадратных метров. Это немного, круг диаметром 4,05 м. Нормально. Даже транспортабельно.
А вот на 35 км воздух пожиже, хотя и скорость побольше.
Плотность - 0,0083 кг на куб
Скорость с учётом высотных поправок - 10М = 2970 м/с
7759/(0,85*2970*0,0083) = 370,3 квадратов. Это чуть меньше 25 м диаметр. Если воздухозаборник один.
Именно из-за того, что воздух на разных высотках имеет сильно разную плотность прямоточные двигатели оптимизируют под конкретную высоту.
Я с трудом представляю себе и массу двигателя с таким воздухозаборником и ракету с диаметром 25+ метров в средней части.
Космос
Не будет там никаких 400 с УИ на водороде с азотом.
Во-первых, теплота реакции водорода с азотом 92 кДж на моль против 286 водорода с кислородом.
Во-вторых, без катализатора эта реакция не идёт. Энергия тройной связи атомов в молекуле азота ~945 кДж/моль. Одна из прочнейших в природе. Чтобы её порвать надо температуру 400+ по Цельсию, давление 300+ атмосфер и катализатор (железо, платина, рутений). Процент конверсии водорода и азота в аммиак - 10-15. Это в промышленных установках на выходе из которых исходные компоненты отделяют от результата и отправляют на второй круг.
В третьих тема удержания катализатора в камере сгорания не раскрыта. А без него нужна температура выше 3000 К.
Ладно, допустим нагрели. Вместо образования аммиака с выделением энергии вы получите: диссоциацию N₂ на атомарный азот (это требует затраты энергии), диссоциацию H₂ на атомарный водород (тоже затрата энергии), образование небольших количеств NH, NH₂, N₂H₂ — радикалов, которые могут даже поглощать тепло.
В общем, на нагрев и разбор молекул на атомы будет тратиться больше энергии, чем получится в результате "горения". Процесс эндотермический, идёт с охлаждением.
Даже если удастся это зажечь без экзотических давлений и температур, то УИ у такого двигателя будет на уровне 80-120 с. Потому как температура в КС порядка 800-1200 К. Так ракету не растолкать до космических скоростей.
Это не считая того, что непонятно как предполагается разделять воздух на кислород и азот прямо на борту взлетающей ракеты. В стационарных условиях это делается через криогенное разделение через сжижение воздуха с последующей ректификацией. Нам же кислород тоже нужен, так что мембранный способ получения азота не подходит.
Итого.
На счёт стартовой массы "<100 т" нейросеть погорячилась. Там только двигательная установка для высот до 5 км на 60 тянет оставляя менее сорока на топливо, корпус, полезную нагрузку... И это без учета воздухозаборников, МГД-систем и баков для азота.
Таким образом тезис о том, что за нейросетями, точнее за результатами их "творчества" нужен глаз да глаз в очередной раз подтверждён ими самими.