Сформировалась у меня такая вот концепция. Весьма перспективная, на мой скромный взгляд...
Холодный кислород-водородный жидкостной ракетный двигатель.
Суть идеи: в камеру сгорания ракетного двигателя подаются кислород и водород, при коэффициенте избытка окислителя порядка 0,1-0,2. То есть продукты сгорания получаются с большим избытком горючего (водорода).
Температура в камере сгорания при этом колеблется в пределах 500-1500К.
Благодаря большому значению R продуктов сгорания, обусловленному большим количеством водорода, даже при сравнительно небольших температурах достигается удельный импульс порядка 3000-3800 м/с (306-387с).
Столь низкая температура в КС позволит уменьшить проблемы с организацией охлаждения камеры двигателя (вплоть до создания неохлаждаемых камер из обычных конструкционных материалов (стали, алюминиевые сплавы) для низких температур или жаропрочных материалов для более высоких температур).
Резкое уменьшение проблем с охлаждением позволит уменьшить стоимость камеры двигателя, а так же заняться разработкой двигателей с более эффективными соплами с центральным телом (кольцевые, внешнего расширения и т.п.), основная сложность при разработке которых заключалась именно в организации охлаждения.
Преимущества:
1) резкое уменьшение стоимости камеры двигателя и существенное уменьшение стоимости ДУ в целом при достаточно высоких характеристиках
2) возможность создавать двигатели с соплами внешнего расширения - более эффективными и лёгкими
3) возможность изготавлени двигателей с применением более простых технологий (вплоть до ручной ковки сопел
Недостатки:
1) Водород. Сильно криогенный (хорошо хоть не токсичный) компонент с чрезвычайно малой плотностью (70 кг/м^3 (!)). Отсюда следуют все прочие недостатки:
1.1) необходимость создания кислород-водородной инфраструктуры на стартовом комплексе.
1.2) пониженное массовое совершенство баков (из-за низкой плотности жидкого водорода).
1.3) проблемы, связанные с низкой температурой ЖВ (теплоизоляция баков, влияние низкой температуры на прочность материалов и т.д.)
1.4) сложная сама по себе задача создания ТНА для жидкого водорода (опять же, благодаря низкой плотности водорода - требуется 2-3-4 ступени насоса).
2) существенная зависимость температуры от коэффициента соотношения окислителя. Шаг влево - резкая потеря УИ. Шаг вправо - расстрел на месте. Точнее, резкий рост температуры в КС со всеми вытекающими.
3) низкий (для кислород-водорода) УИ.
Замечания:
1) Параметры двигателя оценивались с помощью програмы для термодинамического расчёта Астра. Програма имеет проблемы с точностью расчётов при низких значениях коэффициента избытка окислителя. Однако, при указаных значениях (0,1-0,2), точность представляется приемлимой (По словам моего преподавателя по Общей теории ракетных двигателей, имеющего, судя по всему, немалый опыт работы с програмой).
2) На приложеном графике показана зависимость температуры продуктов сгорания и удельного импульса от коэффициента избытка окислителя. График температуры не зависит от давления в КС. Для удельного импульса представлены два графика - для давления в КС 1МПа и 10МПа (10 и 100 атм, соответственно).
3) По причине П.1 к температуре и УИ при значениях коэффициента избытка окислителя менее 0,1 следует относиться с известной осторожностью.
Примеры:
а) при температуре в КС Тк=793К (520С) и давлении в КС Pк=1МПа, УИ составляет 3078м/с. А при той же температуре, но давлении 10МПа УИ составляет 3364 м/с. Камеру двигателя можно изготовить из обычной стали.
б) при температуре в КС Тк=940С (~1210К) и давлении в КС Рк=5Мпа, УИ составляет 3673м/с.
Камеру сгорания можно изготавливать из жаропрочной стали.
Замечание к примерам:
1) В примерах представлены значения УИ при давлении окр. среды 0,01МПа (0,1атм).
2) Представленные в примерах значения УИ получены в результате термодинамического расчёта. При тех же значениях температур и давлений реальный двигатель, очевидно, будет иметь несколько более низкие значения УИ.
Отредактировано Roger Wilco (2006-09-04 21:07:29)
