Обитаемые космические станции
Шрифт:
Контуры ракеты-носителя «Сатурн» в трехступенчатом варианте показаны на рис. 11.
В конструктивном отношении наиболее интересна первая ступень, которая представляет собой самую сложную и дорогостоящую часть всей ракеты-носителя. Используемая во всех вариантах ракеты и имеющая специальную парашютную, роторную или парусную систему приземления, она может быть применена многократно.
По мнению конструкторов, возможность многократного применения первой ступени носителя существенно снизит общие затраты на запуск и выведение на орбиту космических аппаратов.
Конструктор ракет Браун, например, считает, что сохранение первой ступени для изучения узлов ракеты «Сатурн» даст больше данных, чем телеметрическая информация, полученная через 1000 каналов во время запуска.
Данные табл. 3 обращают наше внимание на то, что двигатели первой ступени работают на хорошо освоенном топливе (керосин плюс жидкий кислород), а в двигателях всех последующих ступеней в сочетании с кислородом используется более эффективное горючее — жидкий водород.
Почему же водородно-кислородные двигатели, применение которых явится важным шагом вперед в строительстве ЖРД, ставятся лишь на верхние ступени ракеты-носителя «Сатурн»?
Прежде всего это выгодно с энергетической точки зрения. Дело в том, что энергия газовой струи, истекающей из сопла ракетного двигателя, наиболее полно используется тогда, когда скорость истечения близка к скорости полета.
Если скорость истечения больше скорости полета, покидающая ракетный двигатель струя газов уносит с собой и рассеивает в пространстве некоторый избыток энергии. По-другому ведет себя выходящая из сопла струя, когда скорость истечения продуктов сгорания меньше скорости ракеты: струя как бы «волочится» за ракетой и «притормаживает» ее.
При запуске орбитального тела скорость ракеты-носителя увеличивается от нуля до первой космической, что при скорости истечения w = 2500 м/сек соответствует изменению отношения скорости движения к скорости истечения от нуля примерно до трех. Отсюда следует, что топлива, дающие большие скорости истечения (таким топливом и является водород, у которого w = 4000 м/сек), рациональнее всего применять на верхних ступенях, работающих при высоких скоростях полета. Первая же ступень большую часть времени работает при скоростях полета значительно меньших скорости истечения, и повышать их невыгодно из-за роста перегрузок и сопротивления атмосферы. Заметим, что применение водорода на верхних ступенях существенно снижает потребную тягу первой ступени. Так, при проектировании ракетной системы «Сатурн» было подсчитано, что использование для двигателей второй ступени не водорода, а керосина потребовало бы увеличения тяги первой ступени на 70 %. Если же керосин применить также и на третьей ступени, то тягу двигателей первой ступени пришлось бы утроить.
Есть еще одна причина, препятствующая применению водорода на первой ступени. Дело в том, что водород как горючее обладает существенным недостатком — он имеет низкий по сравнению с другими горючими удельный вес. Поэтому для хранения водорода на борту ракеты требуются очень большие емкости. Происходит утяжеление конструкции за счет баков. По этой причине водород очень долго вообще не рассматривался как топливо для двигателей. Для первой ступени утяжеление может быть настолько существенным, что прирост конечной скорости ракеты за счет применения водорода будет совершенно незначительным из-за уменьшения отношения масс (см. формулу Циолковского). Другое дело на верхних ступенях, где требуются значительно меньшие запасы горючего. Увеличение объема и веса баков этих ступеней при использовании водорода не скажется сколько-нибудь заметным образом на отношении масс, а значит, увеличит прирост скорости ракеты.
Это не значит, однако, что невозможно дальнейшее совершенствование двигателей первой ступени. Улучшение характеристик этих двигателей будет, несомненно, достигнуто за счет более совершенной организации процессов горения и истечения продуктов сгорания. Возможности здесь еще далеко не исчерпаны. Например, установлено, что минимальные потери при истечении достигаются тогда, когда в реактивном сопле происходит полное расширение, т. е. давление на выходе равно давлению в окружающем пространстве. У двигателей, устанавливаемых на нижних ступенях ускорителей и работающих в широком диапазоне изменения атмосферного давления, потери тяги
Контуры обычного сопла Лаваля и сопел нового типа показаны на рис. 12. В соплах нового типа газовая струя обладает способностью как бы подстраиваться под изменяющиеся условия внешней среды: на малых высотах она поджимается, а на больших расширяется так, что давление в выходном сечении сопла непрерывно меняется по высоте вместе с изменением атмосферного давления. Формы струи в соплах с центральным телом и центральной вставкой, характерные для различных высот полета, показаны на рис. 12, а, б пунктирными линиями.
Помимо улучшения высотных характеристик, применение сопел нового типа должно дать ощутимый выигрыш в размерах и весе двигателя, поскольку уже первые опыты с подобными соплами показали, что их можно делать вдвое короче по сравнению с соплами Лаваля такой же тяги.
Как видим, возможности применения ЖРД еще далеко не исчерпаны. И можно не сомневаться, что мы будем свидетелями осуществления новых грандиозных полетов в космос с помощью испытанных и надежных жидкостно-ракетных двигателей.
Однако в последние годы в зарубежной печати все чаще говорят об использовании для выведения космических аппаратов и создания ОКС некоторых других типов двигателей.
Несколько лет назад инженеры снова вернулись к тем типам ракет, которые отошли на второй план после изобретения ЖРД. Речь идет о пороховых ракетах, или, как их называют теперь, ракетных двигателях твердого топлива (РДТТ). Современных ракетостроителей эти двигатели привлекли своей конструктивной и эксплуатационной простотой. Для таких двигателей не нужны гигантские баки с жидким топливом, а значит, не нужны насосы, обилие топливных магистралей, форсунок и пр. Отсюда и высокая надежность РДТТ (по оценкам американских специалистов — до 99 %). Правда, РДТТ, использующие энергию сгорания специальных порохов, дают несколько меньшие скорости истечения по сравнению с ЖРД, а для достижения одинаковой конечной скорости ракета с РДТТ оказывается на 30–50 % тяжелее ракеты с ЖРД. Но так как ракеты на твердом топливе требуют существенно меньших затрат на изготовление и обслуживание, нежели жидкостные ракеты, то, как оказывается по подсчетам американских специалистов, каждый килограмм взлетного веса пороховой ракеты стоит вдвое дешевле [19].
Появившийся вновь интерес к РДТТ объясняется также значительным улучшением технологии изготовления пороховых зарядов за последние годы. Раньше заряд твердого топлива, состоящий из частичек горючего и окислителя, отливался или прессовался в виде отдельной шашки, покрываемой сверху негорючим материалом, и закладывался затем в камеру сгорания. При этом по соображениям обеспечения прочности двигателя необходимо было иметь довольно толстые, а следовательно, и тяжелые стенки камеры. Между стенками камеры сгорания и пороховой шашкой оставался значительный зазор, и поэтому, несмотря на большой общий вес, двигатель получался все же недостаточно прочным — в заряде возникали напряжения и появлялись трещины. Создание твердых топлив с резиноподобным связующим веществом [20] позволило в корне изменить технологический процесс отливки зарядов и снаряжения двигателей. Появилась возможность заливать заряд непосредственно в камеру двигателя. Заряд такого топлива, который в отличие от обычных порохов назвали смесевым, после затвердения (полимеризации) оказывается плотно связанным со стенками камеры, а это допускает применение легких тонких стенок. Специальные связующие вещества придают заряду высокие прочностные свойства и уменьшают тепловые и механические напряжения. При этом отставания пороховой массы от стенок камеры не происходит и опасность самовоспламенения сводится к минимуму.