KISS, або Про челентановський підхід до проектування ракет

Нам пощастило. Ми живемо на дні гравітаційного колодязя не настільки глибокого, щоб людство взагалі було не в змозі досягнути орбіти своєї планети. Але нам не пощастило, тому що цей колодязь таки досить глибокий, і кожен грам вантажу, скажімо, до Марсу, нам треба спочатку розігнати до 7,9 км/с, а потім уже додавати енергії до другої космічної. Кожен грам — пального, повітря, продовольства, обладнання. До того ж, потрібно здолати опір земної атмосфери.

А, стоп. Я це вже писав... Ну, та нічого. Можна повторити — задача виводу корисного навантаження непроста, і наразі в нас є тільки один клас машин, які це можуть робити. Ракети-носії на хімічному паливі. Крапка. Все інше — фантастика. Як мінімум, поки що фантастика. І підстав для переходу з категорії фантастика у категорію винахід щось не видно.

Як ви, сподіваюся, пам’ятаєте, на жаль у хімічних ракет є природна межа ефективності — максимальний можливий питомий імпульс тяги. І практично, сучасні ракетні двигуни майже досягли його. То куди нам далі рухатися? Як спрощувати доступ на орбіту Землі?

Найбільш очевидний підхід до спрощення, а значить здешевлення, виводу на орбіту, з’явився ще в 60-х роках минулого сторіччя — багаторазові ракети.

Власне, у першій версії цього тексту тут були абзаци з аналізом собівартості, порівнянням собівартості багаторазових і одноразових ракет, але… Все ж таки мета цього тексту — не критика багаторазових ракет, яка завжди викликає бурні дискусії.

Тому я той шматок викинув і ми перейдемо відразу до справи, тобто до того, навіщо я написав це все. А я хочу трохи познайомити вас із деякими елементами конструкції рідинних ракетних двигунів та продемонструвати, як можна оптимізувати їх конструкцію, використовуючи нестандартні критерії оптимізації, і попутно презентувати своє бачення антитези багаторазовим ракетам. Я назвав її:

Дуже Проста Велика Одноразова РН

Або Шрек (ака проект Водограй. Для конспірації :)

Одна з моїх улюблених сцен з «Приборкання непокірливого». Вважаю що її треба показувати майбутнім інженерам в усіх галузях

Так-так, я дійсно збираюся використати підхід героя Челентано і викинути усе зайве. Тож давайте спробуємо придумати, як нам спростити і здешевити одноразову РН, й оцінити, наскільки реальний результат ми отримаємо. А почнемо ми саме з найдорожчого і найскладнішого, як було сказано, компоненту РН — ракетного двигуна. Чому з нього? Ну бо я ж інженер РРД :) А ще, саме характеристики двигуна визначають можливості, конструкцію і вартість РН. А першим кандидатом на «викиньте це негайно» з нашого двигуна є турбонасосний агрегат (ТНА).

Це дуже дорогий вузол — практично 50+% вартості двигуна. І, до речі, я думаю, що міжполітне обслуговування ТНА — також недешеве заняття.

Чому ТНА — це дорого? Уявіть собі машину, на одному кінці валу якої встановлено турбіну, через яку подають газ температурою десь 800К. Ага. Причому, якщо двигун не водневий, то це газ із надлишком окислювача — не зовсім чистий, але фактично розпечений кисень, або АТ. А відразу біля кисневої турбіни — кріогенний насос кисню. Далі на валі — насос палива: гасу, метану, НДМГ. І ні, ніяких контактних ущільнень, тільки імпелери і лабіринтні ущільнення. Ніяка гума або пластик не витримає ані екстремальних температур, ані десятків тисяч обертів за хвилину — частота обертання валу має забезпечувати і ККД турбіни, і ККД насосів. Вал зазвичай крутиться з частотою, яка вища за його резонансну частоту. І нічого не розвалюється! А ще підшипники. Вам потрібні спеціальні високооборотні підшипники. І змащувати та охолоджувати ці підшипники — нічим, окрім компонентів пального. Тобто підшипники кисневого насосу купаються в рідкому кисні, водневого — у рідкому водні, а якщо ми використовуємо азотну кислоту (а такі двигуни є), то і в азотній кислоті.

Я думаю, тепер вам не дивно, чому високоточна машина яку називають ТНА, є найдорожчим компонентом РРД. І, до речі — одним із вузлів, які прямо обмежують ресурс двигуна і драматично здорожчують збільшення цього самого ресурсу.

Ну так давайте його викинемо! Навіщо взагалі ті німці, а саме на А-4 (Фау-2) фон Брауна з’явився перший ТНА, його нам всунули? Нашо він нам потрібен! Ой, стоп — а яка розумна є йому альтернатива? Як нам подавати пальне в камеру згоряння без насосів? А варіант тільки один: наддувом баків, pressure fed. Тобто ми в баки подаємо якийсь газ під тиском, більшим ніж у нас у камері згоряння, і воно собі так весело тече через регулятор на форсунки. Ага. «З тиском, більшим ніж у камері згоряння». Отут-то нас і чекає засада — це означає що з ростом тиску в КЗ нам потрібні міцніші баки. А «міцніші» є синонімом «важчі». Упс. Адже чим більший тиск в КЗ Pк, тим вищий питомий імпульс тяги Iп і менша сама камера. Тому, власне, і відбувається ця гонка схем двигунів, яка дозволяє піднімати тиск. А на який саме Рк ми можемо розраховувати при подачі наддувом? А давайте глянемо, що нам там пропонують військові, а якщо точніше — технологія виробництва МБР.

Радянська МБР РТ-23, відома як SS-24 Scalpel і знаменита тим, що її запускали з потяга, була твердопаливною. Фактично, твердопаливний двигун — це велика КЗ, в яку залита суміш бутадієнового каучуку з перхлоратом (вибирайте за смаком — аммонію чи калію), приправлена алюмінієвою пудрою. Тобто, двигун це і камера і одночасно бак. Виготовляли його в Україні, в Павлограді із композитів — склопластику. Так-так, зі скловолокна, покритого пластичними смолами. Таким чином, для РТ-23 і сестри її РСМ-52 в Павлограді відпрацювали технологію виробництва композитних «коконів» ракетних двигунів твердого палива. Фактично, таких самих як і баки, потрібні нам для РН.

Який же тиск був у двигунах РТ-23? Я порився і знайшов, що Рк, як на бочку у два з половиною метри в діаметрі, був досить високий — 10 МПа. Нормальний такий тиск. Удвічі, до речі, більший, ніж той, що колись, ще до ери композитів, визначили як оптимальний для РРД з подачею наддувом. Отже, очевидно, що використовуючи аналогічні композитні баки, ми можемо підняти тиск у камерах згоряння нашої гіпотетичної РН до цих самих 10 МПа.

Тож з типом подачі і тиском у камері згоряння ми визначилися — подача наддувом баків, тиск у КЗ Рк=10 МПа.

Тепер перед нами стоїть наступне завдання — вибрати

Компоненти пального

Здавалося б, яка проблема, але… Із композитними баками є одна біда — не кожен компонент пального можна залити у композити. Ну, з паливом питань немає. Цілком очевидно, що найбільш зручне паливо для РН — гас — спокійно собі буде знаходитись у таких баках. А от із окислювачем — морока. Рідкий кисень є кріогенною рідиною, і 90К — це не та температура, яку легко перенесе недорогий композит. Але немає такого поганого, щоб на добре не вийшло — відмова від кріогенних компонентів додатково здешевить операції запуску.

От тільки чим тоді замінити кріогенний кисень? Найпопулярніша заміна йому — це азотні окислювачі: азотна кислота, азотний тетраоксид та їх суміш. М-да… Не дуже популярні речовини серед зелених. І це, до речі, не просто політика — використання токсичних речовин також ускладнює операції заправки і здорожує як сам пусковий комплекс, так і запуск. Та і баки наші склопластикові не дуже підходять для зберігання кислоти…

Та є одна речовина, яку я згадував у своїй статті про паливні компоненти. Не кріогенний, не токсичний, правда і не дуже стабільний окисник – висококонцентрований перекис водню H₂O₂. Як раз у парі з гасом його використовували в першій та єдиній британській РН Black Arrow та планували використовувати в РН ВА-2 американської приватної Beal Aerospace. Цілком можливо, що баки доведеться ще додатково покрити чимось для запобігання розкладанню перекису, але з точки зору питомого імпульсу тяги, пара гас-перекис водню, виявляється, не така вже погана, як я порахував. Але про це трохи пізніше, а зараз давайте глянемо, як ми можемо

Спростити камеру згоряння

Чому її потрібно і можна спростити?

Одне з популярних питань про камеру згоряння — чому вона не плавиться від температур біля 2000К? З чого вона зроблена, з вольфраму?

Ні, КЗ РРД роблять не з вольфраму. І головна проблема не в температурі газів усередині, а в теплопотоці від газу в стінку камери. Тобто, якщо ми зможемо організувати відведення цього тепла, то ніякі тугоплавкі метали нам не потрібні, і все буде добре. КЗ сучасного РРД охолоджується одним із компонентів пального, зазвичай паливом, бо окислювач занадто агресивний. Цей компонент проходить каналами охолодження камери і забезпечує відвід тепла від її стінок. Такий тип охолодження називається проточним. Ось, наприклад, препарована КЗ американського H-1 із першого ступеню РН Saturn-IB

На цьому знімку добре видно, що камера набрана з трубочок(!), які спаяні між собою високотемпературним припоєм. У СРСР традиційно використовували трохи інакшу конструкцію КЗ — у внутрішній стінці фрезерували канали охолодження і зверху припаювали зовнішню стінку. Таким чином, на відміну від трубочок, можна використовувати різні метали: для внутрішньої стінки — бронзу з хорошою теплопровідністю, а для зовнішньої — міцну сталь.

Тепер уявіть собі складність і вартість виробництва деталі діаметром півтора-два метри, і довжиною метри три, а то й більше. Зі стінками міліметрової товщини. Які фрезерують і паяють. І припій там не простий, а на основі срібла. А якщо звідти прибрати срібло, як це зробили недавно на ВМЗ, то двигун просто згорить.

А ще — купа труб і з’єднань для підводу і циркуляції компонентів. Тому зрозуміло, що камера згоряння РРД з проточним охолодженням — також недешеве задоволення. І відмова від такої складної конструкції допоможе здешевити РН. Ну, самої камери згоряння ми, звичайно, не позбудемося, а от відмовитися від складної системи охолодження можна спробувати.

Ні, з вольфраму чи кераміки ми її робити не будемо. Ми знову подивимося на РДТП і візьмемо рішення звідти. Зробимо КЗ із композитів і покриємо її зсередини сумішшю гуми і азбесту, або іншого вогнетривкого наповнювача.

І що — запитаєте ви — воно не буде горіти? Та буде, звичайно, але дуже мало і контрольовано. Таке теплозахисне покриття (ТЗП) називається абляційним, а камера згоряння — КЗ з абляційним охолодженням, або охолодженням із виносом маси. ТЗП собі тихенько вигорає і виносить теплоту назовні. Так, покриття потроху випрацьовується, але ж у нас не багаторазовий двигун, і стандартний ресурс одноразового РРД не перевищує декілька сотень секунд. Нам стане. І знову ж таки, технологія виробництва композитних КЗ з абляційним охолодженням у нас є, бо така камера дуже подібна до тих ракетних двигунів, які у Павлограді робили і роблять для твердопаливних ракет.

Звичайно, немає сенсу робити КЗ повністю композитною. Форсункова головка збереже свою традиційну конструкцію, у якій між двома металічними стінками встановлені форсунки, які заодно забезпечують міцність конструкції.

Ну що ж, здається, непогано попрацювали і прибрали усе зайве. Але є ще одна система, на яку я би хотів подивитися.

Керування вектором тяги

Ще при створенні А-4 (більш відомої як Фау-2) німці зрозуміли, що керувати балістичною ракетою за допомогою аеродинамічних поверхонь, як літаком, не вийде. Більше частину польоту ракета проводить у режимах, в яких аеродинамічні рулі неефективні — або швидкість замала, або висота вже завелика.

Тому постало питання керування вектором тяги двигуна, тобто потрібно було знайти спосіб змінювати напрямок, у якому діє реактивна тяга. Першою ідеєю німців були графітові газові рулі на зрізі сопла. Ці рулі дозволяли відхиляти реактивний струмінь, щоб змінити напрям тяги. Але це рішення було не тільки складним і ненадійним. Газові рулі гальмували потік і знижували Iп двигуна.

Власне, я думаю, що подальші ідеї для керування вектором тяги досить таки очевидні. Можна викидати відпрацьований газ після турбіни у рульові сопла, як це зробили на РД-119. Можна поставити окремі невеликі рульові камери на карданному підвісі, як на РД-107/108. Можна поставити весь двигун на карданний підвіс і повертати вже ним, як це роблять для більшості однокамерних РРД.

А що робити, якщо двигун не однокамерний, спитаєте ви? Ну на РД-170 таки придумали. Звичайно, повертати УСІ ЧОТИРИ камери на силовій рамі було б складно. Ну, нічого. На Енергомаші придумали зробити гнучкий газовод, щоб можна було повертати окремі КЗ. Ага. Гофровану трубу, по якій усередині фігачить практично чистий кисень з температурою близько 800К і тиском більше 25 МПа. А її ще й охолоджувати треба. Як на мене, то це занадто.

І не забудьте, що для того щоб відхиляти КЗ, потрібен гідропривід, який зазвичай використовує один із компонентів, відібраний після насосу ТНА. Але ж у нас немає насосу… То як ми будемо керувати вектором тяги?

Ви думаєте що я зараз скажу: «а давайте подивимося, як там керують вектором тяги у РДТП»? Ні. Не скажу. Якщо коротко — то це не має сенсу. За нагоди я торкнуся цієї цікавої теми, але не зараз.

Давайте краще звернемо увагу на Х-15. Так-так, у цього ракетоплану також була проблема керування. І її вирішили використанням невеликих імпульсних двигунів, встановлених на носі та інших місцях. І працювали вони на монопальному — перекисі водню, який розкладався на каталізаторі з виділенням високотемпературного парогазу. Ой, а на нашій ракеті цього перекису ну просто море. Ну, не море, але пара сотень тонн є — трохи пізніше порахуємо краще. Але точно нам вистачить і на тягу, і на керування.

Отже, для керування нашою РН будемо використовувати імпульсні газові рулі, які точними імпульсами в одній з трьох площин будуть довертати ракету в потрібному напрямку.

Ну, що ж. «Ітогі падвєдьом!», хай і проміжні. Тобто я готовий сформулювати те, заради чого, власне, окрім бажання трохи поділитися з вами знаннями, і почав писати цей текст.

Концепція дешевої одноразової РН середнього класу

Отже, концепція виглядає так.

Одноразова РН побудована з максимальним використанням технологій твердопаливних МБР з композитними корпусами двигунів.

• Кількість ступенів: 2;
• Пальне: гас і перекис водню (концентрований);
• Подача: наддувом баків;
• Матеріал баків: склопластиковий композит;
• Тип камери згоряння двигуна: композитна з абляційним охолодженням і металевою форсуночною головкою;
• Тиск у КЗ, Рк: 10 МПа;
• Перший ступінь: 4 КЗ з тягою 200 тс кожна, сумарно 800 тс;
• Другий ступінь: 1 КЗ тягою 200 тс, уніфікована з 1-ю ступінню, але з висотним соплом;
• Керування ракетою: імпульсні газові рулі на перекису водню.

Уважний читач або знавець новітньої історії скаже: «ой, ми цей двигун із композитною камерою на гасі з перекисом вже десь бачили!» Так, було би нечесним з моєї сторони не згадати нереалізовану РН BA-2 компанії Beal Aerospace. На жаль, вони тільки змогли довести до вогневих випробувань двигун другого ступеню. І збанкрутували.

Так чому би не використати хороші ідеї, додати ще дрібку непоганих ідей і побудувати РН на базі технологій, які існують в Україні?

А для того щоб зрозуміти, що потенційно може така РН, я провів деякі оціночні розрахунки.

Для початку я розрахував параметри двигуна на гасі та перекису водню з Pк=10 МПа. Для цього я взяв стару інститутську програму TDK — ТермоДинаміка Камери. Це MS DOS порт фортрановської програми для ЕС ЭВМ (клону IBM 360), яку використовували у КБХА. Ну, і звичайно мені довелося пошукати спосіб, як її запустити під Windows 10. Але воно того варте — після того як я ввів умовні формули компонентів, їх ентальпії та питому вагу, я отримав результати розрахунку, з яких стало ясно, що на такій, здавалося б, екзотичній паливній парі можна отримати досить таки непоганий питомий імпульс тяги — близько 2800 м/с (пустотний).

Маючи значення питомого імпульсу тяги, ми можемо порахувати, скільки нам потрібно пального для кожного ступеню при заданій тязі. Для цього я використав спрощену формулу тяги, тобто її варіант для роботи у вакуумі (див. мою статтю про теорію і пальне РРД). Мої розрахунки ви можете побачити у ось цій таблиці (кому цікаві формули, може подивитися гугл-табличку)

Зеніт мені був потрібен для того, щоб зрозуміти співвідношення сухої маси ступеню до маси пального. А орієнтовне значення цього співвідношення мені потрібно було для того, щоб прорахувати, яке корисне навантаження зможе вивести Шрек із космодрому на Wallops Island на кругову орбіту з нахилом 45°. А зробити це можна за допомогою Launch Vehicle Performance Calculator від John Schilling.

Отже, ось як виглядають вхідні параметри розрахунку:

І ось які результати він дає:

Таким чином, оціночний розрахунок показує, що для описаної одноразової РН можна очікувати вантажопідйомність близько 9 тонн. Що, погодьтеся досить і досить непогано, навіть якщо РН буде важити 800 т на старті.

Звичайно, що це дуже приблизний розрахунок. Звичайно в ньому і в моїх припущеннях можуть бути помилки, наприклад, конструкція вийде таки важчою. Звичайно, я не знаю навіть приблизної вартості виготовлення композитних баків за технологією РТ-23. І навіть якщо все ОК, то залишаються питання теплового розрахунку камери, джерела тиску для наддуву баків, проблема розкладання висококонцентрованого перекису при перекачуванні та зберіганні. Але усе це — звичні фактори ризику при будь якій розробці. І спосіб їх прибрати — провести більш детальне проектування, до якого було би дуже доречно долучити матеріали, які залишилися в Beal Aerospace.

Описана РН повинна вийти дешевою у виробництві — за рахунок вже відпрацьованих в Україні технологій. Вона буде дешевою для запуску — екологічно чисті не кріогенні компоненти пального спрощують як сам стартовий комплекс, так і операції заправки. Міцні баки також означають, що РН можна збирати горизонтально, що також зручніше і дешевше.

Можливо, ця концепція когось зацікавить і спонукає закопатися в неї глибше. Але, якщо вам просто цікава ця стаття, і ви таки дочитали її до кінця та знайшли в ній щось нове для себе, то це вже означає, що я недурно витратив час на її написання.