Вартість запуску ракети-носія в сучасній космонавтиці залишається досить високою, досягаючи часом декількох сотень мільйонів доларів. Щоб істотно знизити її, конструктори з різних країн світу розробляють принципово нові види ракетних двигунів, здатні виводити корисний вантаж на орбіту при менших енерговитратах в порівнянні зі звичайними силовими установками. На сьогодні з різних перспективних проектів такого роду найбільш близькі до реалізації три. Ми вирішили розібратися в їх особливостях.
Тому не дивно, що в багатьох країнах ведуться роботи по створенню технологій, здатних істотно знизити вартість космічних запусків. При цьому різні розробники йдуть різними шляхами. Наприклад, американська компанія SpaceX займається створенням ракет-носіїв Falcon Heavy з повертається першою сходинкою. У компанії впевнені, що багаторазовість першого ступеня Falcon Heavy дозволить знизити вартість запуску корисного вантажу на низьку орбіту Землі до двох тисяч доларів за кілограм і до 9-11 тисяч при запуску на геоперехідну орбіту. А американська ж компанія JP Aerospace займається створенням багатоступінчастої системи запуску, в якій перші два ступені будуть представлені дирижаблями.
Словом, різних технологій, націлених на зниження вартості запусків, сьогодні розробляється багато. До них відносяться і ракети-носії з корпусами з сучасних матеріалів, і здатні на літакові зліт і посадку ракетоплани, і навігаційні системи повертаються ступенів ракет. Але головне місце серед них займають нові двигуни. Правда, в цій області найчастіше мова йде про вдосконалення конструкцій вже існуючих ракетних двигунів. Наприклад, двигун Merlin компанії SpaceX має значну потужність, але при цьому належить до традиційних рідинним ракетним двигунам. Втім, є й оригінальні рішення, раніше не застосовувалися для ракет-носіїв. Про трьох найцікавіших з них, з точки зору конструкції і потенційної вигоди, ми розповімо нижче.
гібридний двигун
Згідно з проектом, двигун SABRE отримає універсальну камеру згоряння і сопло, по конструкції багато в чому схожі з подібними елементами звичайного ракетного двигуна. На старті і при розгоні SABRE буде працювати як звичайний прямоточний реактивний двигун. У польоті повітря буде надходити в повітрозабірник, а далі за спеціальними обвідним каналам - в охолоджувач і камеру згоряння. У зоні охолоджувача передбачена установка турбіни і компресора: при виході реактивного струменя з сопла повітря буде затягуватися в двигун і розкручувати турбіну, яка в свою чергу буде розкручувати компресор. Останній стане стискати охолоджене повітря, що дозволить збільшити його подачу в камеру згоряння, а отже і повноту згоряння палива і його енергетичну віддачу.
Передбачається, що в атмосферному режимі новий гібридний ракетний двигун буде працювати на швидкостях польоту до п'яти чисел Маха (6,2 тисячі кілометрів на годину). У міру збільшення швидкості повітря в повітрозабірник - через його різкого гальмування і стиснення - буде ставати все гаряче і гаряче. Це погіршить його компресію, а значить, і загальну ефективність двигуна. Тому для охолодження повітря, що поступає передбачається використовувати спеціальну мережу трубок діаметром один міліметр і загальною протяжністю близько двох тисяч кілометрів. Їх встановлять в повітроводі. В самі трубки під тиском в 200 бар (197 атмосфер) буде подаватися гелій, який виконує роль теплоносія.
У британській компанії вважають, що завдяки її двигуну ракету-носій можна буде зробити одноступінчатої. Причому ця єдина щабель стане повертається. Нова силова установка буде споживати палива і особливо окислювача набагато менше звичайного ракетного двигуна, адже для польоту на атмосферному ділянці кисень для спалювання пального передбачається брати з повітря. Британські двигуни планується використовувати в перспективних американських багаторазових двоступеневих космічних кораблях, які, за попередніми розрахунками, дозволять виводити корисне навантаження на низьку навколоземну орбіту за 1,1-1,4 тисячі доларів за кілограм.
гіперзвукової двигун
Запуск ракети з гіперзвуковим прямоточним повітряно-реактивним двигуном в Індії на полігоні Шріхаріхота
Індійські силові установки, створювані в рамках проекту SRE (Scramjet Rocket Engine, гіперзвукової прямоточний повітряно-реактивний ракетний двигун), працювали на швидкості польоту трохи більше шести чисел Маха. Ступінь з двигунами піднялася на висоту 70 кілометрів. Метою першого випробування гіперзвукових двигунів була перевірка стабільності їх роботи, а не можливості цих силових установок розганяти носії до гіперзвукових швидкостей. Найближчим часом розробники планують завершити обробку даних, отриманих під час першого запуску силових установок, і провести ще серію їх випробувань. Передбачається, що гіперзвукові двигуни будуть розганяти другу сходинку ракет-носіїв до восьми-дев'яти чисел Маха.
Технічні подробиці про своїх гіперзвукових установках індійці не розкривають. Однак загальна схема таких двигунів, що розробляються в декількох країнах світу з 1970-х років, відома. Гіперзвукової прямоточний повітряно-реактивний двигун відрізняється від звичайних тим, що паливо в його камері згоряє в надзвуковому повітряному потоці. При цьому повітря для процесу горіння подається в камеру прямотоком без використання додаткових компресорів. Виглядає це так: набігає повітряний потік потрапляє в повітрозабірник, а потім в заужать компресорну камеру, де стискається і звідки надходить в камеру згоряння. Що найцікавіше, такі гіперзвукові двигуни можуть взагалі не мати ніяких рухомих частин.
Гіперзвукові силові установки здатні працювати при швидкості польоту не менше чотирьох-п'яти чисел Маха - саме при такій швидкості забезпечується необхідне стиснення повітря і стабільне згоряння палива. Теоретичним верхньою межею швидкості гіперзвукового двигуна вважаються 24 числа Маха. При цьому силова установка зможе розвивати і великі швидкості, якщо в камеру згоряння буде додатково впорскується рідкий окислювач. Максимальна висота польоту, на якій гіперзвукові двигуни можуть працювати без потреби в додатковому уприскуванні окислювача, становить 75 кілометрів. Для порівняння, низька навколоземну орбіту починається з позначки в 160 кілометрів.
У США і Росії вважають, що використання гіперзвукових двигунів в ракетах-носіях ускладнить, а не спростить їх конструкцію. Крім того, дослідники вважають, що такі силові установки не зможуть розвивати достатню для запуску великих вантажів тягу. Індійські ж і китайські розробники впевнені, що використання гіперзвукових прямоточних повітряно-реактивних двигунів в ракетах-носіях дозволить відмовитися від більшої частини рідкого окислювача, який буде необхідний лише на заатмосферні ділянці польоту. А проблему можливої недостатності тяги можна буде вирішити установкою декількох гіперзвукових силових установок, причому вигода від відмови від окислювача знівельована не буде - сукупна маса двигунів завдяки простій конструкції буде невелика.
детонаційний двигун
Вивчення принципів роботи і розробка детонаційних двигунів ведеться в деяких країнах світу вже більше 70 років. Вперше ними зайнялися ще в Німеччині в 1940-і роки. Правда, тоді працюючого прототипу детонаційного двигуна дослідникам створити не вдалося, але були розроблені і серійно випускалися пульсуючі повітряно-реактивні двигуни. Вони ставилися на ракети «Фау-1». У силових установках таких ракет паливо подавалося в камеру згоряння невеликими порціями через рівні проміжки часу. При цьому поширення процесу горіння по паливу відбувалося на швидкості, меншій швидкості звуку. Таке згоряння називається дефлаграція, воно лежить в основі роботи всіх звичайних двигунів внутрішнього згоряння.
У детонаційному двигуні фронт горіння поширюється по паливної суміші швидше за швидкість звуку. Такий процес горіння називається детонацією. Детонаційні двигуни сьогодні діляться на два типи: імпульсні і спінові. Останні іноді називають ротаційними. Принцип роботи імпульсних двигунів схожий з таким у пульсуючих повітряно-реактивних двигунів: паливо і окислювач подаються в камеру згоряння з високою частотою через рівні проміжки часу. Основна відмінність полягає в детонаційному горінні паливної суміші в камері згоряння. Завдяки детонації паливо згорає повніше, виділяючи більшу кількість енергії, ніж при дефлаграції.
У спінових детонаційних двигунах використовується кільцева камера згоряння. У ній паливна суміш подається послідовно через радіально розташовані клапани. У таких силових установках детонація загасало, поки подаються паливо і окислювач. Під час роботи двигуна детонационная хвиля «оббігає» кільцеву камеру згоряння, причому паливна суміш за нею встигає оновитися. При цьому, якщо в імпульсному двигуні в камеру згоряння слід подавати попередньо підготовлену суміш палива і окислювача, то в спиновом двигуні цього робити не потрібно - фронт високого тиску, що рухається перед детонаційної хвилею, цілком ефективно змішує необхідні компоненти. Ротаційний двигун вперше почали вивчати в СРСР в 1950-х роках.
У новому російському спиновом детонаційному ракетному двигуні частота детонації спину становить 20 кілогерц, тобто за одну секунду детонационная хвиля встигає «оббігти» кільцеву камеру згоряння 20 тисяч разів. Теоретично, детонаційні двигуни здатні працювати в широкому межі швидкостей польоту - від нуля до п'яти чисел Маха, а при використанні додаткових агрегатів, наприклад компресора, верхня межа можна підняти до семи-восьми чисел Маха. Вважається, що такі силові установки можуть видавати велику потужність, споживаючи палива менше, ніж звичайні реактивні двигуни. При цьому конструкція детонаційних двигунів відносно проста: в базовому варіанті в них відсутній компресор і багато рухомі частини.
Завдяки своїй економічності при високій видаваної потужності спінові детонаційні двигуни в ракетах-носіях дозволять істотно скоротити обсяги палива і окислювача, необхідні для виведення корисного вантажу на орбіту. На практиці (і це властиво всім вже перерахованих проектів), зменшення маси двигуна (а силова установка буде важити менше звичайної ракетної), палива і окислювача дозволить або збільшити вага, що закидається носія при збереженні його габаритів, або залишити вага, що закидається незмінним при зменшенні габаритів ракети. Вага, що закидається ракети-носія - це маса останнього ступеня, її палива і корисного вантажу.