Трехкомпонентная ракета — это ракета , которая использует три вида топлива , в отличие от более распространенных двухкомпонентных ракет или монокомпонентных ракет , которые используют два или один вид топлива соответственно. Трехкомпонентные системы могут быть спроектированы так, чтобы иметь высокий удельный импульс , и были исследованы для одноступенчатых орбитальных конструкций. Хотя трехкомпонентные двигатели были испытаны Rocketdyne и НПО Энергомаш , ни одна трехкомпонентная ракета не была запущена в полет.
Существует два различных типа трехкомпонентных ракет. Один из них — ракетный двигатель , который смешивает три отдельных потока топлива, сжигая все три топлива одновременно. Другой тип трехкомпонентной ракеты — это тот, который использует один окислитель , но два топлива , сжигая два топлива последовательно во время полета.
Одновременные трехкомпонентные системы часто включают использование металлической добавки с высокой плотностью энергии, такой как бериллий или литий , с существующими двухкомпонентными системами. В этих двигателях сжигание топлива с окислителем обеспечивает энергию активации, необходимую для более энергичной реакции между окислителем и металлом. Хотя теоретическое моделирование этих систем предполагает преимущество перед двухкомпонентными двигателями, несколько факторов ограничивают их практическую реализацию, включая сложность впрыска твердого металла в камеру тяги ; ограничения по переносу тепла , массы и импульса между фазами ; и сложность достижения и поддержания горения металла. [1]
В 1960-х годах компания Rocketdyne провела испытательный запуск двигателя, использующего смесь жидкого лития, газообразного водорода и жидкого фтора , чтобы получить удельный импульс в 542 секунды, что, вероятно, является наивысшим измеренным значением для химического ракетного двигателя. [2] Несмотря на высокий удельный импульс, технические сложности сочетания и опасная природа топлива гарантировали, что двигатель не будет дорабатываться дальше. [3]
В последовательных трехкомпонентных ракетах топливо меняется во время полета, поэтому двигатель может сочетать высокую тягу плотного топлива, такого как керосин, в начале полета с высоким удельным импульсом более легкого топлива, такого как жидкий водород (LH2), в конце полета. Результатом является единый двигатель, обеспечивающий некоторые из преимуществ ступенчатости .
Например, впрыскивание небольшого количества жидкого водорода в двигатель, работающий на керосине, может дать значительное улучшение удельного импульса без ущерба для плотности топлива. Это было продемонстрировано на примере РД-701, достигшего удельного импульса 415 секунд в вакууме (выше, чем у чистого LH2/LOX RS-68 ), тогда как двигатель на чистом керосине с аналогичной степенью расширения достиг бы 330–340 секунд. [4]
Хотя жидкий водород обеспечивает наибольший удельный импульс среди возможных видов ракетного топлива, он также требует огромных конструкций для его удержания из-за своей низкой плотности. Эти конструкции могут весить много, в некоторой степени компенсируя небольшой вес самого топлива, а также приводят к большему сопротивлению в атмосфере. В то время как керосин имеет меньший удельный импульс, его более высокая плотность приводит к меньшим конструкциям, что снижает массу ступени и, кроме того, снижает потери на атмосферное сопротивление . Кроме того, двигатели на основе керосина обычно обеспечивают большую тягу , что важно для взлета, уменьшая гравитационное сопротивление . Таким образом, в общих чертах существует «золотая середина» на высоте, где один тип топлива становится более практичным, чем другой.
Традиционные конструкции ракет используют это сладкое пятно в своих интересах с помощью ступеней. Например, Saturn V использовали нижнюю ступень, работающую на RP-1 (керосине), и верхние ступени, работающие на LH2. Некоторые из ранних разработок Space Shuttle использовали похожие конструкции, при этом одна ступень использовала керосин в верхних слоях атмосферы, где верхняя ступень, работающая на LH2, загоралась и двигалась дальше. Более поздняя конструкция Shuttle несколько похожа, хотя в ней использовались твердотопливные ракеты для нижних ступеней.
Ракеты SSTO могли бы просто нести два набора двигателей, но это означало бы, что космический корабль будет нести один или другой набор "выключенным" большую часть полета. С достаточно легкими двигателями это может быть разумным, но конструкция SSTO требует очень высокой массовой доли и поэтому имеет узкие запасы для дополнительного веса.
При взлете двигатель обычно сжигает оба вида топлива, постепенно меняя состав смеси с высотой, чтобы поддерживать «настроенный» выхлопной шлейф (стратегия, схожая по концепции с соплом свечи зажигания , но с использованием обычного колокола ), в конечном итоге полностью переключаясь на LH2 после сгорания керосина. В этот момент двигатель в основном представляет собой прямой двигатель LH2/LOX с дополнительным топливным насосом , висящим на нем.
Эта концепция была впервые исследована в США Робертом Салкелдом, который опубликовал первое исследование по этой концепции в журнале Mixed-Mode Propulsion for the Space Shuttle , Astronautics & Aeronautics , который был опубликован в августе 1971 года. Он изучил ряд конструкций, использующих такие двигатели, как наземные, так и те, которые запускались с воздуха с больших реактивных самолетов . Он пришел к выводу, что трехкомпонентные двигатели дадут выигрыш более чем в 100% (по сути, более чем в два раза) в доле полезной нагрузки , сокращение более чем на 65% объема топлива и более чем на 20% сухого веса. Вторая серия проектов изучала замену SRB шаттла на трехкомпонентные ускорители , в этом случае двигатель почти вдвое уменьшал общий вес конструкций. Его последнее полное исследование было посвящено орбитальному ракетному самолету , в котором использовались как тритопливо, так и (в некоторых версиях) сопло со штепсельной вилкой, в результате чего получился космический корабль, лишь немного превышающий по размерам Lockheed SR-71 , способный взлетать с традиционных взлетно-посадочных полос. [5]
Двигатели на трехкомпонентном топливе были построены в России . Косберг и Глушко разработали ряд экспериментальных двигателей в 1988 году для космического самолета SSTO под названием МАКС , но и двигатели, и МАКС были отменены в 1991 году из-за отсутствия финансирования. Однако РД-701 Глушко был построен и испытан, и хотя были некоторые проблемы, Энергомаш считает, что проблемы полностью разрешимы, и что конструкция действительно представляет собой один из способов сократить затраты на запуск примерно в 10 раз. [4]