Трехкомпонентная ракета — это ракета , в которой используется три топлива , в отличие от более распространенных конструкций двухтопливных ракет или монотопливных ракет , в которых используются два или одно топливо соответственно. Трехкомпонентные системы могут быть спроектированы так, чтобы иметь высокий удельный импульс , и были исследованы для одноступенчатых конструкций с выводом на орбиту. Хотя трехтопливные двигатели испытывались компаниями Rocketdyne и НПО «Энергомаш» , ни одна трехтопливная ракета не летала.
Существует два разных типа трехкомпонентных ракет. Один из них — ракетный двигатель , который смешивает три отдельных потока топлива, сжигая все три топлива одновременно. Другой тип трехтопливной ракеты использует один окислитель , но два топлива , последовательно сжигая два топлива во время полета.
Системы одновременного трехкомпонентного топлива часто включают использование металлических добавок с высокой плотностью энергии, таких как бериллий или литий , с существующими системами двухкомпонентного топлива. 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 переноса тепла , массы и импульса между фазами ; и сложность достижения и поддержания горения металла. [1]
В 1960-х годах компания Rocketdyne запустила двигатель, использующий смесь жидкого лития, газообразного водорода и жидкого фтора , чтобы произвести удельный импульс длительностью 542 секунды, что, вероятно, является самым высоким измеренным таким значением для химического ракетного двигателя. [2] [3]
В ракетах с последовательными трехкомпонентными двигателями 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), на более позднем этапе полета. В результате получается единый движок, обеспечивающий некоторые преимущества промежуточной обработки .
Например, впрыск небольшого количества жидкого водорода в керосиновый двигатель может привести к значительному улучшению удельного импульса без ущерба для плотности топлива. Это было продемонстрировано достижением РД-701 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 самый большой удельный импульс среди возможных ракетных топлив, для его удержания также требуются огромные конструкции из-за его низкой плотности. Эти конструкции могут весить много, в некоторой степени компенсируя небольшой вес самого топлива, а также приводить к более высокому лобовому сопротивлению в атмосфере. Хотя керосин имеет меньший удельный импульс, его более высокая плотность приводит к уменьшению структуры, что уменьшает массу ступени и, кроме того, снижает потери на сопротивление атмосферы . Кроме того, двигатели на керосине обычно обеспечивают более высокую тягу , что важно для взлета, снижая сопротивление силы тяжести . Итак, в общих чертах, на высоте есть «золотая середина», где один тип топлива становится более практичным, чем другой.
Традиционные ракетные конструкции используют эту золотую середину в своих интересах посредством постановки. Например, в Saturn V использовалась нижняя ступень с приводом от RP-1 (керосин), а верхние ступени с приводом от LH2. Некоторые из ранних проектов космических шаттлов использовали аналогичные конструкции: одна ступень использовала керосин в верхних слоях атмосферы, где верхняя ступень с приводом от LH2 загоралась и продолжала работу оттуда. Более поздняя конструкция «Шаттла» в чем-то похожа, хотя на нижних ступенях использовались твердотопливные ракеты.
Ракеты SSTO могли бы просто нести два комплекта двигателей, но это означало бы, что космический корабль будет нести тот или иной комплект «выключенным» на протяжении большей части полета. При достаточно легких двигателях это может быть разумно, но конструкция SSTO требует очень высокой массовой доли и поэтому имеет очень тонкий запас на дополнительный вес.
При взлете двигатель обычно сжигает оба топлива, постепенно меняя смесь с высотой, чтобы поддерживать «настроенный» шлейф выхлопных газов (стратегия, аналогичная по концепции форсунке с заглушкой, но с использованием обычного раструба ), в конечном итоге полностью переключаясь на LH2, как только керосин сгорает. На данный момент двигатель в основном представляет собой прямой двигатель LH2/LOX с подвешенным к нему дополнительным топливным насосом .
Эта концепция была впервые исследована в США Робертом Салкельдом, который опубликовал первое исследование этой концепции в книге « Смешанный режим движения космических кораблей , астронавтика и аэронавтика », которая была опубликована в августе 1971 года. Он изучил ряд проектов с использованием таких двигателей. , как наземного базирования, так и ряда, запускавшихся с воздуха с больших реактивных самолетов . Он пришел к выводу, что трехкомпонентные двигатели позволят увеличить долю полезной нагрузки более чем на 100% (фактически более чем вдвое) , сократить объем топлива более чем на 65% и сухой вес более чем на 20%. Во второй серии проектов изучалась замена SRB «Шаттла» на трехкомпонентные ускорители , в этом случае двигатель уменьшал общий вес конструкции почти вдвое. Его последнее полное исследование было посвящено орбитальному ракетному самолету , в котором использовалось как трехкомпонентное топливо, так и (в некоторых версиях) пробковое сопло, в результате чего получился космический корабль лишь немного больше, чем Lockheed SR-71 , способный взлетать с традиционных взлетно-посадочных полос. [5]
Трехкомпонентные двигатели были построены в России . Косберг и Глушко разработали ряд экспериментальных двигателей в 1988 году для космического самолета ССТО 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, в "Энергомаше" считают, что проблемы вполне решаемы и что конструкция действительно представляет собой один из способов снизить затраты на запуск примерно в 10 раз. [4]