О косморасистах - 4

bigdrum — 04.10.2022

Предыдущие части: 0, 1, 2, 3.

Ну что, начнем в лоб - с дросселирования ракетного двигателя. И для осознавания ситуации начнем с немножко математики. На примере РН Союз-2.

Вторая ступень имеет сухую массу 6545 кг. плюс топливо 99765-6545=93220 кг. Половина топлива (нам понадобится) 46610, масса ступени с половиной топлива 46610+6545=53155. В скобках заметим, что даже наполовину заполненная топливом вторая ступень РН Союз-2 имеет весовое совершенство, близкое к десяти. Полностью же заправленная ступень имеет весовое совершенство (отношение массы постой к массе заправленной) четырнадцать.

Третья ступень имеет сухую массу 2355, полную массу 27755.

Полезная нагрузка имеет массу (КК Союз полная масса) 7220.

Поскольку РН Союз-2 имеет пакетную компоновку, и поскольку вторая ступень работает со старта, мы берем опустошенную наполовину вторую ступень, чтобы рассчитать чистую дельту ускорения от выработки топлива комплекса вторая ступень - третья ступень - нагрузка. То есть, мы начинаем следить за ускорением системы примерно в середине полета, и до отделения второй ступени.

Полная масса системы в начале 53155+27755+7220=88130. Тяга двигателя второй ступени в вакууме (мы уже поднялись высоко, нам можно так считать) 94тс. Итого ускорение системы получается 94000/88130=1,06 G.

В момент отделения боковых блоков ракета Союз имеет ускорение всего-навсего на капельку большее, чем ускорение свободного падения. То есть космонавты чувствуют себя, примерно как вы, когда лежите дома на диване.

Полная масса системы в конце 6545+27755+7220=41520, тяга двигателя принимается той же, ускорение получается 94000/41520=2,26 G.

Чувствуете разницу?

Итого, простое израсходование топлива привело нас к ситуации более чем двукратного роста перегрузки, в случае, если тяга двигателя не меняется.

После сброса второй ступени включается треться, полной массой с нагрузкой 27755+7220=34975 и тягой двигателя 30,4 тс., после включения которого мы получаем ускорение меньше единицы, зато в конце его рабочего участка мы имеем 30400/(2355+7220)=30400/9575=3,17 G. Здесь у нас имеется еще больший рост перегрузки, причем уже 2G в течении минуты-другой неприятно, а 3 G - это для нетренированного человека писец. Если вы вместо 80 кг начинаете весить 240 - подумайте сами, как вы себя чувствуете...

Однако не все так плохо. Если мы посмотрим внимательнее, то по поводу первой и второй ступеней прочитаем "тяга ступенчато управляемая". То есть первая ступень (которую мы не рассмотрели, потому что менее очевидная математика получается) и вторая ступень СНИЖАЮТ ТЯГУ ПО МЕРЕ РАБОТЫ, чтобы обеспечить как приемлемое ускорение, так и точность (об этом ниже). Штатная эксплуатационная перегрузка для КК Союз при посадке 3-4 G, и я полагаю, при взлете она не больше. Во всяком случае, по видео из кабины эффектов потери сознания экипажем не заметно, то есть указанная в Интернете перегрузка в 7 единиц при взлете - это ошибка.

На самом деле самый "энергичный" разгон ракеты теоретически возможен перед отделением боковых блоков, и давайте мы его посчитаем...

104*4=416 тс. полная тяга боковых блоков. Масса ракеты в момент разделения 88130+3784*4=88130+15136=103266. Тяга второй ступени в момент разделения (которую мы забыли прибавить) плюс полная тяга боковых блоков 416+94=510. Ускорение 510000/103266=4,93. Это МАКСИМАЛЬНО ВОЗМОЖНАЯ перегрузка в нашей модели, и это никак не "семерка".

Как мы с вами видим, управление тягой ракетного двигателя необходимо для поддержания штатных условий выведения нагрузки на протяжении всего активного участка полета ракеты. Однако не только в перегрузке дело...

Есть разные орбиты. Есть круговые, есть с большим эксцентриситетом. Ракета не просто должна сообщить нагрузке скорость - она должна на нужной высоте нужным курсом и углом места сообщить нужную скорость, и в некоторых случаях - в точный момент времени. Отсюда вывод. Одна и та же ракета должна летать под разными углами, по разным траекториям, с разной нагрузкой - и делать это точно и безотказно.

ВСЕ ЭТО НЕВОЗМОЖНО БЕЗ ДРОССЕЛИРОВАНИЯ, то есть управляемого и точного уменьшения/увеличения тяги ракетного двигателя.



Итак, зафиксируем. Во время взлета ракеты ракетный двигатель совершает сложные манипуляции тягой, уменьшая и увеличивая ее на определенных участках полета, чтобы ракета шла по траектории без отклонений, доставляя нагрузку на траекторию с нужными параметрами.

И что - спросите вы. А я вам отвечу - это пока еще цветочки...

Ракетный двигатель - это тепловая машина, подчиняющаяся законам термодинамики, газовой динамики и механики Ньютона, а также - гидростатики и гидродинамики. Изменение атмосферного давления с набором высоты влияет на эффективность работы ракетного сопла. Именно потому есть воздушные сопла, работающие при атмосферном давлении, и вакуумные, которые в атмосфере на уровне моря показывают худшие характеристики, чем на высоте. При подъеме из-за снижения атмосферного давления параметры двигателя меняются. В общем и целом - ракетный двигатель НИКОГДА не работает (почти) в режиме максимальной эффективности.

Почему?

Потому что помимо сопла, на работу двигателя оказывает влияние и дросселирование. Давление в камере сгорание и давление в атмосфере создают дельту, однако уже на всоте работы второй ступени влияние атмосферы снижается до минимума, и потому определяющим оказывается давление в камере сгорания. А давление в камере сгорания определяется поступлением топлива. А поступление топлива ограничивается дросселированием... То есть - при работе вполсилы ракетный двигатель жрет больше топлива на единицу тяги, чем при работе в полную силу.

РН Союз замечательно устроена. Естественные пределы ускорений при полной тяге двигателей приемлемы для человека. Однако вторая ступень со старта работает не в полную силу, и после разделения работает также не в полную силу - это требуется для формирования правильной траектории, и для выдерживания правильных ускорений. С другой стороны, сопло двигателя второй ступени "воздушное". А это значит, что при подъеме на высоту оно теряет эффективность. Однако в силу уменьшения давления в камере сгорания из-за дросселирования дельта давлений остается приемлемой, и получается, что сопло, являющееся "воздушным" при полной тяге, является "вакуумным" при неполной...

Вы уже запутались, я вижу. А мы еще не начинали.



Теперь продолжим в страну веселья и радости - отправимся в гости к турбинщикам. В смысле к ребятам, которые проектируют турбонасосный агрегат ракетного двигателя.

Ребята, баки ракетного двигателя расположены ВЫСОКО НАД двигателем, сечете? А что мы знаем про столю жидкости в гравитационном поле? Мы знаем, что давление столба жидкости на глубине больше, чем у поверхности. Вода на каждые десять метров дает лишнюю атмосферу давления. Жидкие компоненты топлива в зависимости от своей плотности тоже не отстают.

Помимо давления, нас интересует и перегрузка. При пяти G тот же столю воды дает в пять раз больше давления (примерно). А это означает буквально следующее...

Газогенератор турбонасосного агрегата ракетного двигателя вынужден работать в диапазоне входных давлений, шириной в порядок и более.

Возьмите газовую конфорку. Зажгите. Прикрутите вентиль, открутите, посмотрите на огонек. Легко заметить, что размер огня меняется - это значит, что меняется поступление газа. Клапан, которым вы управляете, на самом деле регулирует давление газа на входе в форсунку горелки. Так вот - в ракете входное давление в газогенератор ТНА меняется... Меняется... Ну короче - охренеть, как оно меняется.

И турбонасосный агрегат должен и обязан, при всем при этом - выдавать равномерный и строго дозированный поток топлива в двигатель.



И что самое любопытное, так это то, что мы описали все процессы в статике. А ведь есть еще динамика. К примеру, вибрации при взлете вызывают колебания стобла топлива в баках и магистрали, отчего возникают скачки давления топлива на входе в ТНА, отчего топливо идет в двигатель урывками, и система, войдя в резонанс, начинает раскачиваться с предсказуемыми последствиями. И я хочу вам заметить, что КАЖДОЕ колебание тяги двигателя - это колебание давления в магистрали. И еще я хочу вам заметить, что акустическое воздействие реактивной струи, возникающей из сверхзвуковых эффектов взаимодействия ракетной струи с окружающим воздухом - это тоже колебания, воздействующие на ракету. И еще - КАЖДОЕ колебание горения (о, стабильность горения РД, поэма поэм!) - оно тоже в этом смысле дает перцу немцу, так сказать...

Картинка красивая, согласитесь. Но это еще не все. Дело в том, что в большинстве ТНА насосы приводятся от турбины, питаемой от газогенератора, использующего то же самое топливо, и значит, газогенератор ТНА сам участвует в автоколебательных процессах, и колебания стабильности его работы усиливаются всей эпической мощью ракетного двигателя...

Зайдите в костел, послушайте орган. В ракетном двигателе труб конечно меньше - но орган не взрывается...



Но и это еще не все.

Для полноты сгорания в двигателе требуется газификация. В разных двигателях она сделана по-разному. Но жидкое топливо не успевает сгореть. Более того, чтобы двигатель не прогорел, по стенкам камеры сгорания пускают струю жидкого горючего. Оно образует пленку, которая охлаждает камеру сгорания, и препятствует раскаленному пламени прожечь металл. Однако основная масса топлива и окислителя должна быть газифицирована, иначе это все просто выльется из сопла наружу. А газ - он сжимаем, причем куда сильнее, чем жидкости...

Допустим, мы увеличиваем тягу. Мы подаем в камеру сгорания больше топлива, и давление в камере сгорания возрастает. Однако давление на входе в форсунки остается прежним. В результате форсунки меньше выдают топлива, накапливая его за счет сжатия газифицированной компоненты. Двигатель, выбросив в дюзу продукты сгорания, уменьшает давление в камере сгорания, и форсунки плюют увеличенным количеством смеси... Возникают высокочастотные колебания, воздействующие на форсуночное поле, и создающие колебания струи...

Одно время остро стояла проблема низкочастотных колебаний. В больших двигателя пламя гуляло по форсункам туда-сюда, разрушая двигатели. Додумались как это устранить небыстро, но просто. Разделили форсуночное поле перегородками...



Это форсуночное поле камеры сгорания ракетного двигателя F-1 ракеты Сатурн-5, которая астронавтов на Луну возила. Вот эти ребра не дают гулять огню по форсункам, как по парку после обеда. Без ребер, разделяющих форсунки, этот двигатель красиво взрывается. А он здоровый...



Я это к чему говорю... Когда мы смотрим на ракетную посадку, мы должны понимать, что перед нами сумма чудовищно сложных процессов, часть из которых мы контролируем, а часть из них - мы с ними еще не столкнулись (как было с "гулянием" огня по форсуночному полю до поры до времени). И когда мы смотрим на ракетный двигатель, который осуществляет посадку, мы должны понимать, что это - чудо. Настоящее чудо, в котором уравновешено такое невероятное количество процессов с такой энергетикой, что ни один канатоходец в мире и представления не имеет, как такое уравновесить...



Итак, мы с вами немножечко прикоснулись к работе ракетного двигателя. Причем я хочу заметить - мы пока не говорили о ракетной посадке, мы немножко прошлись по дросселированию, которое имеет место при старте любого коммерческого космического жидкостного носителя. Мы даже и не поговорили о дросселировании детально. Но даже и без этого я смею вас заверить - точно так же, как различается ракетный взлет и ракетная посадка в принципе, такие же отличия существуют и в мелочах.

В следующей части мы продолжим наш разговор...

Оставить комментарий

Популярные посты:

• Ранее
• Архив