Заколебали "патриотические" всхрюки "пиндосы без наших двигателей в космос не полетят".

Честно говоря, достали меня эти "патриоты", которые в каждый разговор втыкают, что "пиндосы летают на российских движках в космос". Ну насто....ло...

В США сейчас эксплуатируются 3 основные ракеты-носители, плюс одна небольшая космическая ракета типа "воздушный старт". Чтобы не тянуть эту последнюю дальше, расправлюсь с ней с самого начала.

«Пегас» (Пегасус, Pegasus) — американская крылатая ракета-носитель лёгкого класса с возможностью воздушного старта. Разработана корпорацией Orbital Sciences Corporation

Pegasus

Pegasus запускают с самолета Локхид L-1011. Стартовая масса Pegasus XL 23,13 т, выводит на НОО полезный груз массой до 443 кг. Для нас и темы она особого интереса не представляет.

Есть в США другие космические ракеты-носители. Начнем с Дельты IV компании United Launch Alliance (ULA).

На первой ступени Дельты стоит 1 водород-кислородный ЖРД открытого типа RS-68А. Тяга на уровне моря 320 тс (705,000 lbf), удельный импульс 412 с. Cухой вес 6740 кг., тяговооруженность 47,77.

При стартовой массе легкой (без боковых бустеров) 249,5 т, эта версия поднимает на НОО до 9,5 т. полезной нагрузки. Весовая эффективность Дельта-4 3,8%. Версия Дельта-IV Heavy

Delta IV Heavy

имеет 3 блока первой ступени, стартовая масса 773,4 т, максимальная полезная нагрузка 28.8 т. Весовая эффективность на НОО 3,72%. На сегодня, это самая грузоподъёмная ракета из всех эксплуатирующихся в мире, но, к сожалению, страшно дорогая. Запуск Delta IV Heavy обходится заказчику порядка 450 миллионов баксов. Спрос на эту дорогущую игрушку, прямо скажем, небольшой. Летают они редко, а ULA должен содержать всю инфраструктуру для её производства, транспортировки и эксплуатации, что очень невыгодно. Поэтому Альянс просит НАСА, ВВС и Конгресс прекратить выпуск и эксплуатацию этой ракеты.

У Альянса есть ещё одна космическая ракета, Атлас V. Это именно та ракета, на первой ступени которой установлен российский двигатель РД-180.

Atlas V

Атлас v.401 не имеет твердотопливных бустеров и потому по ней лучше всего характеризовать возможности её двигателя. Итак, РД-180 - это 2-камерный ЖРД закрытого цикла с максимальной тягой на уровне моря 390 тс и удельным импульсом 311 с. Такая тяга и такой удельный импульс не достались даром: тяговооруженность 78,44, что для современного керосин-кислородного двигателя крайне мало.

РД-180

Поэтому и весовая эффективность Атласа тоже невелика. При стартовой массе 334,5 т, эта ракета может забросить на орбиту до 9,8 т полезной нагрузки. Весовая эффективность, соответственно, 2,93%. Ракета тоже получилась недешевой. Пару дней назад ULA подписал контракт с НАСА на запуск такой ракеты за 176,5 миллиона баксов. Альянс понимает, что с этой ракетой не получится конкурировать на рынке и готовится к её замене на частично-многоразовую ракету Вулкан с метан-кислородным двигателем фирмы Блю Ориджин - ВЕ-4.

BE-4

РД-180 вызывает всё больше вопросов и сейчас очень велика вероятность, что он не пройдет сертификации для пилотируемых полетов, что ставит под угрозу запуски пилотируемого корабля Старлайнер на ракете Атлас-5.

Ну и теперь наша любимая ракета, ставшая уже ракетой "тяжелого класса" Фалькон-9. Это ракета, безусловно, нового поколения, с многоразовой первой ступенью, открывающая новый горизонт в освоении космического пространства

https://www.youtube.com/watch?v=DTdFzCSLjGM

Falcon 9 полностью спроектирована и создана компание СпейсХ. На первой ступени Фалькона версии FT (Full Thrust) установлены 9 керосин-кислородных ЖРД открытого цикла Мерлин-1Д+,

Merlin-1D

имеющие тягу при отрыве от Земли по 86,12 тс с удельным импульсом 282 с. При собственном сухом весе 474 кг, Мерлин-1Д+ имеет рекордно высокую тяговооруженность 181,69. Благодаря этому, Фалькон имеет очень высокую весовую эффективность: при стартовой массе 549 т, он выводит на НОО до 22,8 т полезной нагрузки (без возвращения первой ступени). Эффективность  4,153%. При запуске с возвращением ступени, максимальная полезная нагрузка на НОО, конечно, меньше - до 16 т. Коммерческая цена запуска Фалькон-9 от 63 миллионов, а с повторной ступенью - около 47 миллионов. 

Можно, конечно, оглянуться назад и вспомнить могучий однокамерный керосин-кислородный ЖРД открытого цикла F-1

F-1

с тягой 690 тс, вспомнить его развитие - F-1A с тягой 816,18 тс на уровне моря.

Кстати, F-1A, хотя в космос и не летал, но прошел весь цикл испытаний и был сертифицирован даже для пилотируемых полетов. Тяговооруженность этого двигателя была чуть больше 100, что для 1971 года это очень и очень неплохо.

Можно заглянуть в недалекое будущее и вспомнить о метан-кислородных Рапторе и ВЕ-4. Но их характеристики пока точно неизвестны. 

Я не случайно постоянно говорил о том, какого типа цикла какой двигатель является. Есть ЖРД открытого цикла, закрытого цикла и (разновидность) закрытого цикла с дожиганием генераторного газа ("газ-газ").

Двигатели закрытого цикла имеют более высокий удельный импульс, но они тяжелее и дороже. Российские "патриоты" усердно напирают на то, что ЖРД закрытого цикла лучше, что удельный импульс самое-самое главное и даже, ссылаясь на "формулу Циолковского", доказывают, что для взлета с Земли двигателям с более высоким УИ понадобится меньше топлива, а значит, ракеты с такими двигателями должны иметь большую весовую эффективность.

Дорогие мои оппоненты, во первых так называемая "формула Циолковского" неприменима для рассчета в условиях преодоления гравитации и сопротивления атмосферы. Циолковский вывел (или срисовал у Мещерского) формулу, описывающую частный случай - полет ракеты вне полей тяготения и атмосферы. На самом деле, формулу полета ракеты в гравитационном поле вывел в 1856 году Уильям Дж. Стил из Кембриджского университета. Но дело не только в этом.

Двигатели первой ступени НЕ МОЛОТЯТ ИЗО ВСЕХ СИЛ ВСЁ ВРЕМЯ ВЗЛЕТА. Только при отрыве от Земли и первые несколько секунд они развивают полную тягу, а потом они начинают постепенно уменьшать тягу (дросселируют). В атмосфере важно поднять точку максимального аэродинамического сопротивления как можно выше - тогда и само сопротивление будет поменьше. Кроме того, чрезмерное ускорение не только плохо для ракеты и полезной нагрузки, но приводит к слишком высокой скорости в плотной атмосфере, что влечет разогрев. Вспомните, что знаменитый американский самолет-разведчик SR-71 на высоте 25 км, при скорости М3 начинал светиться. Его титановая обшивка раскалялась докрасна. Ракетоплан Х-15 покрывали инконелем, из которого делали камеры сгорания ракет. Чрезмерное ускорение может привести к тепловому разрушению взлетающей ракеты.

С другой стороны, вес ракеты постоянно уменьшается на величину сгорающего в двигателях топлива, а сила притяжения, по мере взлета, уменьшается пропорционально КВАДРАТУ расстояния до гравитационного центра. Если тягу не снижать, ускорение будет быстро и сильно расти. Избежать этого можно только уменьшением тяги (дросселированием) двигателей. И что интересно, уменьшение тяги сопровождается снижением расхода топлива.

Удельный Импульс - это показатель топливной экономичности ЖРД. Ракеты с более "прожорливыми" двигателями раньше начинают дросселирование и проводят его более активно. А ракеты с менее "жадными" движками дросселировать начинают позже и проводят его медленнее. Как ни странно, но двигателям с более высоким УИ требуется больше топлива для взлета с Земли и подъема на высоту 70-90 км.

Можем ли мы это нагрлядно подтвердить?

Вы понимаете, что до 90% стартового веса ракеты составляет вес топлива. Соответственно, влияние веса топлива на весовую эффективность просто доминирующее. 

Сравним весовую эффективность 4 керосин-кислородных ракет: двух с ЖРД закрытого цикла и двух с ЖРД открытого цикла:

- Зенит-2М (4-камерный ЖРД закрытого цикла РД-171 с УИ 309 с).............- 13,74/460 = 2,98%,

- Атлас-5 (2-камерный ЖРД закрытого цикла РД-180 с УИ 311 c)................- 9,8/334,5 = 2,93%,

- Saturn V (1-камерный ЖРД открытого цикла F-1 с УИ 263 c).....................- 140/2970 =4,71%, 

- Falcon 9FT (1-камерный ЖРД открытого цикла Merlin-1D+ c УИ 282 с)....- 22,8/549 = 4,15%

Сравнение очевидно: ЖРД первой ступени с менее высоким УИ, требуют меньше топлива для подъема ракеты на 70-80 км и более эффективны. А вот для второй или третьей ступени более высокий УИ - серьёзное преимущество. Так был сконструирован Сатурн-5, имевший 5 керосиновых F-1 c низким УИ на 1-й ступени, 5 водородных J-2 (УИ 420 с) на 2-й ступени и 1 J-2 на 3-й ступени. А ведь был у фон Брауна вариант с огромным водородным М-1 (УИ 420 с) и для 1-й ступени Сатурна, но он выбрал F-1 с меньшим УИ.

Характерно, что Блю Ориджин делает свой ВЕ-4 тоже открытого цикла. Так может, американцы просто отсталые и не умеют делать двигатели закрытого цикла? Нет, есть водород-кислородный многоразовый ЖРД RS-25 (он же SSME), основной двигатель шаттла. Это как раз ЖРД закрытого цикла. Но американцы очень быстро поняли, что это неправильно и на базе RS-25 сделали RS-68, тоже водород-кислородный, но уже открытого цикла.

Имеет ли смысл делать ЖРД закрытого цикла и даже с дожиганием? Есть вариант, когда имеет.

Более высокая стоимость может сводиться в нулевой фактор многоразовостью. Более высокий УИ - важнейшее преимущество при использовании вне атмосферы и полей тяготения. Если двигатель создается для полетов в открытом космосе и имеет достаточно высокую тяговооруженность для использования на 1-й ступени, то есть смысл делать одну конструкцию, один двигатель. Тем более, многоразовый для многоразовой ракеты или многоразового корабля. Именно по этому пути пошел Илон Маск, создавая один двигатель для сверх-мощной многоразовой ракеты, условно называемой BFR, и для гигантского 500-тонного межпланетного корабля. Этот двигатель называется Раптор и сейчас он проходит испытания на полигоне МкГрегор, в штате Техас.

Всякому овощу свой фрукт. Всё зависит от применения.