Две важнейшие характеристики ракетного двигателя — его тяга и удельный импульс. Классические определения этих показателей вы найдете в любом учебнике для студентов аэрокосмических вузов — но вряд ли поймете, если сами в свое время эти вузы не оканчивали. Мы попытаемся объяснить смысл этих понятий доступно для неспециалистов.
Итак, тяга — это сила, с которой продукты сгорания топлива толкают ракету вверх. Единица измерения тяги РД — тонна-сила (тс). Одна тонна-сила равна силе, с которой необходимо толкать тело массой в одну тонну, чтобы оно двигалось с ускорением, равным ускорению свободного падения.
Удельный импульс определяется как отношение тяги двигателя к массовому расходу топлива. Это время, в течение которого с помощью 1 кг топлива двигатель способен создавать тягу 1 кс (килограмм-сила). Обычно данный показатель измеряется в секундах. Таким образом, тяга является мерилом мощности РД, а удельный импульс показывает, как долго двигатель способен выдавать такую тягу. Время здесь имеет принципиальное значение: чем дольше РД способен выдавать свою конструктивную тягу, тем сильнее двигатель или связка двигателей разгонят ракету.
Конечную (после завершения работы двигателей) скорость ракеты можно вычислить по формуле реактивного движения, известную в нашей стране как формула Циолковского. Формула была выведена задолго до рождения ученого, но именно Константин Эдуардович Циолковский в начале прошлого века начал использовать расчеты на основе этой формулы применительно к полетам человека в космос.
Vk = C × Ln (Mo/Mk)
Формула показывает, что конечная скорость ракетоносителя (Vk) есть произведение скорости истечения газов из сопла двигателя (C) на натуральный логарифм отношения стартовой массы ракеты (Мо) к ее конечной массе (Мк). Конечная масса равна стартовой массе за вычетом сгоревшего топлива; она же представляет собой сумму масс конструкции ракеты и полезной нагрузки.
А вот скорость истечения газов из сопла есть не что иное, как другое воплощение удельного импульса, и в данном случае он имеет размерность скорости, измеряется в метрах или километрах в секунду.
Из формулы Циолковского следует, что достигаемая ракетой скорость напрямую зависит как от совершенства двигателя, воплощенного в скорости истечения газов, так и от совершенства конструкции ракеты — в частности, носитель должен иметь наименьшую из возможных собственную, не связанную с горючим, окислителем и полезной нагрузкой массу. Но при этом ракета должна выдерживать стартовую перегрузку, которая представляет собой отношение тяги всех работающих в момент запуска двигателей к стартовой массе ракеты. Увеличивая тягу, вы будете уменьшать необходимую для запуска массу топлива, но при этом наращиваете перегрузку (она достигает максимума в конце работы каждой ступени), и конструкция может просто разрушиться.
Как рассказал «Моноклю» ведущий научный сотрудник Института космических исследований РАН Натан Эйсмонт, эмпирически нащупан оптимум: суммарная тяга разгонных двигателей должна превышать стартовую массу ракеты в 1,4‒1,5 раза. Поэтому, объяснил Эйсмонт, если вы хотите доставить в однозапусковой схеме трех космонавтов с Земли на Луну, ваша ракета должна быть способна выводить на низкую околоземную орбиту вес в 120‒130 тонн. Для этого ее стартовая масса должна быть как минимум 2,7‒2,8 тыс. тонн, а суммарная разгонная тяга двигателей первой ступени как минимум 4 тыс. тонна-сил.
У современных ракет относительная масса топлива достигает 90% ее начальной массы. Циолковский, кстати говоря, нашел гениальное и кажущееся сегодня очевидным решение, казалось, неразрешимой задачи — организовать выведение нагрузки в космос так, чтобы уже в полете освобождаться от тех частей ракеты, которые стали ненужными. Для этого носитель должен состоять из пакета связанных друг с другом самостоятельных ракет, которые отбрасываются по мере отработки топлива, то есть быть многоступенчатым.
Каким же образом можно увеличить скорость струи газов, вырывающихся из сопла РД? Ответ очевиден даже для неспециалиста: увеличивать давление в камере сгорания. Легко сказать, да сложно сделать. Ведь рост давления неминуемо связан с увеличением температуры горящего топлива и с повышением требованием к работе насосной системы и впрыска, а это, в свою очередь, влечет за собой целый веер сложнейших инженерных, технологических и материаловедческих задач. Тем не менее задачи эти постепенно решаются, и за семь десятилетий развития ракетостроения мы видим очевидный прогресс в повышении качественных характеристик ракетных двигателей (см. график).
Если давление в камере сгорания двигателя РД-107, работавшего на первых советских пилотируемых носителях «Восток» (а его модификации работают до сих пор на «Союзах), составляло 5,88 МПа, то у РД-170, маршевого двигателя первой ступени ракеты «Энергия», выводившей «Буран» на орбиту, достигалось уже более чем вчетверо большее значение — 24,55 МПа. А у более современного наследника «сто семидесятого», РД-191, работающего в тяжелой ракете «Ангара А5», давление еще чуть-чуть повыше — 25,8 МПа. Соответственно, вырос и импульс — примерно на 22%, с 256 с. у «сто семерки» до 310‒312 с. у семейства РД-170/180/191. Эти показатели импульса и давления до сих пор остаются непревзойденными для кислородно-керосиновых жидких реактивных двигателей, и, похоже, чтобы превысить этот гроссмейстерский уровень, нужны принципиально другие решения, а именно переход к другому топливу.
И такие попытки давно и успешно предпринимаются. Как видно на графике, резко выделяются своим повышенным удельным импульсом «шаттловские» двигатели RS-25 и наши РД-0120, работавшие на второй ступени ракеты «Энергия», в которых в качестве горючего использовался жидкий водород вместо керосина. Они развивали удельный импульс в 363 с. и 353 с. соответственно при далеко не рекордных показателях внутрикамерного давления (18,9 МПа и 21,9 МПа).
Альтернативное мейнстримовской паре «кислород — керосин» топливо используется и в старом добром грузовом космическом извозчике нашей страны, ракете-носителе семейства «Протон». В устанавливаемых на «Протонах» двигателях РД-253 и его модификациях (вплоть до последней РД-275М) в качестве горючего используется несимметричный диметилгидразин (гептил), в качестве окислителя — четырехокись азота (амил). Правда, в отличие от кислородно-водородных собратьев эти движки имеют весьма скромный удельный импульс. Зато использование данного топлива (хотя и крайне экологически неблагополучного) позволило сразу же удвоить (по сравнению с РД-107) тягу двигателя — с 83 до 150‒170 тс, что для грузового носителя очень важно.
Наконец, свежая разработка двигателистов Илона Маска, двигатель Raptor-2, связка из 33 (!) единиц которых устанавливается на исполинский носитель Super Heavy — Starship. Двигатель работает на необычной паре «жидкий метан (горючее) — жидкий кислород (окислитель)», выдерживает невероятное давление в камере сгорания (30 МПа) и выдает великолепный удельный импульс (334 с.). К тому же Raptor-2 имеет хорошую тягу (230 тс), так что суммарная тяга всего носителя достигает совершенно невероятной величины — 7,6 тыс. тонна-сил, в 2,1 раза больше, чем у «Энергии».
Отечественное двигателестроение имеет опыт работы и с совсем уже экзотическим топливом, где в качестве горючего используется жидкий аммиак, а в качестве окислителя — жидкий фтор. Экспериментальный двигатель РД-301 прошел все циклы испытаний и показывал просто космический удельный импульс (около 400 с.), но устанавливать его на действующие ракеты все же не решились из-за крайней токсичности топлива. Рабочий образец этого редкого движка можно увидеть в экспозиции Музея космонавтики и ракетной техники в Иоанновском равелине Петропавловской крепости в Санкт-Петербурге (там в конце 1920-х — начале 1930-х годов располагалась Газодинамическая лаборатория, где начинал разработки ракетных двигателей Валентин Глушко, имя которого носит музей сегодня).
Что касается твердотопливных ракетных двигателей, то они имеют низкий удельный импульс — например, всего 269 с. в ускорителях системы Space Shuttle, что соответствует скорости истечения продуктов сгорания из сопла в 2,7 км/с. Зато они обладают невероятной тягой — в разы большей, чем у ЖРД. Так, два шаттловских ускорителя развивали тягу почти в полторы тысячи тонна-сил каждый и обеспечивали 85% совокупной тяги при старте этой космической системы.
