Сравнение ракетных двигателей Merlin, Raptor, BE-4, РД-180, RS-25 и F-1

В прошлом месяце на ресурсе Everyday Astronaut вышел чрезвычайно полезный и содержательный обзор современных и находящихся в разработке ракетных двигателей. Русский перевод статьи на днях опубликовал Alpha Centauri. Героями публикации стали следующие модели:

  • Merlin (SpaceX, США) — используется в ракетах семейства Falcon: 1 шт. на первой ступени Falcon 1, 9 шт. на первой ступени и 1 шт. на второй ступени Falcon 9, 27 шт. на первой ступени (по 9 шт. на каждом из трех ускорителей) и 1 шт. на второй ступени Falcon Heavy
  • Raptor (SpaceX, США) — проходит испытания, предназначен для сверхтяжелой ракеты BFR (31 шт. на первой ступени и 7 шт. на второй ступени)
  • BE-4 (Blue Origin, США) — проходит испытания, предназначен в частности для тяжелой ракеты New Glenn
  • РД-180 (НПО Энергомаш, РФ) — двухкомпонентный двигатель, используется в первых ступенях американских ракет Atlas III и Atlas V (1 шт.)
  • RS-25 (Aerojet Rocketdyne, США) — использовался в многоразовом орбитальном ракетоплане космического челнока Space Shuttle (3 шт.), также планируется к использованию в первой ступени (4 шт.) сверхтяжелой ракеты SLS
  • F-1 (Aerojet Rocketdyne, США) — использовался в первой ступени (5 шт.) свертяжелой (на сегодня — самой тяжелой из когда-либо созданных) ракеты Saturn V, на которой 50 лет назад был выполнен первый в истории пилотируемый полет с посадкой на Луну.
Ракетный двигатель Merlin

Прежде чем начать с описания характеристик всех шести двигателей, давайте вкратце рассмотрим основные их параметры:

Цикл. Он бывает открытым или закрытым. В открытом часть топлива используется для приведения в действие турбо-насосного агрегата (вращения турбины, подающей топливо из бака в двигатель), после чего отработанная струя газа отводится наружу и теряется.

В закрытом цикле эта струя из газогенератора турбо-насосного агрегата подается в камеру сгорания, пройдя предварительное окисление кислородом для полного выгорания, и таким образом увеличивает тягу. Эту чрезвычайно сложную технологию впервые разработали и использовали в СССР, в двигателе НК-15, созданном для сверхтяжелой ракеты Н-1 (все четыре её испытания закончились неудачей, проект был закрыт). Аналогичная схема применяется в РД-180, который великолепным назвал даже Илон Маск.

В США эту схему применили в двигателе, где вместо керосина использовался жидкий водород — RS-25 орбитального ракетоплана Space Shuttle (Aerojet Rocketdyne). Его советским аналогом стал РД-0120, созданный для второй ступени ракеты-носителя Энергия. В двигателе замкнутого цикла вместо одного общего газогенератора установлены два — отдельно для водородного и кислородного насосов (поскольку жидкий водород является намного менее плотным, чем керосин и жидкий кислород). Во избежание утечек взрывоопасного водорода инженеры Aerojet Rocketdyne задействовали специальные прокладки, находившиеся под давлением безопасного в этом отношении гелия.

Недостатком RS-25 было то, что кислород в нем газифицировался частично — остальная часть в смесительную головку камеры поступала в жидком виде. Полная газификация задумывалась только в трех двигателях:

  • РД-270 (СССР), разработка и испытания которого были приостановлены после сворачивания проекта по созданию сверхтяжелой ракеты УР-700
  • «Интегрированном демонстраторе силовой насадки» (США), разработка которого также была прекращена
  • Raptor компании SpaceX.

Таким образом, в случае удачи Raptor станет первым в истории серийным ракетным двигателем закрытого цикла с полной газификацией. Согласно Википедии, «при использовании данной схемы турбины могут иметь мéньшую рабочую температуру, так как через них проходит бóльшая масса, что должно привести к более продолжительному функционированию двигателя и его бóльшей надёжности». Как вы понимаете, для многоразовых ракет SpaceX это преимущество является ключевым.

Топливо. Рассматриваемые в статье ракетные двигатели используют один из следующих видов топлива: керосин, жидкий метан (природный газ) или жидкий водород. Ключевыми характеристиками топлива являются:

  • Плотность, измеряемая в граммах на литр. Чем она больше, тем больше топлива вместит топливный бак.
  • Соотношение масс сжигаемого горючего и окислителя (в качестве которого выступает жидкий кислород) — стехиометрический коэффициент. Сочетание плотности топлива со стехиометрическим коэффициентом определяет:
  • Количество литров топлива, требуемого на один литр окислителя. В свою очередь этот показатель определяет пропорцию объемов баков для топлива и жидкого кислорода.
  • Удельная тяга. Чем она больше, тем меньше топлива надо потратить, чтобы получить определённое количество движения. Выражаясь в секундах, удельная тяга показывает сколько времени двигатель может создавать тягу в 1 Н (Ньютон — сила, изменяющая за 1 секунду скорость тела массой 1 кг на 1 м/с в направлении действия силы), истратив при этом 1 кг топлива. Соответственно, чем удельная тяга больше, тем лучше.
  • Температура кипения — определяет температуру, при которой топливо из жидкого состояния переходит в газообразное. Чем она ниже, тем сложнее и дороже хранить данное топливо.
  • Температура горения — напротив, чем она ниже, тем лучше, поскольку меньше изнашивается двигатель (что опять же критично для многоразовых ракет).

В таблице снизу представлены все перечисленные выше характеристики:

Керосин (RP-1)Жидкий метанЖидкий водород
Плотность813 г/л422 г/л70 г/л
Стехиометрический коэффициент2.73.76
Кол-во топлива на 1 л окислителя0.520.732.72
Удельная тяга370 сек459 сек532 сек
Температура кипения490 К111 К20 К
Температура горения3,670 К3,550 К3,070 К

Как видим, в целом керосин в качестве топлива представляется более предпочтительным, за исключением таких параметров как удельная тяга и температура горения — здесь лидирует водород и занимает промежуточное положение метан. Почему же, в таком случае, некоторые производители ракет керосину предпочли метан или водород? Ответ кроется в миссиях, для которых эти ракеты, с заделом на будущее, предназначены — метан с водородом можно производить на Марсе. И соответственно не брать с собой топливо на обратную дорогу.

Теперь давайте рассмотрим характеристики самих ракетных двигателей:

MerlinRaptorBE-4РД-180RS-25F-1
ПроизводительSpaceX (США)SpaceX (США)Blue Origin (США)НПО Энергомаш (РФ)Aerojet Rocketdyne (США)Aerojet Rocketdyne (США)
Ракета-носительFalcon 9 (9 + 1)
Falcon Heavy (27 + 1)
BFR (31 + 7)New Glenn (7)Atlas III (1)
Atlas V (1)
ракетоплан Space Shuttle (3)
SLS (4)
Saturn V (5)
Первый рабочий полет201020212021-20222000
2002
1982
2020
1968
ЦиклОткрытыйЗакрытый (полная газификация)Закрытый (частичная газификация)Закрытый (частичная газификация)Закрытый (частичная газификация)Открытый
ТопливоКеросинМетанМетанКеросинВодородКеросин
Давление в камере97 бар270 бар135 бар257 бар206 бар70 бар
Тяга0.84 мН2.00 мН2.40 мН3.83 мН1.86 мН6.77 мН
Тяговооруженность198:1107:180:178:173:194:1
Удельная тяга282 сек
311 сек
330 сек
350 сек
310 сек
340 сек
311 сек
338 сек
366 сек
452 сек
263 сек
304 сек

Здесь следует сразу оговорить, что приведенные в таблице характеристики не являются рекордными — например, у 4-камерного советского двигателя РД-170, разработанного для ракеты-носителя «Энергия», тяга была на несколько процентов больше, чем у F-1 — при том, что последний был крупнее и расходовал больше топлива.

Что касается эффективности, то её обычно оценивают по тяговооруженности (отношению тяги двигателя к его весу) и, в большей степени, удельной тяге. Напомню, что она показывает сколько секунд двигатель сможет создавать тягу в 1 Ньютон, истратив при этом 1 кг топлива. В таблице удельная тяга приводится в двух значениях, на уровне моря и в вакууме. В нашей таблице по тяговооруженности с большим отрывом от всех остальных двигателей лидирует Merlin, а по удельной тяге — RS-25.

Но пожалуй главный интерес представляет цена вопроса — сколько же стоят все эти двигатели? Если сведения Everyday Astronaut более-менее достоверны, то картина складывается такая:

MerlinRaptorBE-4РД-180RS-25F-1
Цена одного двигателя< $1 млн~$2 млн~$2 млн$25 млн> $50 млн$30 млн
Ракета-носительFalcon HeavyBFRNew GlennAtlas VSLSSaturn V
Кол-во двигателей у первой ступени27317145
Полная стоимость$27 млн$62 млн$14 млн$25 млн$200 млн$150 млн
Цена на 1 кН (единицу тяги)$1,170$1,000$3,333$6,527$26,881$4,431
Ресурс (кол-во запусков)1050251191
Полная стоимость на один полет$2.7 млн$1.24 млн$0.56 млн$25 млн$10.5 млн$150 млн
Полезная нагрузка (НОО)30 т (1)100 т45 т20 т95 т140 т
Полная стоимость на 1 т$90 тыс$12.4 тыс$12.4 тыс$1.25 млн$110.5 тыс$1.07 млн

(1) Как уже рассказывал Gadgets News, в многоразовой опции полезная нагрузка Falcon Heavy составляет не 63.8 т, а 30 т — требуется брать больше топлива для возврата трех бустеров первой ступени. В отношении остальных многоразовых ракет я исхожу из того, что заявленная по ним полезная нагрузка также относится к многоразовой опции.

Обратите внимание, что в стоимость доставки на НОО заложена цена только двигателей первой ступени. По этому критерию мы получаем любопытное совпадение между BFR и New Glenn — $12.4 тыс за одну тонну. Это примерно на один порядок дешевле Falcon Heavy и SLS, и на два порядка — Atlas V и Saturn V.

Как уже рассказывал Gadgets News, путем сравнения цены запуска Falcon Heavy в разных опциях получается, что центральный ускоритель первой ступени FH оценивается SpaceX в $5 млн, а боковые — по $27.5 млн каждый. Откуда взялась столь существенная разница между, казалось бы, примерно одинаковыми ускорителями, непонятно. Я подозреваю, что сведения о цене запуска FH с сохранением всех трех ускорителей ($90 млн) неверны — уверено можно говорить лишь о ценах запуска с потерей двух боковых и центрального ($150 млн), а также с сохранением двух боковых ($95 млн) ускорителей. Предполагая примерно одинаковую цену всех трех ускорителей, будем считать, что настоящая цена запуска FH с полным сохранением первой ступени составляет 95-(150-95)/2=$62.5 млн. Эта цена почти соответствует запуску Falcon 9 с сохранением первой ступени.

Правда, и в этом случае не вполне понятно почему вторая ступень FH стоит 150-30×3=$60 млн, а вторая ступень Falcon 9 — 60-30=$30 млн (для простоты все числа округлены). Разницу в $30 млн предварительно будем считать наценкой за сложность. В перспективе, вероятно, цены второй ступени FH и Falcon 9 сравняются на уровне $30 млн, что составляет $1 млн за тонну (напомню, что полезная нагрузка FH с возвратом первой ступени составляет 30 т). Исходя из ресурса первой ступени (три ускорителя по цене $30 млн каждый) в 10 запусков, полная цена доставки на НОО одной тонны полезного груза ракетой FH составит (30×3)/10/30 + 1 = $1.3 млн (в т.ч. $90 тыс — за износ двигателей). Для сравнения, отправка на НОО 63.8 т полезного груза с потерей первой ступени ($150 млн) стоит $2.3 млн.

Таким образом, будущее снижение стоимости запусков Falcon Heavy обещает стать существенным, но отнюдь не революционным. Другое дело — BFR, у которой многоразовыми являются обе ступени, и вдобавок заявленный ресурс составляет 50 запусков. Если сделать смелое допущение, что и у BFR на ракетные двигатели приходится около 1/3 цены, то полная стоимость этой сверхтяжелой ракеты составит (31+7)×2×3=$228 млн. С учетом дополнительных сложностей её изготовления округлим эту сумму до $250 млн. Соответственно каждый из 50 запусков будет стоить $5 млн, а стоимость доставки груза на НОО составит $50 тыс за тонну. И вот это на рынке орбитальных запусков действительно станет революцией — если, конечно, сбудутся обещания SpaceX.

Добавить комментарий

Ваш e-mail не будет опубликован. Обязательные поля помечены *