Керосин, водород или метан? Сравнительный анализ проектно-баллистической эффективности горючих для ракет-носителей ограниченного объёма

Каторгин Борис Иванович; Самитов Рашит Махмутович; Стриженко Павел Петрович; Тупицын Николай Николаевич; Бибарсов Наиль Фяттяхович; Katorgin Boris Ivanovich; Samitov Rashit Makhmutovich; Strizhenko Pavel Petrovich; Tupitsin Nikolay Nikolayevich; Bibarsov Nail Fyattyakhovich

Керосин, водород или метан? Сравнительный анализ проектно-баллистической эффективности горючих для ракет-носителей ограниченного объёма

Автор: Каторгин Борис Иванович, Самитов Рашит Махмутович, Стриженко Павел Петрович, Тупицын Николай Николаевич, Бибарсов Наиль Фяттяхович

Журнал: Космическая техника и технологии @ktt-energia

Рубрика: Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

Статья в выпуске: 2 (49), 2025 года.

Бесплатный доступ

В статье, на основе проведённого специалистами РКК «Энергия» в инициативном порядке анализа статистических данных по характеристикам большого числа реализованных ракетных блоков отечественных и зарубежных кислородных ракет-носителей (РН) среднего, тяжёлого и сверхтяжёлого классов, приведены сравнительные оценки баллистической эффективности различных типов горючих для ракет ограниченного объёма, т. е. при наличии габаритных ограничений на их конструкцию. Показано, что водород для РН среднего класса типа «Зенит» значительно уступает керосину по баллистической эффективности. Метан близок по баллистической эффективности к керосину, но заметно проигрывает высоко-энергетическим углеводородным горючим (например, «Боктану» или ранее применявшемуся «Синтину»). Анализ, проведённый для кислородной американской РН тяжёлого класса Delta 4 Heavy, использовавшей в качестве горючего водород (ввиду отсутствия в США мощных и экономичных кислородно -керосиновых двигателей), показал, что применение водорода было баллистически неоптимальным.

Еще

Ракетный блок, удельный импульс тяги, баллистическая эффективность ракетного топлива

Короткий адрес: https://sciup.org/143184754

IDR: 143184754 | УДК: 629.78.058.76:629.056.8

Kerosene, hydrogen or methane? Trade-off analysis of ballistic design efficiency of fuels for launch vehicles of limitary volume

Based on an unsolicited trade-off analysis conducted by RSC Energia specialists of statistical data on characteristics of a large number of existing rocket stages for domestic and foreign medium, heavy, and super-heavy launch vehicles (LV) that use oxygen oxidizer, the paper presents comparative estimates of ballistic efficiency of various types of fuels for rockets of a limitary volume, that is, for rockets that have their structures limited by dimensional envelopes. These estimates demonstrate that for medium LVs of the Zenit LV type hydrogen is significantly inferior to kerosene in terms of ballistic efficiency. Methane is close to kerosene in ballistic efficiency, but is considerably behind high-energy hydrocarbon fuels (such as Boctan or the earlier Syntin). The analysis conducted for the US Delta 4 Heavy LV running on oxygen oxidizer and using hydrogen as its fuel (due to the fact that US does not have powerful and efficient oxygen-kerosene engines), showed that the use of hydrogen was not optimal from ballistic standpoint.

Еще

Текст научной статьи Керосин, водород или метан? Сравнительный анализ проектно-баллистической эффективности горючих для ракет-носителей ограниченного объёма

Введение [1] -	- проектно-баллистичес- ( ).	значением P , плотность	произ на тео U про етного д е—то ьдаже	едения его плот-ретическую скорость дуктов сгорания из вигателя, (т.е. ρ _т ∙ U ), пливо с наибольшим относительномалой
( ) ,	,		равнения тен ко	свойств более чем мбинаций веществ,
	-	пригодных ,	вкач в работ	естве окислителя и е [5, с.90–93] были
,	-	вычислены	обео	сновные характерис-
,	,		тветствую	щих ракетных топ-
	-		_еж_ски_ут_юельн	влияющие на их эффективность —
	( —		ρ _т ите	оретическая скорость
	), . . ,		U про	дуктов сгорания из
	,	произведе	ие ρ _т ^1/2 ∙	U (в соответствии
—	.		[4],о	но пропорционально
.	, -	объёмному большинст	удельн по ГОС ва топ почти	ому импульсу тяги Т 17655-89 [6]) для ливных комбинаций постоянной величи-
( )	- 15 •/ [2, .96],	. водородно произведе	ючение с е топлив ие ока	оставило кислородно-о, для которого это алось в 1,5–2раза
—	120 • / [3]	,	чем дл	я основной массы
( 5	35% ),	,	то указ балли	ывает на неочевид-тической эффектив-
	(3,4 6,0	. .	я ракет аничения	заданного объёма, ми на их габариты.
	)	Аналогичн	о (хотя	в значительно мень-
—			ени) об	стоит дело и для
1,25	, —	кислородн	о-метанов	оготоплива.
2,87.		Причин	ами габ	аритных ограничений
			укцию	РН (в т.ч. и при
-	-	баллистич	их разм ескую э	ерах), влияющих на ффективность ЖРТ,
		являются: •		ь обеспечения достав-
снижению.	-	ки РН видом тр	ж_ане_сл_пе_озн_ро_тд_ао	рожным или другим (например, у ракет
	-	типа «Зе	нит» дл	я обеспечения воз-
	( -	можности	транспор	тировки по железной
	-	дороге ум	еньшили	длину первой сту-
)	1936 .	пени, что	привел	о к неоптимальному
. .	[4],	распределе	нию топл	ива между ступенями
,	-	ииху плотнойк		[7,с.350–351]);
		•		ь размещения ракеты
1946-1947	.		номпуск	овомконтейнере;
		•	ничения	на стартовый вес
	[5]. -	ракеты и на старто	з-за по вое соор	вышенных нагрузок
	, -	мами или устройства	на тран ;	спортно-установочные

( .2).

•

( )-

8-12,

[8, .32-34], . .-

«»

1. Исходные данные для анализа

(ПГ),

^µ ПГ^.

(

)

«»

3,9:

-171-120

( ) -8 () —

(. 1);

Delta 4 Heavy

0 5,1

RS-68

Рис. 1. Ракета-носитель среднего класса «Зенит» [9]

Рис. 2. Ракета-носитель тяжёлого класса Delta 4 Нeavy [10]

Параметр	РН «Зенит»	РН Delta 4 Нeavy
Количество боковых ускорителей	—	2
Стартовая масса m _ст, т	460	733
Рабочий запас топлива, т: I ступени II ступени	321,8 81,3	2 х 197,6 197,6
Стартовая осевая перегрузка	1,61	1,20
Начальная осевая перегрузка после отделения блоков первой ступени	0,9	1,9
Максимальная осевая перегрузка при выведении	4,0	4,0
Характеристическая скорость I ступени, км/с	3,98	2,76
Суммарная характеристическая скорость I и II ступеней, км/с	9,28	7,05
Масса полезного груза I и II ступеней m _ПГ, т	13,8*	54,2**
ц	0,030	0,074

Примечание . * — 200 51 ° ;

** — масса после отделения I и II ступеней ракеты-носителя (РН) (до запуска разгонного блока её полезного груза — ПГ).

Таблица 2

Параметры	Маршевые ЖРД
Параметры	РД-171	РД-120	РД-8	РД-0141 проект	РД-0144 проект	РД-0120	11Д57	PS-68
Топливо	О₂ + керосин			О₂ + метан		О₂ + водород
Разработчик	НПО Энергомаш		КБЮ	АО КБХА			КБ «Сатурн»	США
пустотная приземная	806,4 740,0	83,0	8,0	229,5 210,0	15,0	190,0 147,6	40,0	338,0 295,0
Пустотный удельный импульс тяги, с	337,0	350,0	342,0	353,0	372,0	454,7	456,5	428,3
Количество КС	4	1	4	1	1	1	1	1
Сухая масса, т	9,50	1,10	0,40	1,97	0,25	3,47	0,84	6,60
Источники	[14]	[13]		[2]		[13]	[15]	[13]

Примечание . КБЮ — конструкторское бюро «Южное»; АО КБХА — АО «Конструкторское бюро химавтоматики»;

РН ли сл	Выбор Ж типа «З чных ти едующим	РД для енит» п пов гор бразом:	ракетных блоков ри сравнении раз-ючих проводился	II ступенью и керосинов лемРД-171. Для уни	с двигателем РД11Д57 й Iступенью с двигате- фицированных ракетных
ва и	• лись дви РД-0120; •	ервой с гатели	тупени рассматри-РД-171, РД-0141	блоков перв РН типа а рассматривали	ой и второй ступеней мериканской Delta 4 Heavy сь те же отечественные
ке дв (р	росиновым игатели Р улевой), т. •	орой сту топлив Д-120 (м е.какна	пени с кислородном были выбраны аршевый) и РД-8 РН-прототипе;	ЖРД замкну РН типа «З иРД-0120. В расчёта	той схемы, что и для енит» — РД-171, РД-0141 х учитывалось снижение
ст бы по от	-	ислородно малой в двигат размести таких Ж	-метановой второй ысоты ЖРД (1,2м) ель РД-0144, что ть в хвостовом РД и обеспечить	УИТ всех дросселирован снижения по для увеличе второй ступе	рассмотренных ЖРД при ии их тяги с целью лётных перегрузок и/или ния запаса топлива во ни к моменту отделения
те ма пе		управл ачение ступени	яемость и опти-начальной осевой ( n_x ≈0,9) при со-	боковых бло нималось про тяги в степ	ков. Это снижение при-порциональным снижению ени 1/16 (при снижении
хр и	•	баритов ислородн	хвостового отсека о-водородной вто-	тяги вдвое на≈4%). При исп	расчётный УИТ снижался ользовании в расчётах
ро од	й ступени нокамерны	дляан й двига	ализа был выбран тель типа 11Д57	данных по вому двигат	однокамерному метано-елю РД-0141, рассматри-
с бо	качающей льшой тя	ся каме гой (40	рой и достаточно тс), созданный и	вавшемуся в не реализов	своё время КБХА, но нному «в железе», его
от им об не	работанны .А.М.Люл условлен обходимой	йвсво ьки (э возможн тягово	ё время в ОКБ тот выбор был стью обеспечения оружённости сту-	сухая масс с водородны мерности пр значений, п	а для сопоставимости м РД-0120 близкой раз-инималась на 50% выше риведённых в табл.2,
пе га им	ни с пом теля, а пульсным	ощью о при газовы	дного такого дви-снабжении его ми соплами кре-	не учитывав тов (рулевые ляторов, да	ших массу ряда элемен-машины, приводы регу- тчики, кабели и др.).
на тр ри	—иуп ёмканалам Дополнит ант РН т	равляемо ). ельно бы ипа «Зен	сти РН по всем л рассмотрен ва-ит» с водородной	Однако отме двигателя Р к тяге) ост на~30%мень	Д-0141 (вес, отнесённый ался при этом всё же ше,чемуРД-0120.

2. Проектная оценка конечн ракетных блоков

«Энергия»

a

Основными составляю ной конечной массы являются сухая масс топливного отсека (ТО) системами и суммарная ков ЖРТ и газов, не к концу работы рак принятая для всех двиг новок(ДУ)равной2%от учтены данные практически приведённым в работе [13]

керосин (РГ-1, RP-1 ), а также данные по всем водородным ракетным блокам (табл.3,4). В статистику не был включён только ракетный блок американской межконтинентальной баллистической ракеты Atlas со сбрасываемыми стартовыми двигателями и нетипичной компоновочно-силовой схемой (стальные баки со сверхмалой толщиной стенок с постоянным наддувом для поддержания формы и т.п.), а также внешний топливный бак для кислородно-водородных двигателей SSME американского космического корабля Space Shuttle ,

(так ечен ован аР ом).

дную (СИ) из-за применения в ра-

[13] вместо точного значения водного коэффициента 9,80665H/кгс круглённогозначения10H/кгс.

табл.3,4 помимо значений масс ных блоков РН и их двигателей mТО тавлены РЗТ и значения аТО = , mРЗТ mТО — конечная масса топливного асостатками;mРЗТ—массаРЗТ.

Таблица 3

№	Блоки РН	РЗТ, т	Конечная масса ТО с двигателями, т	Сухая масса двигателей, т	а _ТО	Источник
Отечественные
1	Центральный блок МБР Р-7	80,5	6,0	1,25	0,059	[13, с. 62]
2	Боковые блоки МБР Р-7	38,4	3,8	1,16	0,068	[13, с. 62]
3	Блок А МБР Р-9	54,3	3,7	1,48	0,040	[13, с. 74]
4	Блок Б МБР Р-9	15,4	1,9	0,24	0,108	[13, с. 74]
5	Блок Е РН «Восток»	7,5	0,5	0,13	0,044	[13, с. 138]
6	Блок И РН «Восход»	22,3	2,7	0,41	0,103	[13, с. 142]
7	Блок А РН «Н-1»	1 791,4	180,8	36,66	0,080	[13, с. 178]
8	Блок Б РН «Н-1»	505,4	52,2	11,17	0,081	[13, с. 178]
9	Блок В РН «Н-1»	161,4	13,7	2,89	0,067	[13, с. 178]
10	Центральный блок РН «Союз-У»	90,7	6,1	1,25	0,054	[13, с. 248]
11	Боковые блоки РН «Союз-У»	38,7	3,9	1,16	0,071	[13, с. 248]
12	Блок И РН «Союз-У»	22,1	2,7	0,41	0,104	[13, с. 248]
13	Центральный блок РН «Аврора»	136,0	11,8	1,22	0,078	[13, с. 252]
14	Боковые блоки РН «Аврора»	37,0	3,8	1,16	0,071	[13, с. 252]
15	Блок И РН «Аврора»	27,4	2,7	0,46	0,080	[13, с. 252]
16	Блок А РН «Зенит-2»	321,8	27,5	9,50	0,056	[13, с. 278]
17	Блок Б РН «Зенит-2»	81,3	7,7	1,49	0,076	[13, с. 278]
18	Блок А РН «Зенит-3 SLB »	321,8	29,2	9,50	0,061	[13, с. 290]
19	Блок Б РН «Зенит-3 SLB »	81,3	8,3	1,49	0,084	[13, с. 290]
20	Блок А РН «Ангара 1.2»	127,0	9,1	2,20	0,054	[13, с. 346]
21	Блок Б РН «Ангара 1.2»	24,7	3,2	0,55	0,108	[13, с. 346]
22	Модульные блоки РН «Ангара-А5»	134,2	9,3	2,23	0,053	[13, с. 350]
23	Боковые блоки РН «Энергия»	300,0	32,0	9,50	0,075	[13, с. 464]
Зарубежные
1	БР Thor	43,8	3,6	0,64	0,068	[13, с. 44]
2	I ступень РН Saturn 1 Блок 1	333,2	48,5	5,08	0,130	[13, с. 150]
3	I ступень РН Saturn 1 Блок 2	393,4	48,3	5,08	0,110	[13, с. 154]
4	I ступень РН Saturn 5	1 955,9	127,0	39,30	0,045	[13, с. 170]
5	I ступень Delta 2	94,2	5,7	1,07	0,049	[13, с. 204]
6	I ступень Delta 3	93,6	6,8	1,07	0,061	[13, с. 208]
7	I ступень РН Atlas 3А	178,3	13,7	5,33	0,047	[13, с. 226]
8	I ступень РН Europa 1	80,0	7,0	1,27	0,072	[13, с. 318]
9	I ступень РН H-1	79,8	4,4	0,77	0,046	[13, с. 322]
10	I ступень РН Atlas 5/551	278,8	20,9	5,29	0,056	[13, с. 338]
11	I ступень РН Atlas 5/HLV	836,4	62,7	15,99	0,056	[13, с. 342]

(РН)

Примечание . РЗТ — рабочий запас топлива; а _ТО — относительная конечная масса топливного отсека (ТО) (с остатками топлива и газов); МБР — межконтинентальная баллистическая ракета; БР — баллистическая ракета.

Таблица 4

№	Блоки РН	РЗТ, т	Конечная масса ТО с двигателями, т	Сухая масса двигателей, т	^а ТО	Источник
Отечественные
1	УКВБ РН «Протон-М»	43,1	8,2	1,04	0,165	[13, с. 270]
2	Верхняя ступень РН GSLV	12,3	2,2	0,34	0,152	[13, с. 314]
3	Центральный блок РН «Энергия»	703,0	64,3	13,9	0,072	[13, с. 464]
Зарубежные
1	Saturn 1 ступень S4	44,5	6,8	0,79	0,135	[13, с. 154]
2	Saturn 1В ступень S4B	56,3	7,8	1,62	0,110	[13, с. 160]
3	Saturn 5 ступень S2	418,8	42,7	7,84	0,083	[13, с. 170]
4	Saturn 5 ступень S4В	106,5	9,5	1,62	0,074	[13, с. 170]
5	II ступень Delta 3	16,8	2,5	0,22	0,134	[13, с. 208]
6	II ступень ( Centaur 3А ) Atlas 3А	16,9	1,7	0,22	0,089	[13, с. 226]
7	Центральный блок РН Ariane 5	157,8	12,3	1,70	0,067	[13, с. 242]
8	II ступень РН H1	8,6	1,4	0,30	0,128	[13, с. 322]
9	I ступень РН Н2	84,6	11,7	1,84	0,117	[13, с. 328]
10	Унифицированный блок I ступени РН Delta 4 Нeavy	197,6	26,8	6,60	0,102	[13, с. 356]
11	II ступень РН Delta 4 Нeavy	21,1	3,5	0,22	0,155	[13, с. 356]
12	I ступень РН H2A212	98,0	13,6	1,85	0,120	[13, с. 360]
13	Верхняя ступень РН H2A212	16,3	3,0	0,31	0,165	[13, с. 360]

Примечание . РЗТ — рабочий запас топл		ива; а _ТО — относительная конечная	масса топливного отсека (Т	О)
(с остатками топлива и газов)	УКВБ — униф	ицированный кислородно-водородный бл

Зави ечест дных рис симость енных ракетн . 3, 4. аТО от РЗТ и зарубежных ых блоков по На них же прив для кисло-казана едены Данные по ной степенной плотности топ симости, испол a зависимос лива (анало ьзованной в твуют о a зави- [1] нечно оков нные з й массы РН с в начения относите a — ысококипящими т льной к для ипами при сравнении ных и керосин однако показа характерист овых разгон тель степен окроорвда)--, рючи ствен Видн , так ных бло ных и за о, что и для кисло ков (отдельно для рубежных). a оте- оте- кетных блоков ного эффекта а не 2/3, как боте [1]. Как и для кислород РН с учёт принимался было прив для водо равным штаб-1/2, - етных ствен 1,8 р ных вод аза прев ~a почти кисло- , a заметно выше, днлоя-кероотсеичнеосвт чем для зарубе РН жных, дно-к 1,7 ра еросинов ых, для зарубежн ых— что объясняетс смотренных в ра я рядом п боте [1]. , керосина и топлива «Боктан» (или аналогичного высококипящего энергоёмкого синтетического углеводородного горючего, повышающего УИТ двигателя по сравнению с керосином на 6 с [11] с сохранением суммарного объёма баков каждого из ракетных блоков).

Для расчётов по двухступенчатой РН типа «Зенит» был использован метод прогнозирования развиваемой ракетой скорости [12] путём интегральных оценок основных её потерь на участке выведения (гравитационных, аэродинамических, потерь на управление, а также потерь в тяге ЖРД из-за противодавления атмосферы). Этот метод требует знания минимального набора конструктивных характеристик ракеты, пригоден для РН тандемной и пакетной схем. Верификация с использованием данных по выполненным отечественным и зарубежным РН со стартовой перегрузкой 1,17…1,61 (РН типа «Союз», «Зенит-2», Saturn 5 , Titan 2 и др.) показала, что погрешность в определении потерь скорости составляет всего 10–15 м/с [12].

Для расчётов по двухступенчатой РН, прототипом которой являлась РН Delta 4 Нeavy с водородным разгонным

бло сту гор лен	ком Centaur в пени, баллистическ ючих оценивалась ия рассчитываемы	качестве третьей ая эффективность путём сопостав-х по формуле
Ци хар рае ука	олковского значе актеристической мой первыми двумя В табл. 1 приве анных РН-прототип	ний суммарной скорости, наби-ступенями РН. дены параметры ов из работы [13],
в лив	т. ч. массы рабоч а (РЗТ), массы ПГ	его запаса топ-РН m _ПГ , а также
отн	осительной массы	m _ПГ ^ц = м ст
(зд сил её при гор тяг ких при	сь m _ст — стартовая Предполагалось, чт овая схема РН, баков и объём ра замене типа горюч Тип и количество ючего выбирались, и и обеспечения к их оптимал взлёте РН, в на	масса ракеты). о компоновочносуммарный объём еты не меняются его. ЖРД при замене исходя из их перегрузок, близ-ьным значениям чале автономного
пол шен пер пен в руе гор над бал раб	ёта второй ступе ия допустимых егрузок при раб ей. Это миним траекториях выв мых РН с раз ючих и, как сле ёжность результат листической эффек Принимавшиеся свед отам [2, 13–15] прив	ни, и непревы-значений осевых оте обеих сту-изирует отличия едения анализи-личными типами дствие, повышает в сравнения их ивности. ения для ЖРД по дены в табл. 2.
		Таблица 1

(РН)

Рис. 3. Зависимость относительной конечной массы топливного отсека а_ТО от массы рабочего запаса топлива m_РЗТ для кислородно-керосиновых блоков ракет-носителей (см. табл. 3): • — отечественные (23 блока); • — зарубежные (11 блоков) (рисунок создан авторами)

													2

													3
			4* 12	• 21

				15				1	9					4	>8			7
^ато ^- ®	,073				1	1		•1		7	• 13		>23
					14»			•F		^г

	,067				2	1		1		6 •	9		• 18
								10<			20 ^22	• 10	• 16			1	1
		5 •						9		5	• 7							4
							3

Рис. 4. Зависимость относительной конечной массы топливного отсека а_ТО от массы рабочего запаса топлива m_РЗТ для кислородно-водородных блоков ракет-носителей (см. табл. 4): • — отечественные (3 блока); • — зарубежные (13 блоков) (рисунок создан авторами)

. 5

Ниже, в считанные тельные ха рассмотрени зованием керосина (Р

Для РН кроме того ность зам

табл. 5 а Т

я в раз

Г-1), мет типа , рассм ены ке

и 6, приведены из рис. 3, 4 ср ики принятых д. 1 РН с ис х типов гор ана и водорода.

«Зенит» (таб атривалась воз росина на

ав_дн_ли_я-

л. 5), мож-обеих

горючего «Боктан» на РН

типа

ПГ поль-отно-при

на нит», упени

«З в зу си эт

ве с

енит» снизило бы массу

1,22–1,37 раза, хотя часто ис

емый для сравнения параметр

ом вдвое.

Применение водород рхней ступени РН сохранением на п

возрос бы

а только типа «Зе ервой ст

ступенях ным горюч нявшимся повышающи

- 2% [11]

ний объёма и РН в цел

синтетич им «Бо ранее ми тягу и не т баков,

еским углевод ктан» или п горючим «Син и УИТ ДУ

ребующими из топливных от

ород-риме-тин», на

секов

ки дв вы ис ке су дл

слородно-керосинового игателя РД-171, позв сить массу ПГ m _ПГ ходного уровня m _П

росиновой РН, но щественно ниже (на я варианта РН с топли

топлива олило бы всего лиш _Г кислор она была

9%), чем вом «Бокт

и по-ь до одно-бы m _ПГ ан».

Характеристики моноблочной ракеты-носит с различными типами горючего

еля (РН)

танд

емной схемы типа «Зенит»

Таблица 5

Характеристики РН и её ракетных блоков	Рассмотренные варианты РН
Характеристики РН и её ракетных блоков	1	2	3
1. Ракетный блок I ступени:
•	РГ-1/«Боктан»	Метан	Водород/РГ-1
•	РД-171	РД-0141×3	РД-0120×2/РД-171
• ,	321,8	257,4	112,1/321,8
• ,	31,2	27,1	15,1/31,2
2. Ракетный блок II ступени:
•	РГ-1/«Боктан»	Метан	Водород
•	РД-120 + РД-8	РД-0144×5	11Д57
• ,	81,3	65,0	28,3
• ,	7,9	6,9	3,8
3. РКН в целом:
•	3	8	3/2
• m ,	458,4/460,1	372,5	172,7/401,7
• ,	2,0	2,0	1,8/2,0
• I	1,61/1,64	1,70	1,71/1,84
• I	≤ 4,5	≤ 4,5	≤ 4,5
• II	0,898/0,904	0,875	0,917/0,870
• II	4,00	3,62	2,60/2,17
• I,/	3 993/4 043	4 031	4 654/5 329
• I ,	148	147	157/212
• ,	453	469	480/535
• m ,	14,2/15,9	14,1	11,6/14,6
• Ц = m / m	0,030/0,035	0,038	0,067/0,036

Примечание .

«Зе- нит» снизило бы массу ПГ по сравнению с керосином незначительно, а по сравнению с синтетическим топливом «Боктан» — существенно.

Качественно такие же результаты получились и для американской РН типа Delta 4 Heavy (табл. 6) — суммарная характеристическая скорость, развиваемая первой и второй ступенями, даже при гипотетическом использовании на них нашего водородного двигателя РД-0120 замкнутой схемы, существенно (на 0,35 км/с) меньше значения, соответствующего применению на этой РН кислородно-керосинового топлива и ЖРД типа РД-171. При использовании на РН исходного водородного ЖРД США RS-68 менее экономичной открытой схемы приведёт (см. табл. 1 и 6) к существенному недобору характеристической скорости на водороде по сравнению с керосином (на 1,14 вместо 0,35 км/с).

Таблица 6

Характеристики трёхблочной ракеты-носителя (РН) пакетной схемы типа Delta 4 Нeavy с различными типами горючего

Характеристики РН и её унифицированных ракетных блоков	Рассмотренные варианты РН
Характеристики РН и её унифицированных ракетных блоков	1	2	3
1. Количество боковых блоков вокруг центрального блока	2	2	2
2. Характеристики блоков:
• тип горючего	Водород	Метан	РГ-1
• тип и количество маршевых двигателей	РД-0120×2	РД-0141×3	РД-171
• рабочий запас топлива, т	197,6	453,7	541,6*
• масса топливного отсека с системами, т	22,5	36,1	38,5
• конечная масса блока с остатками топлива, т	31,4	49,6	53,4
3. Характеристики РН в целом:
• количество ракетных блоков	3	3	3
• общее количество двигателей	6	9	3
• стартовая масса, т	734,3	1 564,1	1 839,2
• начальная перегрузка I ступени	1,2	1,2	1,2
• длительность работы I ступени, с	257	245	233
• характеристическая скорость I ступени, км/с	5,82	5,40	5,19
• начальная перегрузка II ступени	2,83	3,06	2,98
• характеристическая скорость II ступени, км/с	2,02	2,64	3,00
• суммарная характеристическая скорость двух ступеней РН, км/с	7,84	8,04	8,19
• длительность выведения, с	315	328	293
• масса полезной нагрузки РН, т	54,2	54,2	54,2

Примечание : * — с учётом уменьшения суммарного объёма баков первой и второй ступеней варианта 3 на 4,5% с целью исключить снижение начальной перегрузки первой ступени РН по сравнению с исходной n_x ≈ 1,2.

4. Обсуждение полученных результатов

Представленные в табл. 3, 4 и на рис. 3, 4 данные по значениям а _ТО показывают, что они имеют довольно большой разброс. Это связано с разнообразием используемых в них конструкторско-технологических решений, опыта и традиций разработчиков и т. п.

Для уточнения прогнозируемых значений массы ТО при наличии дополнительной информации о весовом совершенстве их конструкции перед аТО можно использовать корректирующий множитель k, больший или меньший единицы. Для блока Ц РН «Энергия» [16], например, k ≈ 0,56. Полученные оценки а ТО могут быть применены и для прогнозирования массы проектируемых ракетных блоков. При этом может потребоваться уточнение а ТО за счёт не вошедших в работу [13] сведений о новых ракетных блоках РН и применения специальных методов прогнозирования (регрессионного анализа, статистической экстраполяции и т. п. — см., например, источник [17]). Так как керосин для РН заданного объёма, в соответствии с проведённым анализом, имеет заметные проектнобаллистические преимущества перед водородом, возникает вопрос: почему для многих зарубежных РН в качестве горючего часто выбирается водород? Это объясняется следующим образом.

Внедрение кислородно-керосинового топлива в ракетную технику (после исчерпания возможностей кислородноспиртового) в СССР и за рубежом шло разными путями. У нас разрабатывались и отрабатывались двигатели с предельно высокими для своего времени параметрами (давлением в камере сгорания, УИТ и др.), в т. ч. по энергетически совершенной замкнутой схеме, за рубежом — по менее экономичной открытой схеме с относительно низким УИТ и давлением в камере сгорания (КС).

В результате в СССР был накоплен уникальный опыт по созданию надёжных и экономичных ЖРД замкнутой схемы с высокими значениями давления в КС и УИТ, способные устойчиво работать в различных режимах, в т. ч. при глубоком (~50%) дросселировании по тяге, с надёжным охлаждением КС с использованием керосина как охладителя камеры и жаропрочных материалов для турбины и газового тракта.

За рубежом (США, Англия, Япония), напротив, кислородно-керосиновые ЖРД создавали однорежимными, преимущественно по менее экономичной открытой схеме с весьма умеренными УИТ и давлением в КС.

Использование водорода в качестве горючего позволяло зарубежным дви-гателистам компенсировать отставание в характеристиках ЖРД от более совершенных кислородно-керосиновых двигателей без значительных затрат времени и средств на соответствующие изыскания и огневые испытания, хотя использование водородного топлива

(как за рубежом, так и у нас) влекло за собой необходимость решения ряда проблем, обусловленных особенностями жидкого водорода.

Опыт АО КБХА по созданию мощного водородного двигателя РД-0120 показал, что количество необходимых для его отработки двигателей в 1,8 раза (т. е. почти вдвое) превысило использованное для отработки количество кислородно-керосиновых двигателей близкой или даже вчетверо большей тяги разработки НПО Энергомаш [18].

Аналогичная ситуация ожидается и при создании мощных кислородно-метановых двигателей. При этом метан, не давая выигрыша в ПГ по сравнению с керосином, взрывоопаснее водорода из-за большей плотности своих паров по сравнению с водородом (вспомним пожары и взрывы в угольных шахтах, жилых помещениях, на газопроводах и т. п. из-за метана).

Как было отмечено во введении, причины, вызывающие ограничения на габариты конструкции, объём ракет и эффективность различных горючих, могут сказываться на их баллистической эффективности и при больших размерах РН.

В связи с этим интересно обсудить факт применения водорода на центральном блоке (блоке Ц), т. е. на второй ступени отечественной РН сверхтяжёлого класса (СТК) «Энергия».

Он может быть объяснён следующим.

РН «Энергия» первоначально создавалась как ответ СССР на создание в США космической системы Space Shuttle и первоначально в значительной степени копировала её компоновочно-конструкционную пакетную схему (пара боковых твердотопливных ускорителей первой ступени вокруг крупногабаритного водородного центрального блока, боковое расположение многоразового космического корабля с тремя его водородными двигателями и др.). В итоге проектантами РН «Энергия» в качестве компонентов топлива для блока Ц сразу были заложены кислород и водород [19, с. 39].

Возможность применения керосина на обеих ступенях РН при этом всё же рассматривалась [20, с. 363], однако, судя по воспоминаниям руководителей разработки РН «Энергия», основное внимание было уделено не обоснованию безальтернативности выбора водорода для блока Ц, а организации работ по водороду, в т. ч. по их научно-техническому сопровождению, производству и транспортировке водорода, по созданию водородных ЖРД и огневых стендов для их отработки и др. [19, с. 136–137]. Подробнее проблемы внедрения водорода в части разработки теплоизоляции и воздушной транспортировки блока Ц рассматривались в работе [21, с. 68–72].

Кроме того, параллельно велись интенсивные проработки необходимости переноса водородных двигателей с проектируемого орбитального корабля на блок Ц и увеличения их числа до четырёх, а также возможности замены твёрдого топлива на блоках первой ступени (ввиду отсутствия необходимой производственной базы для изготовления крупногабаритных твердотопливных двигателей и оборудования для транспортировки таких снаряжённых двигателей [20, с. 363]) на кислородно-керосиновое с применением разрабатывавшегося в НПО Энергомаш мощного высокоэкономичного четырёхкамерного кислородно-керосинового двигателя РД-170.

В упомянутом ранее источнике [21] указывается также, что В.П. Глушко, приступив к работам по РН «Энергия», предполагал применение на ней только кислородно-керосиновых ЖРД. Он даже обратился к проектантам РН «Энергия», пообещав назначить своим заместителем того, кто предложит вариант носителя, приемлемый для орбитального корабля, но работающий на кислородно-керосиновом топливе, однако таких не нашлось [21, с. 44]. Лишь тогда В.П. Глушко дал добро на применение водорода на блоке Ц.

В результате сложился компоновочный облик РН «Энергия» с водородным крупногабаритным блоком Ц и расположенными вокруг него двумя параблоками, включающими в себя по два транспортабельных кислороднокеросиновых ракетных блока с двигателями РД-170. Применение на РН водородного топлива и крупногабаритного блока Ц стало аксиомой , потребовавшей для своей реализации героических усилий страны для преодоления созданных таким способом громадных проблем и трудностей.

Расчёты же показывают, что РН СТК типа «Энергия» при добавлении третьего параблока даже с соответствующим уменьшением высоты и объёма ТО блока Ц для сохранения (по условию сравнения баллистической эффективности горючих) суммарного объёма баков РН и с применением на блоке Ц керосиновых двигателей РД-170 могла бы выводить орбитальный корабль «Буран» массой 105 т без использования водорода.

Использование единого кислороднокеросинового топлива на обеих ступенях РН типа «Энергия» дало бы возможность увеличить грузоподъёмность РН за счёт перелива в полёте части топлива из боковых ракетных блоков в блок Ц (это позволило бы отказаться от глубокого дросселирования ДУ блока Ц по тяге, снизив тем самым гравитационные потери скорости и обеспечив более раннее отделение отработавших параблоков).

При использовании в РН «Энергия» водорода и двигателей типа РД-0120 и на блоке Ц, и на параблоках, расчётная грузоподъёмность РН по сравнению с исходной РН «Энергия» снизилась бы вдвое из-за большого уменьшения стартовой массы РН.

Таким образом, результаты сравнения баллистической эффективности керосина, водорода и метана, полученные для РН среднего и тяжёлого классов, остаются справедливыми и для РН СТК, подтверждая лидирующую роль керосина в качестве горючего и для РН СТК. Эксплуатация РН семейства Falcon показала, что керосин пригоден и для многократно используемых возвращаемых ступеней.

Отметим также, что проведённые ранее инициативные проработки [22, 23] показали, что существуют реальные конструкционно-технические решения по созданию на базе возвращаемых транспортабельных ракетных модулей кислородно-керосиновой РН СТК грузоподъёмностью ~150 т.

Такая РН может быть создана на основе пакетной связки двухступенчатого центрального триблока (трёх ракетных блоков РН среднего класса «Союз-5» с маршевым двигателем первой ступени РД-171МВ) и трёх параблоков (с возможностью их спасения для повторного использования), представляющих собой спарки первых ступеней РН «Союз-5». Важно, что одновременно с созданием такой РН СТК на базе её центрального триблока параллельно была бы создана РН тяжёлого класса грузоподъёмностью 50 т, которая наряду с решением своих задач обеспечила бы поддержание надёжности и экономичности эксплуатации РН СТК.

Использование полиблочного центрального блока исключает необходимость создания неэкономичной воздушной транспортировки крупногабаритного центрального ракетного моноблока.

Выводы

На основе проведённого в инициативном порядке специалистами РКК «Энергия» статистического анализа характеристик большого количества реализованных ракетных блоков отечественных и зарубежных кислородных РН тандемной и пакетной схем получены проектные оценки изменения расчётной конечной массы ракетных блоков РН при габаритных ограничениях на их конструкцию в зависимости от используемого горючего — приводятся результаты проектнобаллистического сравнения керосина, метана, водорода и синтетического горючего «Боктан».

Рассмотрены причины появления габаритных ограничений на конструкцию кислородных ракетных блоков, влияющих на баллистическую эффективность их горючего.

Для ракет с габаритными ограничениями наилучшие проектно-баллистические характеристики обеспечивают не водород или метан, а керосин и синтетические горючие типа «Боктан».

Аналогичный анализ, проведённый применительно к американской РН Delta 4 Нeavy , использовавшей в качестве горючего водород (ввиду отсутствия в США при её создании мощных и экономичных керосиновых ЖРД типа РД-171), подтвердил, что и здесь проектно-баллистическая эффективность водорода ниже, чем у керосина.

Метан, по сравнению с водородом, обеспечивает повышение баллистических возможностей РН почти до уровня кислородно-керосиновых РН, но заметно уступает синтетическим энергоёмким углеводородным горючим (например, «Боктану»), что указывает на целесообразность применения их в кислородных ракетных блоках РН, а также проведения работ по поиску новых недорогих образцов таких горючих и освоению их промышленного производства.

Использование имеющихся мощных кислородно-керосиновых ЖРД НПО Энергомаш и полиблочного центрального блока для создания РН сверхтяжёлого класса пакетной схемы исключит неоправданные затраты времени и средств как на само создание РН, так и на последующее поддержание её эксплуатационной надёжности.

Авторы признательны сотруднику РКК «Энергия» И.А. Крюкову за ряд ценных идей и замечаний к тексту статьи.