Двигатель жидкостно-воздушного цикла

Двигатель с жидкостным воздушным циклом ( LACE ) — это тип маршевого двигателя космического корабля, который пытается повысить свою эффективность за счет сбора части окислителя из атмосферы . Двигатель с жидкостным воздушным циклом использует жидкое водородное топливо (LH2) для сжижения воздуха.

В с жидким кислородом /жидким водородом ракете жидкий кислород (LOX), необходимый для сгорания, составляет большую часть веса космического корабля при взлете, поэтому, если часть его можно будет собрать из воздуха по пути, это может значительно снизить взлетную массу космического корабля.

LACE в некоторой степени изучался в США в конце 1950-х - начале 1960-х годов, и к концу 1960 года у Марквардта был запущен испытательный стенд. Однако по мере того, как НАСА перешло на баллистические капсулы во время проекта «Меркурий» , финансирование исследований крылатых аппаратов постепенно исчезло, и LACE начала работать вместе с ним.

LACE также послужил основой двигателей конструкции British Aerospace HOTOL 1980-х годов, но дальше исследований дело не продвинулось. ^{[ сомнительно – обсудить ]}^{[ нужна ссылка ]}

Принцип работы

Концептуально LACE работает, сжимая, а затем быстро сжижая воздух. Сжатие достигается за счет эффекта набегающего воздуха в воздухозаборнике, аналогичном тому, который имеется на высокоскоростных самолетах, таких как Конкорд , где рампы впуска создают ударные волны , сжимающие воздух. Конструкция LACE затем продувает сжатый воздух через теплообменник , в котором жидкое водородное течет топливо. При этом воздух быстро охлаждается, и различные его компоненты быстро разжижаются. Путем тщательного механического устройства жидкий кислород можно удалить из других частей воздуха, особенно из воды , азота и углекислого газа , после чего жидкий кислород можно подавать в двигатель как обычно. Будет видно, что ограничения теплообменника всегда приводят к тому, что эта система работает с соотношением водород/воздух, намного более высоким, чем стехиометрическое, что приводит к снижению производительности. ^[1] и, таким образом, некоторое количество водорода выбрасывается за борт.

Преимущества и недостатки

Использование крылатой ракеты-носителя позволяет для преодоления силы тяжести использовать подъемную силу , а не тягу , что значительно снижает гравитационные потери. С другой стороны, за снижение гравитационных потерь приходится платить гораздо более высоким аэродинамическим сопротивлением и аэродинамическим нагревом из -за необходимости оставаться гораздо глубже в атмосфере, чем это сделала бы чистая ракета на этапе разгона .

Чтобы заметно уменьшить массу кислорода, переносимого при запуске, аппарату LACE необходимо проводить больше времени в нижних слоях атмосферы, чтобы собрать достаточно кислорода для снабжения двигателей в течение оставшейся части запуска. Это приводит к значительному увеличению потерь на нагрев и сопротивление транспортного средства, что, следовательно, увеличивает расход топлива для компенсации потерь на сопротивление и дополнительной массы системы тепловой защиты . Этот повышенный расход топлива несколько компенсирует экономию массы окислителя; эти потери, в свою очередь, компенсируются более высоким удельным импульсом I sp _{воздушно} -реактивного двигателя. Таким образом, соответствующие инженерные компромиссы довольно сложны и очень чувствительны к сделанным проектным предположениям. ^[2]

Другие проблемы возникают из-за относительных материальных и логистических свойств LOx по сравнению с LH ₂ . LOx довольно дешев; LH ₂ почти на два порядка дороже. ^[3] LOx плотный (1,141 кг/л), тогда как LH ₂ имеет очень низкую плотность (0,0678 кг/л) и поэтому очень громоздкий. (Чрезвычайная громоздкость резервуара LH2 приводит к увеличению лобового сопротивления транспортного средства за счет увеличения его лобовой площади .) Наконец, резервуары LOx относительно легкие и довольно дешевые, в то время как глубокая криогенная природа и экстремальные физические свойства LH ₂ требуют, чтобы _{LH 2} резервуары и сантехника должна быть большой и использовать тяжелые, дорогие, экзотические материалы и изоляцию. Следовательно, хотя затраты на использование LH ₂ вместо углеводородного топлива могут значительно перевесить выгоду _{от использования} LH ₂ в одноступенчатой ракете, выводимой на орбиту , затраты на использование большего количества LH ₂ в качестве топлива и воздуха Сжижение охлаждающей жидкости в LACE вполне может перевесить преимущества, получаемые от отсутствия необходимости брать на борт столько LOx.

Самое главное, что система LACE намного тяжелее чистого ракетного двигателя с той же тягой (воздушно-реактивные двигатели почти всех типов имеют относительно низкую тяговооруженность по сравнению с ракетами), а характеристики ракет-носителей всех типов особенно влияет увеличение сухой массы транспортных средств (например, двигателей), которые необходимо доставить на орбиту, в отличие от массы окислителя, которая сгорит в ходе полета. Кроме того, меньшая тяговооруженность воздушно-реактивного двигателя по сравнению с ракетой существенно снижает максимально возможное ускорение ракеты-носителя и увеличивает гравитационные потери , поскольку для разгона до орбитальной скорости необходимо затратить больше времени. Кроме того, более высокие потери сопротивления воздухозаборника и планера траектории запуска подъемного воздушно-реактивного аппарата по сравнению с чистой ракетой на баллистической траектории запуска вводят дополнительный штрафной срок. ${\frac {1}{1+{\frac {gD}{aL}}}}$ в уравнение ракеты, известное как бремя дышащего воздуха . ^[4] Этот термин подразумевает, что, если только аэродинамическое качество ( L / D ) и ускорение транспортного средства по сравнению с силой тяжести ( a / g ) не являются неправдоподобно большими для гиперзвукового воздушно-реактивного аппарата, преимущества более высокого I _sp воздушно-реактивного двигателя и экономия массы LOx во многом теряется.

Таким образом, преимущества или недостатки конструкции LACE продолжают оставаться предметом споров.

История

LACE в некоторой степени изучался в Соединенных Штатах Америки в конце 1950-х и начале 1960-х годов, где он считался «естественным» подходящим для проекта крылатого космического корабля, известного как аэрокосмический самолет . В то время эта концепция была известна как LACES, что означает « Система сбора жидкого воздуха» . Сжиженный воздух и часть водорода затем закачиваются непосредственно в двигатель для сжигания.

Когда было продемонстрировано, что кислород относительно легко отделить от других компонентов воздуха, в основном от азота и углекислого газа, возникла новая концепция ACES для системы сбора и обогащения воздуха . Остается проблема, что делать с оставшимися газами. Компания ACES впрыскивала азот в прямоточный воздушно-реактивный двигатель, используя его в качестве дополнительной рабочей жидкости , пока двигатель работал на воздухе и хранился жидкий кислород. По мере набора высоты и разрежения атмосферы нехватка воздуха компенсировалась увеличением притока кислорода из баллонов. Это делает ACES эжекторным прямоточным воздушно-реактивным двигателем (или прямоточным ракетным двигателем) в отличие от чисто ракетной конструкции LACE.

как Marquardt Corporation , так и General Dynamics В исследовании LACES принимали участие . Однако по мере того, как НАСА перешло к баллистическим капсулам во время проекта «Меркурий» , финансирование исследований крылатых аппаратов постепенно исчезло, а вместе с ним и ACES.

См. также

Ракета с воздушным усилением
РБ545
Reaction Engines SABRE — реактивный двигатель с предварительным охлаждением , охлаждающий, но не сжижающий воздух.
ГПВРД

Ссылки

^ «Архивная копия» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 13 февраля 2015 г. Проверено 27 мая 2019 г. {{cite web}}: CS1 maint: архивная копия в заголовке ( ссылка )
^ Орлов, Бенджамин. Сравнительный анализ однофазных ракетных и воздушно-реактивных аппаратов (PDF) . AFIT/GAE/ENY/06-J13. Архивировано (PDF) из оригинала 4 июня 2011 г.
^ «LOX/LH2: Свойства и цены» . Архивировано из оригинала 13 марта 2002 года.
^ «Уравнение ракетного цикла жидкостного воздуха, комментарий Генри Спенсера» .

Внешние ссылки

[1] «Архивная копия» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 13 февраля 2015 г. Проверено 27 мая 2019 г. {{cite web}}: CS1 maint: архивная копия в заголовке ( ссылка )

[2] Орлов, Бенджамин. Сравнительный анализ однофазных ракетных и воздушно-реактивных аппаратов (PDF) . AFIT/GAE/ENY/06-J13. Архивировано (PDF) из оригинала 4 июня 2011 г.

[3] «LOX/LH2: Свойства и цены» . Архивировано из оригинала 13 марта 2002 года.

[4] «Уравнение ракетного цикла жидкостного воздуха, комментарий Генри Спенсера» .

[1]

[2]

[3]

[4]