Research  Institute of Space Industrialization  (ISI)

1. ВОДОРОДА ПЕРОКСИД. 
ЦЕЛЕСООБРАЗНОСТЬ ВЫБОРА


Развитие жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) имеет недолгую историю, чуть больше века.
Как во всех случаях деятельности человека, создателей ЖРД преследовали и преследуют проблемы выбора топлива при ограниченности возможностей.

Выбор оптимального варианта компонентов (за исключением экзотики) определяется назначением ЖРД.


1. Военное применение (нет никаких ограничений, главное выполнить ТТТ – доставить вес, и быть начеку до запуска).
Выбор ХХ века оказался в пользу малоэффективного сочетания высокомолекулярного спирта - несимметричного диметилгидразина, и концентрированной (безводной) азотной кислоты в виде раствора в ней четырехокиси азота.
Выбор продиктован тем, что оба компонента вечные, они не могут разлагаться, и могут находиться на боевом дежурстве бесконечно долго.
При этом удельный импульс тяги всего 272 с, что хуже практически всех вариантов, а массовое совершенство жидкостной ракеты далеко от идеального.
Нужно вернуться в основе: есть только один параметр, определяющий пригодность ракеты для выбранной задачи. Это конечная скорость полета ракеты на активном участке (т.е. при работающем двигателе).
Зависимость для движения точки с конечной массой Мещерского ракетчикам преобразована в простую формулу Циолковского.

Нетрудно подсчитать, что даже при максимально достигнутой скорости истечения газа из сопла кислородно-водородного двигателя 4500 м/с этого не достаточно для достижения орбитальной скорости около 8000 м/с или около 7000 м/с для МБР.
Очевидно, что массовое совершенство имеет огромное значение.
Для твердотопливных ракет вполне достижим коэффициент массовоого совершенства 0,95, а вот для жидкостных только около 0,8.
Это все означает, что создание ЖРД не может происходить автономно в отрыве от проекта ракеты. Что максимум энергетики никому не нужен – нужно выполнить общую задачу, тактико-технические требования (ТТТ). Что нужно добиться массового совершенства жидкостной ракеты.
Остановимся на последнем.
После окончания Второй мировой войны победители растащили ракетное наследство Рейха, а немецкие инженеры продолжили работать в СССР, США, Франции, Великобритании – и многое еще успели сделать.
Ракетной техникой руководили люди, далекие от ракетной техники, и они не были талантливыми инженерами, поэтому всю энергию они положили на качественное копирование и совершенствование достижений 1943 года. Что и продолжалось до конца ХХ века – эту веху в истории определила временная граница Холодной войны.
Никто не вспоминал при копировании о том, что немецкие инженеры работали в жесточайших условиях ресурсных ограничений.
Что кислород и азотную кислоту они использовали только потому, что эти компоненты они получали из воздуха с использованием электрической энергии.
Что спирт они использовали только потому, что вокруг Берлина располагались картофельные поля – спирт получали из картофеля.
Что синтетический керосин они гнали из угля.
А отсюда и особенности конструкции их ракет военного времени.
Кроме абсолютно всех современных реактивных двигателей для самолетов, немецкие инженеры создали две эпохальные жидкостные ракеты.
Одну из них нужно признать вообще лучшей в мире. Это большая управляемая зенитная ракета Wasserfall с тонной взрывчатки – в советском варианте она стала основой целого семейства ракет Scud, которые используются в мире ДО СИХ ПОР, они стали основой космических ракет Simorgh (Иран) и Taepodong (КНДР).
В ракете применялись синтетический керосин (теперь смесь керосина и бензина с добавками, в советском варианте - ТМ) и азотная кислота.
Конструкция простейшая – система подачи топлива: вытеснительная. Эта система подачи топлива была и есть наиболее выгодная с точки зрения обеспечения стабильности параметров, простоты конструкции (а значит - надежности), массового совершенства ракеты.
К сожалению, в условиях войны для второй ЭПОХАЛЬНОЙ ракеты «Агрегат-4» немецкие инженеры применили сжиженный кислород (в сочетании с 70%-ным этиловым спиртом). Использовать криогенную жидкость в стальном баке ракеты под давлением они не могли: в условии пониженной криогенной температуры сталь охрупчивалась, и бак мог треснуть при высоком давлении.
Немецким инженерам удалось для подачи сжиженного кислорода создать уникальный турбонасосный агрегат. Настолько сложный при проектировании, требующий невероятного количества времени для экспериментальной отработки, исключительно сложный в изготовлении – и очень тяжелый для ракеты, что до сих пор ТНА ограничен для экспорта из США.
Применение ТНА было вынужденной мерой.
А потом... Потом победители не смогли усовершенствовать Scud-A до Scud-B/C/D с более мощными двигателями и ничего лучше не придумали, как поставить уже освоенный в производстве ТНА для копий ракет «Агрегат-4». Так до конца ХХ века на всех ракетах ставили ТНА.
Что в свою очередь ограничило и выбор компонентов для ЖРД – в центробежном насосе ТНА неизбежно возникает кавитаций, являющаяся причиной взрыва некоторых веществ.
Устранение ТНА из конструкции современных ракет уже наблюдается в некоторых зарубежных разработках. Появились новые материалы, прочные, как сталь, но более легкие – это УУКМ, углерод-углеродный конструкционный материал (удельный вес стали 7,8 г/см3, УУКМ 1,45–2,7 г/см3), титановые сплавы.
С появлением редкоземельных постоянных магнитов без железа с магнитными свойствами в тысячи раз более высокими, появились бортовые электромоторы для насосов иного типа, чем центробежные.
Появились привлекательные газогенераторы для повышения давления в топливных баках ракет.
Исключение из конструкции ТНА создает предпосылку для применения аналога криогенного кислорода – водорода пероксида.


2. Гражданское применение ракет для отдельных миссий.
Здесь выбор совсем небольшой.
Требуется с хорошо подготовленного космодрома периодически (сейчас раз в несколько лет, в будущем раз в месяц) запускать в космос тяжелые грузы. Сейчас это также необходимо для кластерных запусков спутников Земли.
Но в перспективе - это ракеты для доставки грузов на Луну.
Тут всего два варианта.


Первый. Кислородно-водородный ЖРД, как наиболее эффективный.
Остается для достижения максимума конечной скорости движения ракеты устранить психологический барьер – убрать из конструкции ТНА и повысить массовое совершенство. ТНА – тормоз увеличения тяги.
Это необходимо по очень простой причине. Сейчас используется ЖРД, созданные в прошлом веке. Это очень хороший ЖРД R-25 (США), это абсолютно убогий по конструкции РД-120 (СССР) и его усовершенствованный китайский вариант YF-220 тягой 200 т.
Советский двигатель создавался в условиях полной неизведанности технических аспектов, государственных премий, ответственных решений, интересов АН СССР и ведомств – он получился крайне сложным, не жидкостным, а газо-жидкостным, с множество даже лишних узлов, на его экспериментальную отработку в условиях СССР потребовалось 10 лет и огромное количество двигателей. В том числе для отработки ТНА.
Китайцы сделали копию, лучшую, чем в СССР, модернизированный сдвоенный двигатель тягой 500 тонн они рассматривают, как свою перспективу для ракеты освоения Луны. Но это ничтожно мало!
Что интересно, сколько ни предлагай китайцам более совершенные варианты, они задают простой вопрос: вы это раньше делали? А когда объясняешь, что новое никто раньше не делал, они заявляют: значит так сделать нельзя.
Это объяснимо. Китайцы ориентируются на то, чтобы копировать лучшие мировые достижения, и с китайской старательностью и мудростью решений начальства довести копии до совершенства. Это спонтанно принятое китайцами решение продиктовано тысячелетней мудростью народа.
Поэтому в Китае продвинуть что-то новое очень сложно, сложно добиться понимания.
Но в Украине можно.
Например, мной сделан расчет кислородно-водородного ЖРД на тягу 10000 тонн, то есть практически без ограничения по величине тяги. Это возможно только в том случае, если мы отказываемся от ТНА. Что стоит учесть. Но для пероксида водорода в этом варианте ракетной техники с ЖРД пока нет места.


Второй вариант ракетных двигателей для транспортных космических ракет в космосе.
Этот вариант предполагает отказ от химической реакции в ракетном двигателе.
Здесь есть варианты. Первый из них разрабатывается с 60-х годов прошлого века. Это ядерный двигатель, в котором водород прогоняется через ядерный реактор, сдерживая процесс ядерного деления, и разогревается до температуры около 3000 оК, истекая через сопло. Здесь ресурс ограничен рабочим веществом, которое можно дозаправлять в космосе. Как известно, водород и гелий – самые распространенные в космосе вещества.
Такой двигатель компактен, но взрывоопасен и представляет угрозу для людей при необходимости его обслуживания или при аварии с ядерным взрывом.
Вторым вариантом я сейчас занимаюсь: это микроволновый двигатель тягой 100 тонн, по принципу домашней кухонной микроволновки, в котором жидкий гелий (более безопасный, чем водород) разогревается микроволновым излучением до температуры около 3000 оК и поступает в сопло. Это космический транспортный челнок, не имеющий ограничений по массе. Энергия на борт подается дистанционно с Земли или Луны. Дозаправка гелием на орбите. Космический челнок с таким двигателем обеспечит полет до Луны примерно за 9 часов и может доставлять грузы без ограничений по массе. Доклад на эту тему я представил на международном Форуме в Харбине в 2017 году. Исследования проводятся совместно с учеными харьковского института радиоэлектроники НАНУ им. Усикова (A. S. Levenko, Lukin К. А., V. І. Prysiazhnyy, O. L. Pauk, A. S. Drozdenko. Invesnigation of the possibility of creating a non-chemical jet propulsion with use of microwave radiation / The Third China-Ukraine Forum on Science and Technology Conference. Harbin, China. September 25 - 29, 2017).
Этот пример приведен для того, чтобы выработать тезис: двигатель не является самоцелью, цель определяется сферой его применения.


3. Массовые и коммерческие запуски малых ракет-носителей.
В последние годы растет количество моделей сверхмалых ракет, вплоть до грузоподъемности в сотни грамм. Это вызвано необходимостью массовых и своевременных выводов на орбиту наноспутников, пикоспутников, фемтоспутников.
Появилась необходимость в создании апогейных двигателей нового типа для развода спутников кластерных запусков.
Прежде всего необходимы ЖРД.
Основные требования к таким двигателям определяются в значительной степени выбором компонентов топлива:
- не токсичность и безопасность эксплуатации;
- доступность и не высокая цена;
- простая химическая формула и предсказуемые параметры физические и химических реакций;
- отсутствие необходимости в оборудованном космодроме и предпочтительная возможность ампулизации ракеты для запуска «с колес» из пускового контейнера.
Все сводится к низким затратам и удобству обслуживания в комфортных относительно безопасных условиях.
Желателен отказ от криогенных топлив. Но это не всегда основное условие: в 2017 году стартовала японская микро-копия «Агрегата-4» на жидком кислороде и спирте «МОМО» (по-японски означает «Малыш») – японцы выключили двигатель в полете, чтобы не выдать реальные параметры ракеты.
Тем не менее, жидкий аналог криогенного кислорода существует – это 100%-ный водорода пероксид.
Есть два схожих вещества, которые как бы и изучены, но хранят массу неизведанного и необычного, обладающие похожими свойствами и невероятно отличающиеся – которые дают самый совершенный продукт: рабочее тело для выполнения работы, водяной пар.
Это обычная вода Н2О и водорода пероксид Н2О2.


Выбор в пользу Н2О2 определяется не желанием сделать вот такой ЖРД!, а необходимостью создать ракету для определенных целей.
В криогенных вариантах, где сейчас массово используется жидкий кислород и керосин, делается все для того, чтобы уйти от керосина. Керосин – это смесь сложных углеводородов с непредсказуемым составом и характеристиками, что допустимо в авиационных реактивных двигателях (там удельный импульс двигателя измеряется не сотнями, а тысячами единиц, и незначительные потери от непредсказуемости керосина не заметны).
Кроме того, в условиях непреодолимого желания повысить надежность и достичь многоразовости использования, керосин не пригоден:
- слишком высокая температура в камере сгорания, которую долго не выдерживают никакие известные конструкционные материалы;
- коксование керосина при температуре выше 300 оС в магистралях ЖРД (что можно игнорировать, как в двигателях внутреннего сгорания на дизельном топливе, но лучше учесть в ракетном двигателе, работающем на пределе технических возможностей).

Для снижения температуры в допустимом диапазоне мировая «газовая мафия», в противовес «нефтяной мафии» уже более 10 лет активно финансирует разработку кислородно-метанового двигателя. Большие успехи в США, Южной Корее, были в СССР и сегодня России, следом идет Франция и другие страны.
Например, американская частная компания Firefly Space Systems создала и испытала камеру кластерного кислородно-метанового ЖРД тягой предположительно 4 тонны (с вытеснительной системой подачи топлива в камеру сгорания). В том числе, и для многоразового использования. Температура метана в баке -162 оС.
Но это только полумера: полноценный вариант, скорее всего, в полном отказе от криогенного окислителя.
Конечно же, возможен и вовсе оригинальный вариант использования не криогенного метана. Разработана концепция создания гибридного двигателя с твердим гидратом метана (своеобразный ледяной минерал, самый распространенный в мире углеводород, в котором одна молекул метана удерживает шесть молекул воды). Окислитель – 100%-ный водорода пероксид. Разложение водорода пероксида с выделением кислорода, в котором сгорает метан, с выделение тепла, нагревает воду примерно до 2300 оК – таким образом, создается своеобразный ракетный двигатель, в котором рабочее тело, как в ядерном реакторе водород, превращается в водяной перегретый пар.
Статью о моих исследованиях по этому двигателю я опубликовал в журнале «Космічна наука и технологія» в 2017 году (А. С. Левенко, В. И. Присяжный, О. Л. Паук, А. С. Дрозденко. Оценка возможности создания ракетного двигателя на «твердом метане» // Космічна наука і технологія. 2017. Т. 23. № 1. – С. 5 - 17).


Вторы шагом является отказ от сжиженного метана и использование этилового спирта.
Многочисленные теоретические исследования, проведенные мной и моими коллегами, с публикациями книг и статей, представлением на научных форумах, показали целесообразность применения высококонцентрированного водорода пероксила (в советское время ВП-100, водяной раствор водорода пероксида с концентрацией 100-2%) и абсолютированного (обезвоженного) этанола водной концентрации 100-0,1% (Присяжный В. И., Левенко А. С., Паук О. Л. Аспекты создания возвращаемого орбитального аппарата в форме спутника дистанционного зондирования Земли и ракеты-носителя // Космічна наука і технологія. 2014. Т. 20. № 4. - С. 3–13).


Оба вещества доступные, в настоящее время сравнительно дешевые, отвечают требованиям по экологии, удобны в эксплуатации.
Их применение в комплексе абсолютно уникально и неповторимо: компоненты дополняют друг друга. Например, известно, что этанол лучше горит в концентрации 70% - воду для абсолютированного этанола дает разлагающийся водорода пероксид, но при этом энергетика этих двух компонентов остается максимальной, значительно выше, чем в варианте применения 70%-го спирта и водорода пероксида меньшей концентрации.
Температура в камере сгорания допустимая для использования конструкционных материалов – на уровне 2238 оК, то есть примерно на 1000 градусов ниже, чем в кислородно-керосиновом двигателе.
Кроме того, оба вещества не загрязняют внутренние магистрали двигателя, а промывают их.
Все это создает предпосылку для создания ЖРД по эксплуатации на уровне автомобильного двигателя внутреннего сгорания.
Такой двигатель вполне пригоден для условий массовых запусков легчайших ракет.
Например, мной и моими коллегами рассмотрен вариант университетского ракетного комплекса MICROLINE UNIVERSAL (включен в книгу проектов для внедрения Технопарком Харбинского института технологий в Циндао, 2016QD-Ukraine-006) с микро-ракетой на высококонцентрированных водорода пероксиде и этаноле, которая может стартовать 360 раз в году.

Скорость истечения газа из сопла и удельный импульс тяги остаются на уровне, достигнутом для военных разработок в СССР с двигателями на НДМГ и АТ. Примет такой ракеты – SS-18 Satan.


2. КАТАЛИЗАТОРЫ
При использовании водорода пероксида в любой концентрации следует не забывать – вода не горит. Даже если это слабенькая кислота в виде пероксида.
В ЖРД используется уникальное свойство водорода пероксида разлагаться с выделением тепла (нагрев до 1100 оК) и радикала ОН, который преобразуется в Н2О (водяной пар) и О2 – хорошо всем нам известный окислитель кислород.
Катализатором разложения может быть множество факторов.
Для высококонцентрированного водорода пероксида это может быть даже удар (гидроудар – что следует учитывать в системах подачи жидкой перекиси водорода в ЖРД), что вызывает взрывное разложение.
К практически используемым катализаторам можно отнести:
- нагрев выше 190 оС;
- использование окислов металлов, лучше всего серебра – но оно легкоплавкое, получше окись марганца (так называемая окраска эмалированной кастрюли домохозяйки);
- некоторые органические вещества;
- наиболее распространенным веществом была марганцовка (перманганат калия) КMnO4 – водорода пероксид восстанавливает марганец, а он разлагает пероксид; можно в начальный момент работы двигателя впрыскивать водный раствор марганцовки, но лучше ее растворять в горючем – например, в этиловом спирте любой концентрации водного раствора; для воспламенения пероксида со спиртом также применяется ацетат марганца;
- тяжелые металлы, например, вольфрам.
Добавки для разложения и воспламенение водорода пероксида с керосином до сих пор считаются секретными.
Есть опасность самопроизвольного разложения водорода пероксида при испарении, то есть при понижении давления. Как и вода, водорода пероксид склонен к испарению. В закрытом сосуде – например, баке ракеты, испарение прекращается при повышении парциального давления паров. То есть в закрытом сосуде водорода пероксид более стабилен.
Исследования в Великобритании возможности использования высококонцентрированного водорода пероксида в виде монотоплива для спутниковых двигателей показали, что потери 100%-го водорода пероксида от самопроизвольного разложения в закрытой емкости составили около 0,1% всего объема, что совсем неплохо для ампулизированных ракетных систем.


После получения кислорода из пероксида для не воспламеняющихся самостоятельно компонентов в начальный момент необходимо принудительное зажигание.
В ряде перекисеводородно-керосиновых двигателей МАИ и Летного института в Варшаве (концентрация водорода пероксида поляками доводится до 99,9%) используется электроискровое зажигание, аналог которого применяется в реактивных керосиновых авиационных двигателях.
Подобное зажигание необходимо для двигателей многоразового включения.
В мире и в России, в частности, проведены исследования и испытания использования для зажигания в камере сгорания лазеров.
Исследованы варианты топливных смесей: O2+H2, O2+CH4, O2+этанол (C2H5OH), O2+керосин. В варианте перекиси водорода кислород является прямым аналогом.
Исследован ЖРД малой тяги (50Н).
Воспламенение топлива здесь осуществлялось путем фокусировки лазерного излучения в канал, куда попадает топливная смесь из смесительной головки.
Практически использовался малогабаритный лазер с узлом ввода и фокусировки излучения, стыкуемый непосредственно к камере сгорания и обеспечивающий интенсивность лазерного излучения в области фокусировки в диапазоне 109÷1011Вт/см2 (для больших камер сгорания возможна установка множества таких лазеров). Тип 2 воспламенял спирт и керосин.
Лазер ЛТИ-350/10/10 (тип 1).
Лазер ЛТИ-100/10/10 (тип 2)
Данные из: Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск № 53. С. Г. Ребров, А. Н. Голиков, В. А. Голубев. Лазерное воспламенение ракетных топлив в модельной камере сгорания.


Применение лазерного воспламенения для запуска ракетных двигателей, работающих на не самовоспламеняющихся компонентах топлива, имеет ряд преимуществ перед традиционными способами. Среди них можно отметить возможность выбора зоны инициации горения в широких геометрических пределах без изменения конструкции камеры сгорания или запального устройства.
Этот безэлектродный способ образования плазменного сгустка неограничен по методу локализации и, в разумных пределах, по мощности.
Также лазерное воспламенение позволяет работать с расширенным, по сравнению с электроискровым способом, диапазоном давлений и концентраций топливной смеси, обеспечивая более высокие рабочие характеристики разрабатываемых ракетных двигателей.
Современное развитие лазерной техники уже сейчас позволяет добиться снижения массогабаритных характеристик лазерных систем зажигания по сравнению с электроискровыми. Кроме этого стоит отметить возможность многоразовых включений таких систем, что обуславливает их преимущества по сравнению с химическим и пиротехническим способами.
Лазерное воспламенение, вероятно, относится к наиболее перспективным для воспламенение водорода пероксида и горючего. Оно осуществляется дистанционно, прибор не находится внутри камеры сгорания, а температура горения с этиловым спиртом приемлема.
Для поддержания стабильного горения в уже запущенном двигателе, желательно в камере сгорания ЖРД расположить вольфрамовую калильную сетку – которая является дополнительным фактором воспламенения газожидкостной смеси кислорода и горючего.


3. МОНОТОПЛИВО
Водорода пероксид сам по себе является монотопливом.
Это его уникальное свойство, позволяет создавать ЖРД как на монотопливе, так и многокомпонентные ЖРД с регулированием тяги от 30% до 100% за счет возможности снизить или вообще прекратить подачу горючего и использовать только пар, полученный от разложения водорода пероксида.
В настоящее время в мире, задаваясь требованием повысить массовое совершенство жидкостных ракет, исследуются возможности размещения в топливном баке одновременно и горючего, и окислителя в виде смеси (например, в новозеландской ракете «Electron»).


Своеобразное монотопливо можно получить и в варианте применения смеси высококонцентрированных водорода пероксида и спирта.
Это возможно, потому что и водорода пероксид, и спирт являются эффективными растворителями и могут смешиваться.

К 1948 году немецкие специалисты, работая в разных странах, в том числе и в СССР, изучили возможность создания монотоплива на основе смеси высококонцентрированного водорода пероксида и этилового спирта. Такая смесь использовалась как монотопливо в газогенераторах. Необходимость создания смеси была вызвана тем, что получение водорода пероксида в 40-х годах в концентрации близкой к 100% было очень дорогим, а спирт всегда был дешевым, дешевый и сейчас: его можно получить даже в домашних условиях в самогонном аппарате.
Проведены исследования и выявлены зоны стабильности (не взрывоопасности) смеси водорода пероксида и этанола. После снятия секретности материал об этом был опубликован: книга: Федосьев В. И., Синярев Г. Б. Введение в ракетную технику.


После немецких специалистов серьезно водорода пероксидом мало кто занимался, точнее: информации мало. Тем более в концентрации, близкой к 100%, а именно такой водорода пероксид более стойкий и менее взрывоопасный. Кроме того, только с такой концентрацией можно получить нормальный удельный импульс двигателя.
До сих пор культивируется легенда, что водорода пероксид слишком дорогой для ракет. Но сравнение его стоимости со стоимостью самой ракеты никто не проводил.
Из всех ракет-носителей лишь одна использовала перекись (в паре с керосином) — английская «Black Arrow» 60-х годов ХХ века. Параметры двигателя первой ступени: удельный импульс немногим превышал 2200 м/с у земли и 2500 м/с в вакууме, — так как в этой ракете использовался водорода пероксид всего 85% концентрации. Сделано это было из-за того, что для обеспечения самовоспламенения перекись разлагалась на легкоплавком серебряном катализаторе.


По результатам исследований немецких специалистов стабильной оказалась смесь 50%-ного водорода пероксида и 18%-ного этанола в растворах с водой.
Такой вариант применения смесевого монотоплива не дает преимуществ перед разложением только высококонцентрированного водорода пероксида: температура в случае применения тройной смеси составляет 1073 оК, а разложение дает 1100 оК (температура определяет энергетику ракетного топлива).


Достигнутый в 1948 году результат может быть пересмотрен после проведения исследований смеси водорода пероксида с этанолом в условиях новых химических добавок-стабилизаторов, неизвестных в середине прошлого века, и других условий создания смеси: никто не пробовал смешать 100%-ные стабильный водорода пероксид и абсолютированный этанол с добавлением, при необходимости, дистиллированной воды или вообще без воды и при разных температурах.
Такие исследования могут дать перспективу создания монотоплива на высококонцентрированных компонентах: водорода пероксиде и этаноле – с получением максимально возможного коэффициента массового совершенства ракеты, что компенсирует сравнительно низкую энергетику этих компонентов и позволит получить высокую скорость движения ракеты на активном участке полета.
Повышение эффективности ракеты может достигаться не только повышением отдельных характеристик ЖРД, а в комплексе двигательной установки ракеты.


Alexander Levenko
亚历山大•列文科
Chair Professor Harbin Institute of Technology (2016)




РАКЕТЫ КНДР.

Особенности конструкции Hwasong-15

ПРЕДЫСТОРИЯ
В ИНТЕРНЕТЕ


В качестве прототипа для разработки ряда жидкостных ракет нового поколения в КНДР выбрана Р-27 — это советская жидкостная одноступенчатая баллистическая ракета комплекса Д-5, размещаемого на АПЛ проекта 667А (667АУ). Первая версия Р-27: длина — около девяти метров, максимальный диаметр — 1,5 метра. Полный вес заправленной ракеты с установленной головной частью — около 14 тонн. Максимальная дальность стрельбы 650-килограммовой боеголовкой — 2400-2500 километров.


Ракета Р-27 с описанием продана Россией после 1991 года в Иран – вынужденный союзник КНДР из-за санкций США. ОКБ

В. П. Макеева передало техническую документацию на ЖРД 4Д10 (БРПЛ Р-27) и 4Д75 (БРПЛ Р-29, первая ступень).


Особенности Р-27.
Во-первых, маршевый блок двигателя 4Д10 для экономии пространства утоплен в баке горючего. Для повышения плотности компоновки использовались совмещенные днища баков окислителя и горючего, что позволило обойтись без межбакового отсека. Аппаратура системы управления размещалась в герметизированном объеме, образованном верхним днищем бака окислителя. Отказ от отсеков, свободных от топлива (межбакового, двигательного, приборного), колоссально сократил габариты.
Во-вторых, в качестве основного конструкционного материала в Р-27 использовались легкие алюминиево-магниевые сплавы, а не сталь. Это облегчало ракету.


Северокорейский вариант в одноступенчатом варианте длиной около 12 м. Северокорейский вариант не является копией Р-27, советская ракета была использована как конструктивный прототип.
На опубликованных фото хорошо просматривается компоновка двигательной системы Hwasong -10. Сразу бросается в глаза схожесть с советским 4Д10. Отчетливо видно, как работает двигатель, состоящий из однокамерного маршевого блока (основная струя) и двухкамерного рулевого блока (две заметно меньшие струи по бокам).
Есть и любопытные отличия — восемь раскрытых решетчатых стабилизаторов (как на некоторых советских твердотопливных ракетах типа «Тополь»).
Отдельно стоит отметить специальные панели, закрывающие колеса пускового агрегата от потоков раскаленных газов и частиц грунта.
Изменились параметры траектории полета. Еще в 2012 году опубликовались расчеты, по которым, если принять, что эта ракета находится примерно на том же уровне совершенства, что и No Dong (Scad-B/С), ее дальность с полезной нагрузкой в 700 килограммов — около 1,5 тысяч километров. Если же технологический уровень ракеты соответствует Р-27, то дальность стрельбы с той же нагрузкой достигнет 3000 километров.
Вероятно, эта ракета изготовлена из алюминиево-магниевого сплава, но по более простой технологии, чем советская. Сплав, аналогичный AМг6, примененному в Р-27, использовался и в первой ступени космической ракеты Unha-3-2, успешно доставившей на орбиту в декабре 2012 года спутник Kwangmyŏngsŏng-3.
По некоторым поверхностным оценкам: если судить по факелу пламени двигателя, в качестве горючего применялся НДМГ, как и у Р-27, наблюдается и сходство общей компоновки двигательной установки. Но это не может соответствовать действительности.
Скорее, использован модернизированный двигатель от Scad-B/С тягой 40 тонн + двухкамерный вариант клона рулевых двигателей 4Д10 общей тягой 3 тонны, что соответствует информации о повышении тяги двигателей корейских жидкостных ракет до 43 тонн. Но на традиционном для Scad-B/C горючем.


ПРИМЕЧАНИЕ. Промежуточная разработка: Hwasong-7 (No Dong) – БРСД (Баллистическая ракета средней дальности), поступила на вооружение ракетных бригад вооруженных сил КНДР в 1998-м.
Обладает дальностью пуска от 1350 до 1600 километров и способна доставить к цели боеголовку весом 760–1000 килограммов.
По данным военной разведки США, одноступенчатая ракета оснащена ЖРД на высококипящих компонентах: горючее – ТМ 185 (смесь 20% бензина + 80% керосина), окислитель – АК – 271 (смесь 27% N2O4 + 73% HNO3). Тяга – 26 600 килограммов (в вакууме). Но в двигателях 4Д10, созданных 50 лет назад, применялось более совершенное топливо: горючее – UDMH, окислитель – 100% N2O4. Время работы двигателя No Dong на активном участке полета – 115, 23 секунды. Максимальная скорость ракеты в конце активного участка в момент отключения ЖРД – 3750 метров в секунду. Стартовый вес – 15 850 килограммов.
Отделяемая в полете головная часть – 557,73 килограмма. Такое предположение об отделяемой головной части спорное: во время пуска 2017 года двухступенчатой ракеты через Японию головная часть от ракеты не отделялась, а ракета разрушилась в воздухе.
Время полета ракеты задается дальностью полета, которая в свою очередь зависит от веса БЧ. Полет на 1100 километров (вес БЧ – 760 кг) длился 9 минут 58 секунд. На 1500 километров (БЧ – 557,73 кг) – 12 минут. Измерения сделаны разведывательными спутниками США во время тестовых пусков на территории КНДР, Пакистана и Ирана.


Hwasong-10 (BM-25 Musudan) – мобильный ракетный комплекс средней дальности. Впервые показан на военном параде 10 октября 2010 года. Hwasong-10 напоминает по форме советскую БРПЛ Р-27 Zyb , но корейская ракета длиннее на два метра. Расчеты показывают, что в результате удлинения баков дальность полета может достигать примерно 3200–4000 километров против 2500 километров у советского прототипа. С апреля 2016-го Hwasong-10 прошла серию тестовых пусков. ЖРД скорее всего, тягой 40 тонн.
На вооружении – порядка 50 пусковых установок. При предполагаемой дальности 3200 километров Musudan может поразить любую цель в Восточной Азии (включая военные базы США на Гуаме и Окинаве). Северная Корея продала версию этой ракеты в Иран под обозначением BM-25. Индекс отражает радиус действия (2500 км). Иранское обозначение – Hurramshahr. Ракета несет 1800 килограммов полезной нагрузки на расстояние две тысячи километров (Иран утверждает, что он намеренно уменьшил размер по сравнению с первоначальной версией, тем самым не выходя за предел дальности для крылатых ракет и баллистических ракет, установленный внутренним законом, в одностороннем порядке ограничивающим ударные средства). Такой радиус действия охватывает цели не только в Израиле, Египте и Саудовской Аравии, но и в странах – членах НАТО: Румынии, Болгарии и Греции. По заявлениям Тегерана, ракета может нести несколько боеголовок, скорее всего, разделяющаяся головная часть рассеивающего типа (MRV) – но это утверждение требует подтверждения.


Следующая модификация: Hwasong-12 (KN-17 по классификации НАТО), если судить по фотографиям экспериментального пуска 14 мая 2017 года, представляет собой проект одноступенчатой ракеты стартовым весом 28 тонн (ЖРД тягой 26 тонн не годится), оснащенной двигателем на высококипящих компонентах топлива с применением одного основного двигателя с четырьмя рулевыми ЖРД – суммарная тяга скорее всего 43 тонны.
Не требует внешних стабилизаторов в виде решеток.
Применение рулевых ЖРД является свидетельством высокой технологической культуры производства в части изготовления рулевых гидроприводов. Система управления в этом варианте использует данные датчиков обратной связи поворота рулевых ЖРД для информирования инерциальной бортовой системы управления с гироскопом: производство гироскопов является наиболее сложным в ракетостроении, кроме высокой точности требуются условия производства с минимальной запыленностью воздуха и специальные технологии.
Можно предположить, что головная часть уже использовала отработанную теплозащиту (прожиг экспериментального образца пламенем ракетного двигателя).
По первоначальным оценкам, Hwasong-12 будет иметь максимальную дальность пуска от 3700 до 6000 километров. На военном параде в апреле 2017-го Hwasong-12 размещалась на мобильной установке – восьмиосном транспортере Wanshan Special Vehicle WS51200 китайского производства (поставлялся для нефтяной промышленности КНДР). Скорее всего ракета предназначена для замены РК Hwasong-10, который показал себя ненадежным во время тестовой программы. Но возможно, что все промежуточные ракеты являются только экспериментальными.
Применено традиционное для КНДР топливо. Компоненты пригодны для ампулизации и длительного хранения боевых ракет.
В ходе испытаний экспериментально отработаны:
- системы наведения и стабилизации полета ракеты,
- структурные системы и системы повышения давления в двигателях,
- системы контроля и запуска ракеты;
- надежность нового ракетного двигателя в практических условиях полета;
- функция самонаведения боеголовок в условиях наихудшей ситуации повторного ввода и точной работы детонационной системы.
Вполне вероятно, что эта ракета являлась первой ступенью для двухступенчатой ракеты, запущенной 04 июля 2017 г. (тот же космодром, максимальная высота 1730 миль – 2800 км, дальность 577 миль – 930 км и потенциальная дальность до 5500 - 6700 км, падение в Японском море, Марс-14/Hwasong-14). По данным американских специалистов, сначала северокорейские инженеры доставили к месту пуска уже известную США одноступенчатую KN-17, однако потом прикрепили к ней вторую ступень. Именно благодаря этому ракета пролетела в ходе испытания достаточное расстояние, чтобы считаться именно МБР.
По сути, KN-17 может быть укороченной версией KN-08 c более мощным двигателем специально для использования в качестве первой ступени многоступенчатой ракеты.
Длина ракеты KN-17 (Hwasong-12) около 15 м (диаметр предположительно 1,8 – 2,0 м), для сравнения: длина KN-08 (Hwasong-13) 19-20 м.


Hwasong-13 (KN-08 No Dong-C) – межконтинентальная баллистическая ракета. Испытания двигателей на полигонах КНДР отмечены западными наблюдателями в конце 2011 года. На параде 10 октября 2015 г., показан окончательный вариант KN-08. Самоходная пусковая установка выполнена на восьмиосном шасси WS51200 (Китай, разработка семейства шасси велась в КНР при технической помощи МЗКТ, Белоруссия – Россия не смогла у себя наладить производство таких шасси). Пуск ракеты осуществляется со стартового стола, поворотом на нем выполняется прицеливание по азимуту. Экспериментальная промежуточная модель.


Hwasong-14 (KN-20) – новейшая разработка двухступенчатой межконтинентальной баллистической ракеты. 4 июля 2017 г. проведен первый испытательный пуск. Ракета стартовала с ракетного полигона Банхен в северной части КНДР, поднялась на высоту 2802 километра и пролетела около 933 километров на восток, отделяемая головная часть упала в Японском море (вполне возможно, что головная часть уже отделяемая).
Согласно общепринятой классификации это МБР, так как апогей (высшая точка траектории) превышает тысячу километров, а дальность полета – 5500 километров. Аналитики подсчитали, что Hwasong-14 способна пролететь до 6800 километров в первоначальной конфигурации (две ступени) при менее крутой траектории.
По некоторым оценкам дальность: 6200-10850 километров. Масса ее боевой части – 450-900 кг.
28 июля 2017-го произведен второй тестовый пуск Hwasong-14. Ракета поднялась на 3724,9 километра, пролетела 998 километров. По данным Минобороны России, она достигла высоты 681 километр и пролетела 732 километра. Продолжительность полета составила 47 минут. Гипотетически оптимальная пологая траектория ракеты с такими динамическими возможностями позволила бы достичь дальности до 10700 километров (по западным оценкам).
Двигатель первой ступени Hwasong-14 , очевидно, разработан в кооперации с Ираном. Даже если КНДР получила доступ к технической документации 4Д10, 4Д75 или даже РД-250 в металле, использовать их в собственной ракетной программе Пхеньян едва ли сможет. Дело в том, что химическая промышленность Северной Кореи в зачаточном состоянии, один из компонентов топлива – гептил (несимметричный диметилгидразин - UDMH) не в состоянии самостоятельно производить, и его пришлось бы покупать у России или Китая, что в условиях эмбарго невозможно.
Северокорейцы применили известный и распространенный прием – масштабирование, грубо говоря, двигатель Исаева 9Д21, увеличенный в 1,5;2;3 и 4 раза, использован во всех типах ракет КНДР.


Мой анализ развития жидкостных ракет в КНДР приведен в книге North Korean
God of Nuclear War - https://www.amazon.com/dp/B075WSZFRB


ПОСЛЕДНЕЕ
СОБЫТИЕ.


29 среда, ноябрь 2017 г.
В ночь на среду японские и южнокорейские военные зафиксировали пуск в КНДР ракеты, которая упала в 210 километрах от побережья Японии. Межконтинентальная баллистическая ракета Hwasong-15 (KN-22) запущена в 03:18 по местному времени, поднялась до 4475 километров максимальной высоты, пролетела 950 километров за 53 минуты 49 с и точно попала в указанную акваторию цели Корейского восточного моря.
Двигатель первой ступени ракеты работал 128 секунд. Второй ступени 161 с.
По предварительным данным, пуск был осуществлен в восточном направлении с полигона в северокорейской провинции Пхеннан-Намдо.

Одной из наиболее заметных особенностей KN22, помимо ее явного большого размера, была конфигурация жидкостного двигателя первой степени. В отличие от KN20, в котором использовалась одиночная осевая камера вместе с четырьмя меньшими двигателями верньеров для рулевого управления, KN22, похоже, использован двухкамерный двигатель с общим турбонасосным агрегатом, без вспомогательных двигателей для рулевого управления: первая ступень Hwasong-15 оснащена карданной двухкамерной системой основного двигателя – что поразительно похоже на ракеты Titan II (США).
Возможна установка нескольких боеголовок.
Запуск с фиксированной стартовой площадки.
Отсутствие внешних рулевых двигателей может предложить более эффективный рулевой механизм с рулевым механизмом, благодаря чему упорные камеры могут поворачиваться для управления ракетой. Относительно более простой рулевой механизм с рулевым механизмом может позволить ракете проявлять более низкое соотношение масс, чем если бы он использовал вспомогательные подруливающие устройства для рулевого управления.
Этот двигатель может быть двухкамерным двигателем мощностью в 80 тонн, впервые испытанным Северной Кореей в сентябре 2016 года, который используется в одномоторной конфигурации на первой ступени KN17 и KN20.
Вторая ступень ракеты, которая значительно больше, чем вторая ступень KN20 и эквивалентная по диаметру ее первой ступени, скорее всего – аналог Hwasong-12 (KN-17). Возможно, что на второй ступени используется двигатель с жидкостным двигателем. Неясно, однако, если Северная Корея использует предыдущий движок для этой стадии KN22, или она полностью запустила новый двигатель.
Это не исключает варианта установки твердотопливной одноступенчатой ракеты в качестве второй ступени – что не подтверждается моим анализом.
Предположительно, вторая ступень – аналог жидкостной одноступенчатой ракеты Hwasong-12 (KN-17).
Параметры Hwasong-12:
- длина 15 м,
- диаметр 2,2 м,
- масса без боевой части масса 24,2 – 24,05 тонны
- двигатель жидкостной (аналог Scad-B/C);
- суммарная тяга на уровне моря 43 тонны.


ПАРАМЕТРЫ ДВУХСТУПЕНЧАТОЙ
БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ
HWASONG-15
В МОЕМ ПРЕДСТАВЛЕНИИ


Предназначена для водородной бомбы мощностью 100 кт. Масса 985 кг.
Параметры ракеты:
- вес 72 т;
- длина 22,4 м,
- диаметр 2,2 м
- вес головной части (возможно отделяемой) 1000 кг.
Первая ступень:
- двигатель первой ступени двухкамерный Paektusan 788 kN / 80 тс,
- удельный импульс ЖРД на уровне моря 230 с,
- длина ступени 13,2 м,
- вес ступени 51,78 т.
Вторая ступень:
- двигатель второй ступени однокамерный маршевый тягой 26,6 т и 4 рулевых (суммарная тяга рулевых ЖРД 3 т) общей тягой 29,6 т (работа ЖРД второй ступени по времени в 1,26 раза дольше первой, значит тяга ЖРД второй ступени ниже 40 т),
- удельный импульс ЖРД на уровне моря 230 с,
- длина ступени 4,9 м,
- вес ступени 19,22 т.
Головная часть:
- длина головной части 4,3 м,
- вес головной части 1000 кг.
Коэффициент массового совершенства определен в сравнении со Scad-B:
- вес ракеты Scad-B с боевой частью (985 кг) 5900 кг,
- вес топлива 3771 кг,
- К = 0,64 минимум.
В конструкции вместо стали применен для баков сплав алюминиевый. Вероятный коэффициент массового совершенства для двухступенчатой ракеты К = 0,8-0,85.
Размеры уточнялись исходя из длины 22,4 м и анализа фото и видеорепортажа.


ОЦЕНОЧНЫЙ РАСЧЕТ
БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ ТРАЕКТОРИИ
ПОЛЕТА РАКЕТЫ HWASONG-15


1. Расчет выполнялся для определения конечной скорости полета на активном участке (при работе двигателей).
Расчет по формуле Циолковского.

2. По полученному коэффициенту потерь определялась максимальная возможная дальность полета ракеты в баллистическом варианте.

3. Данные для проведения расчета (вес головной части 1000 кг):
1 ступень:
- стартовый вес 72000 кг
- вес топлива 47000 кг
- тяга в пустоте 80000 кгс
- удельная тяга в пустоте 234 с
- удельная тяга на уровне моря 230 с
- площадь миделя 3,8 кв. м
Условия старта:
- высота над уровнем моря 30 м
- скорость 0 м/с
- стартовый угол 90 град.
- долгота 125 град в.д.
- широта 39 град с.ш.
- азимут пуска 90 градусов

2 ступень:
- стартовый вес 20220 кг
- вес топлива 17298 кг
- тяга в пустоте 29600 кгс
- удельная тяга в пустоте 234 с
- удельная тяга на уровне моря 230 с
- площадь миделя 3,8 кв. м


РЕЗУЛЬТАТЫ РАСЧЕТА

1. Исходные данные по ступеням
1-я ступень

Стартовый вес, кгс - 72000.0
Вес топлива, кгс - 47000.0
Относительный вес топлива - 0.6528
Коэффициент вес. совершенства конструкции - 0.0923
Коэффициент энерговооруженности в пустоте - 0.9000
Tяга в пустоте, кгс - 80000.0
Удельная тяга в пустоте, сек - 234.0
Удельная тяга на уровне моря, сек - 230.0
Площадь миделя, кв.м - 3.800

2-я ступень

Стартовый вес, кгс - 20220.0
Вес топлива, кгс - 17298.0
Относительный вес топлива - 0.8555
Коэффициент вес. совершенства конструкции - 0.1445
Коэффициент энерговооруженности в пустоте - 0.6831
Tяга в пустоте, кгс - 29600.0
Удельная тяга в пустоте, сек - 234.0
Удельная тяга на уровне моря, сек - 230.0
Площадь миделя, кв.м - 3.800

Условия старта:

Высота, м - 0.0
Скорость, м/с - 0.0
Угол наклона скорости к мест. гориз., град - 0.0
Стартовый угол, град - 90.0
Широта точки старта, град - 35.0
Долгота точки старта, град - 125.0
Азимут пуска (0-север), град - 90.0

Использована настройка Cx:
«Тандем с затупленной конической ГЧ»
Использован типовой Сy
Шаг интегрирования, сек - 1.00
Шаг печати результатов, сек - 2.00
Параметры сброса обтекателя:

Обтекатель сброшен во время работы 2 ступени
Вес обтекателя, кг - 100.00
Время сброса, сек - 152.00
Высота сброса, м - 30434.50
Значение контролируемого критерия, м - 30434.50
Оптимальные значения углов бросания ступеней (к местному горизонту):

Угол бросания 1 ступени, град - 16.92
Угол бросания 2 ступени, град - 29.40
Значения углов тангажа в конце работы ступеней (к стартовому горизонту):

Угол тангажа 1 ступени, град - 16.46
Угол тангажа 2 ступени, град - 26.05

Параметры орбиты:

Эксцентриситет - 0.6270
Наклонение, град - 35.00
Высота апогея, м - 837656.3
Скорость в апогее, м/с - 4538.12

Параметры дальности:

Дальность по эллиптической теории, км - 4715.7
Время полёта до Земли, сек - 1376.8
Широта точки падения, град - 24.9
Долгота точки падения, град - 173.0

С учетом коэффициента Kv = 1,15 дальность полета ракеты с головной частью весом 1000 кг может составлять 4100,6 км. Скорость в апогее может быть 3946 м/с.


2. Вес головной части 500 кг (остальные параметры без изменения).

Результаты расчета:
Параметры орбиты

Эксцентриситет - 0.5573
Наклонение, град - 35.00
Высота апогея, м - 960068.8
Скорость в апогее, м/с - 4902.97

Параметры дальности:

Дальность по эллиптической теории , км - 5862.3
Время полёта до Земли, сек - 1558.3
Широта точки падения, град - 19.9
Долгота точки падения, град - 182.8

С учетом коэффициента Kv = 1,15 дальность полета ракеты с головной частью весом 500 кг может составлять 5098 км. Скорость в апогее может быть 4263,5 м/с.


3. Вес головной части 150 кг (остальные параметры без изменения).
Результаты расчета.

Параметры орбиты:

Эксцентриситет - 0.4842
Наклонение, град - 35.00
Высота апогея, м - 1040845.9
Скорость в апогее, м/с - 5263.35

Параметры дальности:

Дальность по эллиптической теории , км - 7110.6
Время полёта до Земли, сек - 1735.8
Широта точки падения, град - 13.9
Долгота точки падения, град - 192.7

С учетом коэффициента Kv = 1,15 дальность полета ракеты с головной частью весом 150 кг может составлять 6183 км. Скорость в апогее может быть 4576,8 м/с.


4. Вес головной части «0» – полезной нагрузки нет (остальные параметры без изменения).
Результаты расчета

Параметры орбиты:

Эксцентриситет - 0.4704
Наклонение, град - 35.00
Высота апогея, м - 1056888.8
Скорость в апогее, м/с - 5327.30

Параметры дальности:

Дальность по эллиптической теории , км - 7375.7
Время полёта до Земли, сек - 1774.0
Широта точки падения, град - 12.6
Долгота точки падения, град - 194.7


5. При достижении максимальной высоты скорость в апогее может достигать 6825,71 м/с, с учетом. С учетом коэффициента Kv = 1,15 максимальная скорость может быть 5935,4 м/с, что может быть достаточно для достижения вертикальной высоты 4475 км.
Суммарное время работы двигателей 289 с. Общее время полета до земли с учетом коэффициента около 1542,6 с. Время до достижения максимальной высоты около 771,3 с.
Скорость в верхней точке полета равна 0. Апогейная скорость является примерно средней.
Максимальная высота в этом случае около 4578 км или около достигнутой высоты 4475 км.


Из этого следует, что ракета в испытательном полете не имела полезного груза, а только оболочку головного обтекателя.

Реальные дальности с различными нагрузками около:
- 1000 кг дальность 4100 км
- 500 кг дальность 5000 км
- 150 кг дальность 6100 км
- без нагрузки максимальная дальность до 6800 км.
В некоторых случаях скорость полета для этой ракеты в апогее может быть увеличена до 7500 м/с, что приведет к увеличению дальности – это зависит от совершенства конструкции.
Но утверждения того, что ракета полетит на 10000 км маловероятно.
Головная часть отделяемая.


ДОПОЛНИТЕЛЬНАЯ ИНФОРМАЦИЯ
ПО ПОЛЕЗНОМУ ГРУЗУ

8 августа 2017 года Washington Post сообщила о докладе разведуправления МО США. Из документа становится ясно: Северная Корея изготовила до 60 миниатюрных термоядерных боеголовок, которые могут быть установлены на крылатые и баллистические ракеты. Фотографии, опубликованные в западных СМИ, демонстрируют наличие у Пхеньяна термоядерной боеголовки весом 500–650 килограммов.
При этом следует учесть, что создание средств противовоздушной обороны в последние 60 лет не гарантируют эффективной обороны от массированной атаки баллистическими ракетами (БР) средней и межконтинентальной дальности.
Совместить ядерное зарядное устройство (ЯЗУ) и баллистическую ракету – очень сложная техническая задача. Все пять официальных членов «ядерного клуба» прошли долгий и сложный путь от первого испытания ЯЗУ до появления приемлемой конструкции, совместимой с БР.
Потребовалось семь лет от первого американского ядерного испытания до появления ЯЗУ W-5 весом 1200 килограммов, предназначенного для установки на крылатые ракеты Matador MGM-1 и Regulus-1, и почти девять лет до создания W-7 для тактических БР Honest John M-3 и Corporal. За это время проведено более 30 ядерных испытаний. Часть из них имела целью улучшение массогабаритных характеристик. Удалось уменьшить вес имплозивного плутониевого устройства с 10300 фунтов у заряда W-3 до 1645 фунтов у W-7, а внешний диаметр с 60 дюймов (1524 мм) до 30 (762 мм), чтобы заряды могли вписаться в мидель ракеты.
Вторая не менее важная задача – приспособить конструкцию ЯЗУ к высоким продольным и поперечным ускорениям, а также температурным перегрузкам, свойственным баллистическому полету.
Первая советская БРСД (Баллистическая ракета средней дальности), оснащенная ЯЗУ, Р-5М (SS-3) прошла полные полетные испытания с подрывом ядерного заряда в феврале 1956 года. Полезная нагрузка РДС-4 составляла 1300 килограммов. К этому времени в Советском Союзе было осуществлено 10 ядерных испытаний.
В Китае уже четвертое ядерное испытание проводилось в полетном тестировании БРСД DF-2.
Начиная с Mk-1 Little Boy и Mk-3 Fat Man все устройства конструктивно делятся на два вида. Первые – так называемого пушечного типа, прототипом всего семейства является Mk-1. Принцип формирования надкритической массы расщепляющегося (делящегося) материала основан на механическом соединении двух или более частей подкритической массы при помощи обычного взрывчатого вещества либо другими способами. Для этого типа в качестве ядерного материала подходит только U235.
Вторые – имплозивного типа, прототип Mk-3. Надкритическая масса достигается сжатием ядра из расщепляющегося материала при помощи того же обычного взрывчатого вещества. В качестве ядерного материала может использоваться Pu239, U233, U235.
Первый тип более прост в исполнении и доступен странам с низким научно-техническим и технологическим уровнем.
Второй требует меньшего количества расщепляющегося материала, но сложнее в исполнении и предполагает обладание более высокими технологиями. Устройства имплозивного типа выполнены в виде концентрических пустотелых сфер.
Первая внутренняя сфера – расщепляющийся материал с внешним радиусом семь сантиметров для U235 и пять сантиметров для Pu239, внутренним радиусом 5,77 и 4,25 сантиметра соответственно.
Вторая внутренняя сфера толщиной два сантиметра выполнена из бериллия (отражатель нейтронов), покрывающего ядерный материал.
Следующая – толщиной три сантиметра – выполнена из природного U238.
Четвертый слой толщиной от 1 до 10 сантиметров – обычное взрывчатое вещество с пластификатором. Кожух устройства изготавливается из алюминиевых сплавов и добавляет еще пару сантиметров к общему объему. Это так называемая модель Фиттера. Со времен Fat Man конструкция имплозивных устройств мало изменилась, разве что тогда использовалось менее совершенное взрывчатое вещество – аматол, общий вес которого составлял 2300 килограммов.
В современных ЯЗУ применяется бустирование и взрывчатка PBX – 9501 (W-88), которой достаточно шесть-восемь килограммов.
В 1959 году US Atomic Energy Commission разработала универсальную математическую модель ядерного и термоядерного имплозивного устройства в качестве первичного модуля. Для современных зарядов американского и российского производства она несколько устарела, но для оценки северокорейских вполне подходит.
Модель позволяет, зная размеры устройства, особенно его ключевой параметр – диаметр, определить мощность (оценка специалистов США). При 12 дюймах (305 мм) мощность составит 10 килотонн, при 16 (406 мм) – 25, при 18 (456 мм) – 100 килотонн, а 24 дюйма (609,6 мм) дают одну мегатонну. Длина устройства соотносится с его диаметром в пропорции 5:1, то есть если ЯЗУ 12-дюймовое, его длина составит 60 дюймов, а вес – 500 фунтов (227 кг).

Из этого следует, что в головной части ракеты с диаметром в основании 2,2 м (по западным оценкам диаметр ракеты может быть 2,4 м) и длиной около 4,3 м может поместиться термоядерный заряд мощностью от 100 кт до 1 мт (диаметр заряда от 460 до 610 мм, вес до 600 кг). Или 12-дюймовое ЯЗУ мощностью 10 кт, диаметром 305 мм, вес 230 кг.
Это означает, что на ракете можно установить одну или несколько боевых частей при дальности около 5000 км.
Или одну боеголовку мощностью 10 кт для дальности около 5500 км.


Применение жидкостной второй ступени позволяет повысить точность наведения на цель изменением тяги и своевременным выключением двигателя в случае разведения одной или нескольких боеголовок.


Alexander Levenko
亚历山大•列文科
Chair Professor Harbin Institute of Technology (2016)


ПЕРОКСИДНЫЙ ЖРД

На снимке:

Испытания камеры ЖРД Firefly Rocket Engine Research 1

(FRE-R1) на полигоне в Бриггс, штат Техас, 10 сентября 2015.

СОЗДАНИЕ ЛУННОЙ БАЗЫ

1. Задачи проекта «Лунная база»
На первом этапе освоения Луны могут быть рассмотрены следующие первичные задачи:
- создание безопасного для людей и механизмов искусственного «дома»;
- получение сырья для производства необходимых конструкций;
- добыча воды;
- обеспечение энергией и дублирующей солнечной энергией;
- создание на поверхности Луны в районе Лунной базы ровной площадки для прилунения посадочных модулей, дорог и защищенных от внешнего воздействия ангаров для сохранения технических устройств.
Эти задачи необходимо решать в комплексе, в оптимальном варианте, учитывая отдаленность от земных возможностей и ресурсов.
Необходимо согласиться с тем, что Лунная база может эксплуатироваться только в автоматическом режиме. Люди могут находиться на ней в начальный период, а затем для инженерного сопровождения и проведения исследований, а также для внедрения новых технологий, обновления оборудования и ремонта базы.
Все это позволит решить глобальные задачи:
- создать обитаемую точку не на Земле для освоения дальнего космоса, обеспечения Земли связью, ресурсами, информацией, стартовой площадкой для полетов к планетам и астероидам;
- развить новые технологии;
- исследовать Луну с целью возможного постоянного обитания людей путем строительства городов, обеспеченных за счет лунных ресурсов.


2. Место расположения Лунной базы
Луна не имеет защитной атмосферы, поэтому на ее поверхность проникает жесткое космическое излечение и падают метеориты.
От их воздействия можно укрыться в подземных тоннелях. Это, в том числе, позволит избежать влияния суточного колебания температуры на поверхности Луны от - 130 до +180 оС.
Поверхность Луны, в основном, состоит из «морей» - кратеров, образовавшихся от ударов космических тел, погасших вулканов (часть из них в малых кратерах может оставаться активной) и «материка».
Одной из площадок для создания Лунной базы могут быть окрестности Залива радуги Моря дождей, которое исследовал китайский луноход «Юйту» (玉兔 «Нефритовый заяц») с 14 декабря 2012 года по 3 августа 2016 года. Луноход исследовал лунный базальт радиолокационными методами: поверхность на глубину до 30 м, породы на глубине нескольких сотен метров.




Море дождей окружено внешней грядой высотой над материком до 7 километров. Лунная база может располагаться в тоннелях с внешней северной стороны гряды, окружающей Море дождей в районе залива Радуги, с выходом на материковую поверхность – это означает, что над тоннелями будут располагаться несколько километров базальтоподобного скального грунта. Защита от космического излучения, метеоритов и суточных перепадов температуры будет обеспечена.

A - Залив Радуги (Sinus Iridium) в Море дождей (Mare Imbrium).
Основной тоннель Лунной базы может проходить на уровне материковой поверхности (В – горы Юра) по касательной к Морю дождей в толще скального гребня. .

От основного тоннеля на выход к материковой поверхности располагаются дополнительные тоннели, в которых могут располагаться:
- герметичная обитаемая станция для лунного экипажа;
- ядерная электростанция;
- завод для производства продукции на 3-D принтерах (Selective laser sintering, SLS) с использованием порошка из лунного грунта, вынутого из тоннелей и подготовленного для завода;
- завод по производству воды, добываемой из лунного грунта;
- хранилища техники, продуктов и материалов, воды, газов;
- технические модули жизнеобеспечения, связи и другое.
Низкая плотность лунного поверхностного материала реголита (0,8-1,5 г/см3) объясняется его большой пористостью (до 50%) – вероятно, для строительства посадочных площадок реголит необходимо засыпать более плотной породой, вынимаемой из тоннелей при их строительстве. Средняя плотность более темных «морских» базальтов (магматическая порода с содержанием магнетита, титана и других веществ) составляет 3,9 г/см3, а более светлых «континентальных» анортозитов (магматическая порода с содержанием хрома, титана, платины и других веществ) - 2,9 г/см3, что выше средней плотности горных пород земной коры (2,67 г/см3). Средняя плотность пород Луны (3,34 г/см3) ниже средней плотности пород Земли (5,52 г/см3).
Базальты обладают высокими механическими свойствами в литом состоянии, не накапливают радиацию, не меняют своих свойств со временем от атмосферного воздействия.
По химическому составу лунные породы близки к земным и характеризуются следующими показателями (%): SiO2 49,1 - 46,1; MgO 6,6-7,0; FeO 12,1-2,5; А12О3 14,7-22,3; CaO12,9- 18,3; Na2O 0,6-0,7; ТiO2 3,5-0,1 (первые цифры для грунта лунных «морей», вторые - для материкового грунта). Эти породы могут быть сырьем для производства с целью самообеспечения Лунной базы.
Кроме того, с северных сторон кратеров, близких в полюсам, в двухметровом слое грунта может находиться по составу до 22 % льда (полярный кратер Шеклетон), а в грунтах до 1 % воды. Это источник воды для Лунной базы. Вода, в свою очередь, является сырьем для производства водорода и кислорода, что необходимо для изготовления компонентов топлива для ракет-носителей.

Вода, наряду с электроэнергией, является одним из основных элементов жизнеобеспечения Лунной базы.


Alexander Drozdenko

亚历山大•德罗兹坚科

РАКЕТЫ КНДР. А. Левенко

КОСМОДРОМ НАРО. Республика Корея. О. Паук

ТЕРМОЯДЕРНЫЙ ИМПУЛЬСНЫЙ РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ,. ГИПОТЕЗА. А. Левенко

ПРИНЦИПЫ СОВРЕМЕННОЙ КОСМОНАВТИКИ
И ПРИНЦИПИАЛЬНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К КОСМОДРОМУ 

А. Левенко

ПЕРОКСИДНЫЙ ЖРД. А. Левенко

СОЗДАНИЕ ЛУННОЙ БАЗЫ. А. Дрозденко

РАБОЧАЯ ГИПОТЕЗА: .ТОПЛИВО ДЛЯ ДЕТОНАЦИОННОГО
ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ. А. Левенко

    Космодром Naro. Испытание ЖРД ракеты-носителя NARO

            Кластерный четырехкамерный ракетный двигатель

первой ступени ракеты-носителя. Тяга одной камеры 75 тонн силы.

 Oleh Pauk

 奧列格•帕乌克

РАБОЧАЯ ГИПОТЕЗА:

ТОПЛИВО ДЛЯ ДЕТОНАЦИОННОГО ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Топливо взрывается - полет нормальный

(https://rg.ru/2018/01/18/levochkin-vozmozhnost-sozdaniia-detonacionnogo-dvigatelia podtverdilas.htmlutm_campaign=transit&utm_source=mirtesen&utm_medium)=news&from=mirtesen).

Попытки повысить эффективность жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), в том числе многоразового использования, имеют несколько направлений:
- поиск высокоэнергетических топлив;
- повышение давления в камере сгорания двигателя;
- использования нетоксичных компонентов;
- изменения характера протекания химической реакции в камере сгорания двигателя.
Эти направления вступают в противоречие с ограниченным количеством не токсичных окислителей, доступных на мировом рынке, и сравнительно не дорогих. Горючие имеют больший диапазон и можно подобрать компонент.
Но при этом основная характеристика двигателя, кроме тяги, – скорость истечения продуктов сгорания топлива, может быть низкой. По формуле Циолковского всего два параметра определяют конечную скорость движения ракеты при работающем двигателе (а это определяет дальность и высоту полета): скорость истечения продуктов сгорания топлива из сопла ракетного двигателя и массовое совершенство конструкции.
При привлекательных компонентах, имеющих недостаточную энергетику, в обычном варианте ЖРД необходимо увеличивать давление в камере сгорания (что неизбежно приводит к снижению массового совершенства конструкции).
Для многоразового использования ЖРД желательно выбирать компоненты топлив из простых химических веществ, а не смеси, наиболее подходят растворители – это необходимое условие для обеспечения многоразовости.
Продукты сгорания должны иметь малый средний молекулярный вес (что обеспечивает высокую скорость истечения газов из сопла двигателя), т.е. это могут быть молекулы газов простых веществ (водород, азот, окислы углерода) и водяной пар.
Продолжается поиск «зеленого топлива» - ядовитые компоненты и продукты сгорания неприемлемы.
Монотоплива имеют характеристики хуже, чем двухкомпонентные, хотя, в некоторых случаях, их применение оправдано.

1. Выбор топлива.

1.1. Горючее.
Наиболее простой, распространенный и дешевый горючий растворитель – этанол, спирт этиловый в виде абсолютированного спирта (спирт обезвоженный, концентрация спирта в водном растворе 99,99 %). Характеристики этанола известны, этанол использовался и используется в ракетной технике в качестве горючего. Его можно условно отнести к «зеленым» горючим. В том числе по его особенностям не загрязнять надолго окружающую среду при проливах: испаряется, разлагается, растворяется. Входит в состав организмов живых существ. Не загрязняет конструкцию в любых условиях и пригоден для многоразовых ракетных двигателей. Сравнительно низкая температура горения также способствует созданию надежных двигателей многоразового использования и длительной эксплуатации
Его энергетика ниже, чем у некоторых других горючих – это и хорошо (низкая температура в камере сгорания – «холодный» ракетный двигатель), и плохо (скорость истечения продуктов сгорания ниже, чем у более эффективных горючих). Это необходимо учитывать и повышать коэффициент полезного действия двигателя за счет максимальной полноты сгорания топлива или увеличивать давление в камере сгорания - что не является лучшим вариантом. Можно принять этанол приемлемым топливом для ЖРД.

1.2. Окислитель.
Здесь выбор среди традиционных веществ очень мал.
Криогенные топлива неудобны в эксплуатации. Например, для распространенного «чистого» окислителя сжиженного кислорода на космодроме нужно иметь его запасы (кислород в условиях внешней среды быстро испаряется) или кислородный завод.
Из не криогенных окислителей можно применять высококонцентрированный водорода пероксид (концентрация в водном растворе выше 98 %).
Его энергетика не очень высока, хотя в сочетании с этанолом это очень хорошая топливная пара (по проведенным исследованиям высокая скорость истечения продуктов сгорания такой топливной пары из сопла может достигаться повышением давления в камере сгорания до 150-250 кгс/см2).
Но водорода пероксид требует соблюдения правил хранения и эксплуатации, может быть взрывоопасным и его производство в высокой концентрации ограничено (что определяет доступность и стоимость компонента).
Если обратиться к твердым смесевым ракетным топливам, то там применяют селитры. Исключаем перхлорат аммония и другие, содержащие ядовитый хлор и другие яды. Нет смысла использовать дорогие и нестабильные вещества (гидраты-, дигидраты-).
Применять водный раствор селитры с другими веществами можно, хотя это снижает ее энергетический эффект, а поиск вариаций пропорций смесей бесконечен. Известно, например, вещества HAN - Hydroxylammonium nitrate - Hydroxylammonium nitrate (NH3OHNO3) - нитрат гидроксиламмония или нитрат гидроксиламина (HAN):






Это соль, полученная из гидроксиламина и азотной кислоты (NH2OH + HNO3), твердое вещество: нестабильное, токсичное, канцероген. Молярная масса 96,04 г/моль. Плотность 1,84 г/см3. Температура плавления 48 оС. Взрывчатка.
Применяется в водном растворе для ракетного монотоплива.
Может использоваться в смеси горючего/окислителя, например, монотопливо AF-M315E. Удельный импульс двигателя с AF-M315E составляет 232-257 с. Водный раствор HAN может быть с топливными компонентами, такими как Methanol, Glycine, TEAN (Triethanolammonium nitrate) и амины для получения лучших высокоэффективных монопропилентов для космических силовых установок.
Растворенная в воде молекула нитрата гидроксиламмония (NH3OHNO3) представляет собой нетоксичную плотную энергетическую ионную жидкость: смесь горючего-окислителя (NH3OHNO3) гидроксиламмониевого нитрата, также известная, например, как AF-M315E. Топливо обеспечивает почти на 50 % более высокую производительность по сравнению с обычной монопропиленовой гидразиновой системой. Миссия «зеленая пропеллентная инфузия» направлена на повышение общей эффективности топлив при одновременном снижении токсичных воздействий. Такое топливо представляет собой энергичную ионную жидкость. Ионные жидкости - это солевые соединения в жидкой форме, молекулы которых имеют либо положительный, либо отрицательный заряд, который связывает их более тесно и делает жидкость стабильной.
Ожидается, что «зеленое» топливо будет значительно менее опасно для окружающей среды, чем, например, гидразин. При сжигании AF-M315E превращается в нетоксичные газы, такие как водяной пар, водород и углекислый газ (CO2). Добавляя гидроксильную группу (OH-) к молекуле нитрата аммония, для горения получается дополнительный кислород, температура плавления соединения падает более чем на 100 °C, что затрудняет случайное воспламенение.
Топливо AF-M315E, сопла и клапаны для подобного ЖРД разрабатываются Исследовательской лабораторией ВВС (AFRL), Aerojet Rocketdyne, Исследовательским центром Гленн, с дополнительной поддержкой миссии Центром космических и ракетных систем ВВС США и Космического центра NASA им. Кеннеди (Air Force Research Laboratory (AFRL), Aerojet Rocketdyne, Glenn Research Center, with additional mission support from the U.S. Air Force Space and Missile Systems Center and NASA's Kennedy Space Center).
















Известно жидкое монотопливо ХМ46: hydroxylammonium nitrate [HAN, NH3OHNO3, 60,8 %]; triethanolammonium nitrate [TEAN, (HOCH2CH2)3NHN03, 19,2 %], water [Н2О, 20 %].
Triethanolammonium nitrate исследуется и используется давно. Структурная схема молекулы:











Данные об исследованиях на тему «зеленых» жидких монотоплив приведены в многочисленных результатах исследований. Некоторые из них:


Kuo K. K., Chang Y. P., Boyer E. Intrinsic Burning Behavior and Flame Structure Diagnostics of Liquid Propellants / The Pennsylvania State University Department of Mechanical and Nuclear Engineering University Park, PA 16802, 31 Jul 2000. – 22 p. (https://zdoc.site/intrinsic-burning-behavior-and-flame-structure-diagnostics-o.html).


Ronald A. Sassic. Density of Trietanolammonium Nitrate and Liquid Propellant / Balllistic Research Laboratory Aberdeen Proving Ground. Maryland / U.S. Army Laboratory Command, Dec 1988. – 18 p.


Bracuti A. J. The Crystal and Molecular Structure of Trietanolammonium Nitrate / Picatinny Arsenal, New Jersey / Armament Engineering Directorate / U.S. Army Armament Research, Development and Engineering Center, Dec 1992. – 25 p.


Ronald A. Spores, Robert Masse, Scott Kimbrel, Chris McLean. GPIM AF-M315E Propulsion System / 49th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference &Exhibit AIAA 2013-3849б 15-17 Jul 2013, San Jose, California / American Institute of Aeronautics and Astronautics. – 10 p.


В исследовании ставится задача получить жидкий эквивалент аммониевой селитры для двухкомпонентного топлива в результате стехиометрической реакции, то есть в виде готового жидкого вещества.
Аммониевая селитра (нитрат аммония, ammonium nitrate NH4NO3):





Рассматривается вариант замены твердой селитры на жидкий вариант – гипотетическую недвоичную жидкость гидроксид нитрата аммония NH4NO3OH. Это может быть вариант ионной жидкости, представляющей собой солевое соединение в жидкой форме, молекулы которой имеют либо положительный, либо отрицательный заряд, заряды связывают их более тесно и делают жидкость более стабильной.
Термин «недвоичные» используется для описания нескольких различных понятий: мы имеем жидкость в виде ее физического представления, но химические составляющие этой жидкости остаются отдельными веществами, связанными в относительно устойчивое соединение между собой, благодаря ионным связям молекул.
4NH4NO3OH = 4N2 + 3O2 + 10H2O – возможное детонационное разложение гидроксида нитрата аммония при температуре выше 350 оС (по аналогии с нитратом аммония).
Гидроксид нитрата аммония гипотетически можно получать в ходе химической реакции, например:
10Co(NO3)2 + 26NH3 + 10(NH4)2CO3 + H2O2 = 8NH4NO3OH + 10[Co(NH3)4CO3]NO3
Таким образом можно производить соль кобальта [Co(NH3)4CO3]NO3 (один из вариантов синтеза этой соли, например, в производстве витамина В12, цианокобаламина, используемого при лечении анемии) – твердого вещества, с получением необходимого нам жидкого вещества - гидроксида нитрата аммония NH4NO3OH в виде ионной недвоичная жидкости.
Ионная жидкость — жидкость, содержащая только ионы, это любые расплавленные соли. В настоящее время под термином «ионные жидкости» чаще всего подразумевают соли, температура плавления которых ниже температуры кипения воды.
Возможная структурная формула молекулы NH4NO3OH – ионной жидкой селитры:









Следует учитывать, что азот является элементом второго периода VA группы, следовательно, высшая валентность для него будет равна V, а низшая – III. Кроме указанных, для азота характерны валентности I, II и IV, т.е. он относится к элементам с переменной валентностью. В своих соединениях азот может проявлять следующие степени окисления: — 3 (аммиак), -2 (гидразин), -1 (гидроксиламин), 0 (простое вещество азот), +1 (закись азота), +2 (монооксид азота), +3 (азотистая кислота), +4 (диоксид азота) и +5 (азотная кислота).
Возможна, например, структура вещества:








1.3. Топливная пара для ЖРД.
Рассмотрим вариант жидкой топливной пары С2Н5ОН + NH4NO3OH.
Химическая реакция их детонационного взаимодействия при температуре выше 350 оС (принимается температура детонационного разложения нитрата аммония NH4NO3 справедливой и для гидроксида нитрата аммония NH4NO3OH):
10NH4NO3OH (детонационное разложение при воспламенении: 10N2 + 7,5O2 + 25H2O) + 11C2H6O = 10N2 + 22CO + 29H2O + 29H2
или стехиометрическое соотношение исходных и конечных веществ
10NH4NO3OH + 11C2H5OН = 10N2 + 22CO + 29H2O + 29H2
В результате реакции мы получаем газы с достаточно большим содержанием водяного пара и водорода – что снижает среднюю молекулярную массу продуктов истечения из сопла ракетного двигателя, а это повышает скорость истечения.









Исходная молярная масса веществ (10NH4NO3OH + 11C2H5OH) при стехиометрическом соотношении составляет: 1477,2590 г/моль = 2182294,1531 г.
Молярная масса продуктов реакции (10N2 + 22CO + 29H2O + 29H2) при стехиометрическом соотношении составляет: 1197,1190 г/моль = 1433093,9002 г.
Разница в начальной и конечной массах вещества:
∆ = 798200,2529 г - определяется выделением тепловой энергии при переходе части вещества в энергию.
При выделении тепла в ходе химической реакции здесь масса продуктов химической реакции будет меньше массы исходных веществ, что в идеальном варианте можно объяснить зависимостью Эйнштейна:
E = mc2 (Дж)
m – масса кг;
с = 3∙108 м/с – скорость света.
Е = 798,2 кг х (3∙108 м/с)2 = 71838∙1015 Дж.
В реальности рассчитывать на выделение такой энергии при горении в ракетном двигателе не приходится.


1.4. Детонационное горение топлива.
Известно, что нитрат аммония имеет коэффициент 0,8 ТНТ (тринитротолуола) при взрыве. Примерно тот же коэффициент может иметь и гидроксид нитрата аммония NH4NO3OH.
Химические причины повышения давления при взрыве: протекание химических реакций, в результате которых твердые и жидкие вещества превращаются в газы, и при этом выделяется большое количество тепла.
Взрыв 1 кг тротила (тринитротолуола) происходит за одну стотысячную долю секунды (что следует учитывать при проектировании детонационного ракетного двигателя: если расход топлива через форсунки не сможет обеспечить непрерывность процесса детонации, то это будет пульсирующий вариант горения). При этом образуются газы, объем которых при нормальных условиях (0 оС) составляет 700 л. Известно, что при нагревании на один градус объем газа увеличивается на 1/273 первоначального объема.
Температура взрыва достигает 3000 0С, и при этих условиях объем газов составит 8400 л (в 12 раз больше). Тротил имеет плотность 1,6 кг/л, т.е. 1 кг занимает объем: Vтр = 1/1,6 = 0,66 л. Это означает, что объем должен был быть увеличен в 12727 раз.1.4. Детонационное горение топлива.
Известно, что нитрат аммония имеет коэффициент 0,8 ТНТ (тринитротолуола) при взрыве. Примерно тот же коэффициент может иметь и гидроксид нитрата аммония NH4NO3OH.
Химические причины повышения давления при взрыве: протекание химических реакций, в результате которых твердые и жидкие вещества превращаются в газы, и при этом выделяется большое количество тепла.
Взрыв 1 кг тротила (тринитротолуола) происходит за одну стотысячную долю секунды (что следует учитывать при проектировании детонационного ракетного двигателя: если расход топлива через форсунки не сможет обеспечить непрерывность процесса детонации, то это будет пульсирующий вариант горения). При этом образуются газы, объем которых при нормальных условиях (0 оС) составляет 700 л. Известно, что при нагревании на один градус объем газа увеличивается на 1/273 первоначального объема.
Температура взрыва достигает 3000 0С, и при этих условиях объем газов составит 8400 л (в 12 раз больше). Тротил имеет плотность 1,6 кг/л, т.е. 1 кг занимает объем: Vтр = 1/1,6 = 0,66 л. Это означает, что объем должен был быть увеличен в 12727 раз.1.4. Детонационное горение топлива.
Известно, что нитрат аммония имеет коэффициент 0,8 ТНТ (тринитротолуола) при взрыве. Примерно тот же коэффициент может иметь и гидроксид нитрата аммония NH4NO3OH.
Химические причины повышения давления при взрыве: протекание химических реакций, в результате которых твердые и жидкие вещества превращаются в газы, и при этом выделяется большое количество тепла.
Взрыв 1 кг тротила (тринитротолуола) происходит за одну стотысячную долю секунды (что следует учитывать при проектировании детонационного ракетного двигателя: если расход топлива через форсунки не сможет обеспечить непрерывность процесса детонации, то это будет пульсирующий вариант горения). При этом образуются газы, объем которых при нормальных условиях (0 оС) составляет 700 л. Известно, что при нагревании на один градус объем газа увеличивается на 1/273 первоначального объема.
Температура взрыва достигает 3000 0С, и при этих условиях объем газов составит 8400 л (в 12 раз больше). Тротил имеет плотность 1,6 кг/л, т.е. 1 кг занимает объем: Vтр = 1/1,6 = 0,66 л. Это означает, что объем должен был быть увеличен в 12727 раз.
В нашем варианте температура детонации будет несколько снижаться за счет горения этанола в выделяемом кислороде с дополнительным образованием водяного пара, компоненты из форсунок попадают в камеру сгорания, имеющую значительно большой объем, чем поступающая в нее жидкость – это также снизит давление.
Но при этом эффективность детонационного горения, по известным данным, на 25 % превышает обычную химическую реакцию горения.
Это означает, что если в условиях химического горения удельный импульс двигателя (характеристика скорости истечения продуктов сгорания из сопла) может составить для топлив средней энергетики 250 с, то при детонационном горении этого же топлива может быть достигнута величина около 312 с – а это уже характеристика высокоэффективных ракетных топлив.

Вследствие огромной скорости реакции и большой скорости ее распространения по веществу образующиеся газы не успевают заметно расшириться и занимают в момент образования тот объем, который занимало твердое вещество. В этом случае давление продуктов взрыва в этом объеме должно быть равно Рmax = 8400/0,66 = 12727 кгс/см2. Поскольку такое давление возникает за очень малый промежуток времени, то оно действует как резкий удар огромной силы, который вызывает разрушение или отбрасывание предметов, окружающих заряд взрывчатого вещества – в ракетном двигателе нашего варианта это будет сила, приложенная к днищу камеры сгорания, создающая тягу двигателя.
Реакция детонационного горения может распространяться в веществе, поступающем в камеру сгорания ракетного двигателя, с регулируемым конструкцией двигателя давлением.
Это давление можно принять на уровне 10-40 кгс/см2: в этом случае нет особых проблем подачи компонентов в камеру сгорания двигателя за счет повышения давления в топливных баках (перепад давления на форсунках от 2-10 кгс/см2).
Исследования темы детонационных двигателей ведется давно десятками организаций в США, в университетах Европы, Российской Федерации и других стран.

«В детонационной волне, распространяющейся со скоростью 1500-2500 м/с, достигается максимальная концентрация химической энергии, запасенной в горючем (энергия выделяется в тонком слое ударно-сжатой смеси).
Благодаря тому, что в детонационном двигателе сжигание топлива происходит в ударных волнах примерно в 100 раз быстрее, чем при обычном медленном горении (дефлаграции), этот тип двигателя теоретически отличается рекордной мощностью, снимаемой с единицы объема, по сравнению со всеми другими типами тепловых двигателей.
Например, в ходе цикла детонационного горения температура сгорания очень высокая. Но скорость сгорания также очень большая и окислы азота не успевают образоваться, поэтому детонационные двигатели потенциально являются экологически чистыми.
Проще решается и задача охлаждения стенок камеры сгорания. Несмотря на более высокие температуры и давление во фронте детонационной волны из-за скоротечности процессов детонационного горения их воздействие на конструкцию двигателя меньше, чем у классических моторов.
Применение детонационного горения дает ощутимые преимущества и в ЖРД, типичное давление в камере сгорания которого - более 200 атм. Чтобы обеспечить аналогичные условия сжигания топлива в ударных волнах, компоненты топлива, нужно подавать под давлением не более 10 атм, что позволяет отказаться от использования турбонасосных агрегатов (ТНА) и усиленных трубопроводов» - Волков К. Н., Булат П. В. Детонационные реактивные двигатели. Часть I - термодинамический цикл. – 15 с. (http://docplayer.ru/37416903-Detonacionnye-reaktivnye-dvigateli-chast-i-termodinamicheskiy-cikl.html).
Результаты исследований можно также изучить по другим публикациям:


Булат П. В., Ильина Е. Е. О проблеме создания детонационного двигателя - современные тенденции в аэрокосмическом двигателестроении / Фундаментальные исследования. - 2013. №10 (ч. 10). - С. 2140-2142.


Булат П. В., Денисенко П. В., Волков К. Н. Тенденции разработки детонационных двигателей для высокоскоростных воздушно-космических летательных аппаратов и проблема тройных конфигураций ударных волн. Часть I. Исследования детонационных двигателей. - Научно-технический вестник информационных технологий, механики и оптики, 2016, том 16, № 1. – 21 с.


2. О принципах конструирования детонационного жидкостного ракетного двигателя.


В задачу проведенных исследований не входит проектирование детонационного жидкого ракетного двигателя. Однако, в настоящее время уже известны конструкции детонационных жидкостных ракетных двигателей (например, один из апогейных двигателей в США, с регулируемой частотой детонации). Исследования проводятся в АО «НПО Энергомаш им. академика В. П. Глушко» (Российская Федерация).
Полнота сгорания компонентов топлива в таком двигателе может достигать 98,5 % и приближается к стехиометрическому соотношению химической реакции, то есть химическая энергия топлива почти полностью переходит в тепловую, и достигается максимальный коэффициент полезного действия.
В этом случае, может быть достигнута большая скорость движения ракеты, чем при использовании обычного химического ракетного двигателя: используется циклическое термодинамическое преобразование химической энергии в энергию истекающей струи, которые гораздо эффективнее классического горения ракетного топлива - цикл детонационного горения.
Горение в детонационном двигателе принципиально отличается от традиционного ЖРД: это сверхзвуковое горение (в традиционном ЖРД горение в камере сгорания дозвуковое, поэтому требуется дозвуковое сопло Лаваля с критическим – свехзвуковым – сечением и затем сверхзвуковое сопло с расширением для понижения давления до давления окружающей среды). Детонационный двигатель после камеры сгорания оснащается только сверхзвуковым соплом.
Для двигателя большой тяги (маршевого двигателя) становится очевидной конструктивная необходимость применения сопла с центральным телом: с обеспечением непрерывной (спиновой) детонацией, когда ударные волны в камере сгорания движутся по кругу.
В принципе, детонационное горение может быть обеспечено с любыми компонентами, однако, желательно выбрать окислитель, склонный к детонационному горению – это упрощает задачу.
В таком двигателе нужно проработать охлаждение стенки камеры сгорания – внутреннее завесное охлаждение стенки камеры сгорания обеспечить невозможно.
В нашем случае для надежной работы двигателя выбрано топливо, горение которого происходит при температуре, примерно на тысячу градусов ниже, чем у топлива, например, «керосин+кислород».
Схематическое изображение детонационного жидкостного ракетного двигателя на топливе «керосин+газообразный кислород» представлено на рисунке в начале текста.


3. Постановка задачи для проведения дальнейших исследований.


Для проведения дальнейших исследования можно выбрать давление в камере сгорания ЖРД 10-30 кгс/см2 (давление вытеснения компонентов топлива из баков до 40 кгс/см2). ЖРД двухкомпонентный, с вытеснительной подачей топлива в камеру сгорания.
Тяга двигателя на уровне 10 тонн силы.
Необходимо решить проблему конструктивного обеспечения детонации и устойчивого детонационного горения компонентов: горение топлива во фронте сверхзвуковой ударной волны с получением требуемой тяги и максимальной скорости истечения продуктов сгорания, с обеспечением непрерывной (спиновой) детонации.


Alexander Levenko
亚历山大•列文科
Chair Professor Harbin Institute of Technology (2016)






КОСМОДРОМ НАРО. Республика Корея

ТЕРМОЯДЕРНЫЙ ИМПУЛЬСНЫЙ РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, ГИПОТЕЗА.

Привлекательной для термоядерного реактивного двигателя (ТЯИРД) является безнейтронная реакция, так как порождаемый термоядерным синтезом нейтронный поток уносит значительную часть мощности и не может быть использован для создания тяги. В некоторых случаях следует также учитывать, что нейтроны могут порождать наведенную радиоактивность в конструкции.
Термоядерная реакция в практической конструкции может быть использована для нагрева рабочего тела (взрывная реакция нагрева) с целью создания силы, толкающей конструкцию в космосе к намеченной цели. Следует для этого выбрать простейший и технологически осуществимый вариант.
Рассматривается обеспечение одного импульса двигателя.
Например – для полета беспилотного сантиметрового спутника большой плотности и прочности из нитрида бора с включением в него кристаллов бора, как элементов микроэлектроники.
В таком варианте обеспечивается огромная кинетическая энергия при малой массе полезного груза: спутник практически невозможно затормозить в космосе или исказить траекторию его движения на малых расстояниях. Большая скорость перемещения позволит за счет одного импульса обеспечить длительное путешествие внутри Солнечной системы.
Наиболее приемлемым может оказаться применение бора – Borum (B), элемент третьей группы второго периода периодический системы химических элементов с атомным номером 5.Исследователям известна термоядерная реакция синтеза:



р – протон.
Реакция идет с выделением энергии. Нейтронный выход отсутствует.
Такая реакция может быть инициирована пучками лазерных ускоренных частиц в лазерной плазме: реализуется реакция слияния между протонами и ядрами бора-11 путем столкновения ускоренного лазером пучка протонов с лазерной плазмой бора. В случае реакции слияния ядер протонов (p) и бора-11 энергия выделяется главным образом в виде заряженных альфа(α)-частиц, а не в нейтронах. При высоких температурах равновесная скорость термического слияния


сравнима с скоростью реакции dt (дейтерий)-слияния, например:



В выбранном варианте устраняется нетехнологичность применения дейтерия и исключается его стоимость (бор значительно дешевле!).
Реакция в нашем случае осуществима с использованием короткоимпульсных высокоинтенсивных лазеров. Такие эксперименты уже проводились неоднократно [1].
Могут использоваться два лазерных луча. Первый - высокоэнергетический длинноимпульсный (наносекундный режим, 1 кДж) лазер, который фокусируется на твердой мишени с образованием практически полностью ионизированной плазмы бора-11


а второй - высокой интенсивности



лазер с длительностью короткого импульса (пикосекундного режима, 100 Дж) для ускорения пучка протонов высокой энергии. Пикосекундный временной интервал лазерного пучка протонов ограничивает потери излучения. Направление этого пучка в плазму приводит к столкновениям с ионами бора при энергиях вблизи энергий ядерного резонанса E p = 162 и 675 кэВ (для резонансов



.) [2]. Здесь для получения пучка протонов используется 20 мкм алюминиевая фольга. На рис. 1 представлена схема проведенного эксперимента.


















Рис. 1. Схема получения реакции p + 11B в вакууме. Схема экспериментальной установки, показывающая конфигурацию лазерного луча, схему расположения мишени и диагностику (следящие детекторы CR39 и магнитный спектрометр). Пикосекундный импульс поступает слева и генерирует протонный пучок в первой 20-мкм алюминиевой фольге, которая оказывает влияние на плазму бора, создаваемую наносекундным импульсом, поступающим со дна. Вторая 10-мкм алюминиевая фольга защищает первую от облучения наносекундным лучом [2].Эксперименты проводились на лазерной установке LULI2000 в Ecole Polytechnique. Обеспечивается рекордный выход α-частиц.


В российских экспериментах [1] результаты были получены в ЦНИИмаш на пикосекундной лазерной установке «НЕОДИМ» с параметры лазерного импульса: энергия до 10 Дж, длина волны 1,055 мкм, длительность 1,5 пс. Мишень из бора получала не менее 40 % энергии лазерного излучения.
ТЯИРД «Космос» предназначен для использования в вакууме космического пространства. Возможная принципиальная схема конструкции представлена на рис. 2.























Рис. 2. ТЯИРД «Космос»: 1 – полезный груз; 2 – сминаемый одноразовый амортизатор; 3 – отражатель; 4 – парафиновый амортизатор взрыва; 5 – шар-баллон с жидким гелием; 6 – мишень из бора; 7 – оборудование инициализации термоядерного синтеза;

8 сопловая часть.


Двигатель предположительно функционирует следующим образом.
Срабатывает оборудование инициализации термоядерного синтеза (принципиальная схема рис. 1).
Теормоядерная реакция с выделением энергии приводит к взрывному процессу нагрева жидкого гелия, который выбрасывает остатки оборудования инициализации через сопло и разогревает жидкий гелий с импульсом повышения давления в шар-баллоне.
На первом этапе газообразный гелий вытекает через сопло, обозначая вектор действия реактивной силы.
Взрывной процесс сжимает жидкий гелий до состояния твердого тела. Твердый гелий образует внутреннюю оболочку шар-баллона, постепенно разогреваясь, переходя в жидкое состояние и затем в газ. Это позволяет избежать процесса обычного термоядерного взрыва и, предположительно, растянуть его действие на 1секунду.
Затем происходит взрыв шар-баллона из-за резкого увеличения объема гелия и повышения давления.
Парафиновый амортизатор испаряется, при этом до 30 % энергии взрыва действует на отражатель. Усилие передается на сминаемый амортизатор и затем на полезный груз. Моноконструкция полезного груза принимает ударную нагрузку и в течение наносекунд ускоряется в нужном направлении движения. Его скорость при полете в космическом пространстве практически не уменьшается и может быть достигнута близкой в к 100000 км/с.
В этом случае полет с орбиты Земли до Солнца займет около 1196 с или около 20 минут.
Настоящее исследование носит характер постановки задачи и не содержит величин параметров конструкции двигателя и полезного груза.


Библиография.
1. Беляев В. С. и др. Безнейтронные термоядерные реакции в лазерной плазме. Новые результаты / XLIII Международная (Звенигородская) конференция по физике плазмы и УТС. 8 – 12 февраля 2016 г.
2. Labaune, C. et al. Fusion reactions initiated by laser-accelerated particle beams in a laser-produced plasma. Nat. Commun. 4:2506 doi: 10.1038/ncomms3506 (2013).


Alexander Levenko

亚历山大•列文科
Chair Professor Harbin Institute of Technology (2016)


ПРИНЦИПЫ СОВРЕМЕННОЙ КОСМОНАВТИКИ
И ПРИНЦИПИАЛЬНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К КОСМОДРОМУ

Без долгих предисловий, необходимо принять как аксиому:
- современная космонавтика продолжает обслуживать военные задачи, подключая к этому научные исследования;
- использование околоземных орбит неупорядоченное и хаотичное; международного регулирования использования космического пространства нет – есть только монопольные запреты со стороны США в части ракетных технологий, препятствующие развитию конкурентов;
- коммерциализация в наиболее развитой финансово стране – США, является всего лишь средством сокращения расходования бюджетных денег путем привлечения частных инициатив для выполнения государственных (читай – военных) задач; в других странах «голубь мира» в виде коммерциализации потребовал разработку бизнес-планов с обоснованием окупаемости – и это практически разрушило уже имеющуюся ракетно-космическую базу в условиях недостаточного государственного финансирования;
- многие страны идут в своем развитии путем копирования и тиражирования технологий ХХ века;
- наиболее активные и продвинутые частные малые компании полностью перешли на создание дешевых, надежных конструкций, которые не базируются на достижениях ХХ века, осуществляется отработка спасения ступеней ракет-носителей и даже возможности их повторного использования;
- сделаны только первые шаги по созданию обслуживаемых на орбите спутников и маневрирующих возвращаемых из космоса аппаратов;
- основой ракетно-космической техники в США, пока, является задел времен «холодной войны»; в Индии – наследие советских твердотопливных разработок Московского института теплотехники прошлого века; Китай повторил прототипы советских разработок и превзошел их уровень конца 80-х годов прошлого века, как в жидкостной теме, так и в твердотопливной; Республика Корея идет путем усовершенствования советских разработок России и Украины прошлого века; основа ракетной техники России – разработки Украины 60-80 годов прошлого века и более ранние: «Союзы» являются до сих пор модификациями ракеты-носителя Г-7(Гертруб-7), спроектированной вывезенными из Германии инженерами после окончания Второй мировой войны; «Протон» создан на основе проекта КБ «Южное», который пришлось главному конструктору Янгелю по решению ЦК КПСС передать главному конструктору Челомею; «Тополь-М» - проект КБ «Южное» «Универсал» совместно с Московским институтом теплотехники, который пришлось передать России в начале 90-х годов ХХ века; «Ангара» - неудачная попытка повторить украинский вариант «Зенита»; в боевой тематике «Сармат» - так и не повторенный даже в уменьшенном варианте проект ракеты Satan (в классификации НАТО); Иран, КНДР до сих пор совершенствуют ракеты типа Scud (классификация НАТО), создав на их основе ракеты-носители:
- учитывая «древнюю» основу ракетно-космической техники на уровне ХХ века, для этой техники остаются требования по созданию космодромов уровня ХХ века;
- существуют новые тенденции, которые определяют новую философию освоения космического пространства и новые требования, в том числе, к космодромам, которыми таковыми, в традиционном представлении, быть не могут.


Современная философия освоения космического пространства заключается в следующем:
- прекращение засорения мусором околоземных орбит и всего космического пространства:
- прекращение выбрасывания денег на создание одноразовых ракетно-космических аппаратов;
- использование только возвращаемых ракетно-космических аппаратов, с управляемым приземлением, не требующих огромных территорий полей отчуждения для космодромов;
- многоразовое использование ракетно-космических систем и их составляющих;
- индустриализация орбитального и дальнего космического пространства для блага человечества с исключением нанесения ущерба окружающей среде; с применением уже разработанной для земных условий техники безопасности производства;
- полный переход на автоматизированные системы – присутствие человека в космосе является фактором риска для техники, а также угрозой жизни для самого человека;
- запрет возврата на Землю космических объектов с биологическим содержимым после длительного пребывания в космосе, в результате чего возникают грибы (плесень), имеющие устойчивость к любым воздействиям и представляющие прямую угрозу всему живому на Земле.


Для обеспечения перспектив необходимо:


1. Упрощение ракетно-космической техники с целью повышения ее надежности:
- спутники только возвращаемые и только многоразовые;
- спутники должны быть больше компьютерами, чем механизмами, с максимальной обработкой данных на борту аппарата;
- для длительных космических миссий космические аппараты должны быть стерильными в момент отправки с Земли;
- ракетам-носителям любого размера не нужны сложные турбонасосные агрегаты (они появились тогда, когда не было конструкционных материалов, способных выдерживать большие давления при криогенных температурах), имеющие большую массу и снижающие надежность ракеты-носителя;
- все ступни ракет-носителей должны быть возвращаемые, при необходимости – с торможением на орбитах; их приземление должно быть управляемым;
- все спускаемые из космоса аппараты должны приземляться либо на морскую акваторию, либо улавливаться с парашютами в воздухе самолетами или вертолетами (тысячи таких улавливанием были выполнены в прошлом веке в США, где использовались для разведки самолеты-беспилотники, при приземлении на парашютах их улавливал самолет);
- необходимо прекратить использование токсичных топлив, в результате горения которых образуются опасные вещества, в том числе и керосин, засоряющий магистрали двигателей отложениями при нагреве больше 300 градусов по Цельсию; криогенные вещества (кислород, водород, метан) предпочтительно использовать только в тяжелых носителях с грузоподъемностью в сотни тонн с учетом экономической целесообразности – этого требует реальная коммерциализация (с учетом затрат обслуживания на космодроме с криогенными заводами!); предпочтительный состав продуктов сгорания химических двигателей: водяной пар с примесями в несколько процентов из окисей углерода;
- применение жидкостных ракетных двигателей для ракет носителей должно потребовать низкотемпературные конструкции многократного запуска и многоразового использования, с длительностью эксплуатации на уровне двигателя легкового автомобиля;
- твердотопливные ракетные двигатели не должны использовать продукты с хлором, азотом, тяжелыми металлами – всем, что может повлиять на окружающую среду; это же требование должно предъявляться к гибридным двигателям;
- необходимо разрабатывать нехимические двигатели, по крайней мере, для космических перелетов, с применением сверхвысокочастотной техники и передачи энергии на аппараты в пространстве с больших расстояний.


2. Старт ракет-носителей должен предусматривать максимальную простоту запуска, без специальных строений и сооружений, аэродромов с полной автоматизацией и безопасностью. Для этого можно применить конверсию известных военных технологий: старт в любом месте из контейнера с небольшим количеством воды, дающей пар для выбрасывание ракеты из контейнера; старт из воды (принцип отработан в США в 1962 г. по проекту Sea Dragon); ампулизация жидкостной ракеты-носителя перед отправкой на стартовую площадку.
Основная задача современного космодрома – управление автоматическим запуском и наблюдение за полетом; обеспечение спасения приземляющихся ступеней и аппаратов.
Учитываю уже складывающиеся тенденции: появление космопорта в США для космического туризма, выделение аэродромов для старта в космическом туризме и научных исследованиях в Испании, в Италии - целесообразно космодромы нового типа именовать как КОСМОПОРТЫ.


Alexander Levenko
亚历山大•列文科
Chair Professor Harbin Institute of Technology (2016)

.