НОВАЯ КОНЦЕПЦИЯ ПОСТРОЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ДЛЯ МЕЖПЛАНЕТНЫХ ПЕРЕЛЁТОВ. ЧАСТЬ 2

АННОТАЦИЯ

Приведены результаты теоретических расчётов и некоторых экспериментов по предложенной концепции построения малогабаритного, жидкостного, ракетного двигателя. Установлено, что когда удельная мощность подогрева сверхзвукового потока газов электромагнитным ВЧ полем превышает удельную мощность сгорающего в камере сгорания топлива,  то происходит значительное увеличение удельного импульса при экономии топлива. Окончательное ускорение ионов и молекул происходит в предложенном автором электростатическом, линейном ускорителе ионов (ЛУИ) с магнитной фокусировкой электронов для компенсации образующегося объёмного пространственного заряда ионов.

ABSTRACT

The results of theoretical calculations and some experiments on the proposed concept of building a small-sized rocket engine are given. It is established that when the specific power of heating the supersonic flux of gases by an electromagnetic RF field significantly exceeds the specific power of the fuel burning in the combustion chamber, then there is a significant increase in the specific impulse when saving fuel, respectively. The final acceleration of the ions occurs in the proposed linear, electrostatic accelerator with magnetic focusing of electrons while compensating for the resulting bulk spatial charge of the ions. For additional fuel economy, it is proposed to use the entire volume of the linear accelerator, when starting from the surface of the earth, separated by a conical insert of a solid-fuel rocket engine, which, after testing, is removed by the pressure of a jet of gases from a liquid rocket engine starting its work.  

Ключевые слова: низкотемпературная плазма, электростатический линейный    ускоритель ионов.

Keywords: low-temperature plasma, electrostatic ion accelerator, insertion of a solid-fuel rocket engine.

Введение. В предыдущей Части 1 была рассмотрена общая концепция построения предлагаемого малогабаритного ЖРД со встроенной системой из нескольких индукторов для подогрева плазмой сверхзвукового потока газов мощным электромагнитным ВЧ полем и предварительной ионизацией газов в камере сгорания (КС) посредством предложенного и рассчитанного автором прибора - ионизатора. В данной Части 2, будет продолжено рассмотрение некоторых, важных вопросов по подогреву газов плазмой в предварительном, коническом сопле, обосновывается повышение эффективности использования топлива по новой концепции построения ЖРД и космического аппарата (КА) в целом при использовании предлагаемого электростатического, линейного ускорителя ионов (ЛУИ). Сделаны расчёты рационального использования энергии топлива КА. Предложено использовать при старте с поверхности земли вставку твёрдотопливного двигателя, расположив его внутри корпуса ЛУИ. Приводятся расчёты полёта различных моделей ракет, в том числе с использованием подогрева сверхзвуковых потоков газов низкотемпературной плазмой (НТП) в предварительном, коническом сопле для одного или множества малогабаритных ЖРД с повышенным удельным импульсом (УИ).

Подогрев плазмой сверхзвукового потока газов в коническом сопле.

Приведённый в Части 1 расчёт на основе максимума энергии для внешнего подогрева потока сверхзвукового газа в коническом сопле посредством индуктора/индукторов, является упрощённым и служит основой и первым приближением при рассмотрении происходящих процессов подогрева потока  сверхзвуковых газов при помощи НТП. Из справочных данных работы Варгафтика Н.Б. [1] следует, что внешний, дополнительный подогрев потока газов в предварительном, коническом сопле приводит к частичной или полной диссоциации образовавшихся в КС молекул CO₂, H₂O, N₂, которые к тому же обладают более высокой энтальпией, чем инертные одноатомные газы Ar и He. Например, смесь молекулярного азота N₂ и радикала N при температуре 8000 ⁰К обладает теплосодержанием в 5 раз больше, чем аргон. Поэтому, применение молекулярных газов для образования ВЧ плазмы позволяет достигать значений теплового к.п.д. до ~60-70%, по сравнению с ~40% для инертных газов при высоких рабочих температурах по работе Коротеева А.С. с соавторами [2]. Подогрев плазмой сверхзвукового потока газов в предварительном, коническом сопле приводит к разложению сформировавшихся в КС молекул СО₂ и Н₂О на отдельные составляющие, что показано на рис.1 для давления 0,2 МПа, построенных на основе табличных данных по справочной работе Варгафтик Н.Б. [1]. Молекулы азота N₂ не подвержены диссоциации в интервале до 6000 ^оК и не учитывались при расчётах химических реакций в НТП. Расчёт подогрева плазмой усложняется необходимостью учёта зависимости электропроводности, теплоёмкости, теплопроводности и вязкости газов при высокой температуре химически изменяющегося по длине конического сопла газового потока. Решение сложной системы уравнений газо- и электродинамики возможно численным методом с применением метода контрольного объёма на основе программ MathCad, рассмотренных в работах Дресвина С.В. с сотрудниками [3, 4]. Это выходит за рамки данной статьи, но большинство вопросов по численному решению соответствующих уравнений были изложены автором в работах [5, 6].  Например, в работе [2] приводятся результаты практического использования плазменных потоков мощностью около 1 МВт при небольших габаритах охлаждаемых водой плазматронов, сравнимых по размерам и мощности с КС предлагаемого ЖРД.

а)                                                                                б)

Рисунок 1. Химический состав атомов и молекул от температуры: а) – Н₂О; б) – СО₂.

Укажем ещё на одно направление экономии топлива. Из рассмотрения расчётных, табличных данных известной справочной работы [8, т.5, с.78-82], был построен график, показанный на рис.2 для доли не полностью сгоревшего топлива из смеси керосина с азотной кислотой в двух сечениях: критическом (верхняя кривая) и расчётном 0,1 МПа (нижняя кривая). Из рисунка видно, что с ростом давления в КС топливо сгорает эффективнее, а доля несгоревшего топлива уменьшается.

Рисунок 2. Доля несгоревшего топлива от давления в камере сгорания ЖРД, где Р_КР – давление в критическом сечении; Р_РАСЧ – давление в расчётном счении.

В интервале высоких давлений в КС Р_КС=15-50 МПа, доля несгоревшего топлива в КС составляет 13-11%, что, с учётом части горючего идущего на тепловую завесу стенок КС и составляющего 10-15% от его общего веса,  сильно снижает полную эффективность ЖРД. Кардинального решения данных проблем для современных конструкций больших по размеру ЖРД не имеется, вследствие почти полного использования возможных ресурсов: конструкций, материалов, топливных смесей и динамики полёта ракеты. Кроме того, холодное горючее, идущее на тепловую завесу, плохо смешивается с общим горячим потоком газов и поэтому влияет на оптимальное стехиометрическое соотношение горючее/окислитель, уменьшая УИ, в том числе и в пустоте на 3,2-3,4%, что снижает грузоподъёмность всех ступеней ракет. В новой концепции построения ЖРД с использованием подогрева плазмой потока сверхзвуковых газов в предварительном коническом сопле, проблема несгоревшего топлива будет иметь незначительное влияние. Это объясняется тем, что образовавшиеся в КС трёхатомные молекулы СО₂ и Н₂О, подвергаются диссоциации полностью или частично на атомы и радикалы (рис.1) на участке подогрева потока газов плазмой совместно с остатками несгоревшего топлива, которые, в таком случае, также распадаются, ионизируются и начинают активно участвовать в дополнительном ускорении всего газового потока, повышая эффективность теплового процесса ЖРД. Подогрев плазмой сверхзвукового потока газов. Энергия, содержащаяся в топливе, будет расходоваться на две составляющие: для сгорания в КС при создании тяги в ЖРД и для выработки электроэнергии при подогреве ВЧ энергией потока газов в предварительном коническом сопле и его ускорении в оконечном ЛУИ. Энергия, использованная на подогрев плазмой сверхзвукового потока газов, определяет увеличение температуры и уменьшение плотности газов при росте скорости всего потока. Следовательно, для значительного увеличения скорости потока, удельная мощность электромагнитного ВЧ поля, которое разогревает плазму, а посредством её и весь сверхзвуковой газовый поток, должна значительно превышать удельную мощность химической реакции горения топлива в КС. Расчёты указывают на необходимую величину такого превышения удельной мощности в среднем не менее, чем в 1,5-2 раза, чтобы за короткое время пролёта предварительного конического сопла поток газов успевал прогреться на несколько тысяч градусов. Удельная мощность сгорания расчётного топлива в КС при Р_кс=15 МПа соответствует величине 790 Вт/см³ для наших размеров КС, поэтому удельная мощность электромагнитного ВЧ поля, для участка индуктора F₃, прилегающего к критическому сечению, должна составлять значение около 1200 Вт/см³. Это соответствует расчётной энтальпии 37 МДж/кг, сравнимой с теплотой сгорания керосина, а значит оказывающей большое влияние на сверхзвуковой поток газов. Последующие индукторы F₂ и F₁ могут иметь меньшую удельную мощность, так как движущийся сверхзвуковой поток газов будет уже достаточно ионизован и подогрет. Заметим, что известные опыты [7] указали на реально достигнутую в эксперименте, огромную, удельную мощность 11 МВт/см³ для потока плазмы при атмосферном давлении, температуре 5,2·10^{4 о}К и диаметром 2,3 мм, охлаждаемой непосредственно водой. Определим мощность турбины Р_т=(k_т·P_кс·G)/d_т зависящей от давления P_кс в КС, расхода топлива G, удельного веса топлива d_т и коэффициента k_т≈2,1 учитывающего потери в трубопроводах, форсунках и эффективность работы турбины в целом. Если принять d_т=1612 кг/м³, G=0,77 кг/с для P_кс=15 МПа, тогда Р_т≈15,1 кВт. Полная электрическая мощность необходимая для работы ионизатора (Часть 1, рис.4) и трёх ВЧ индукторов (Часть 1, рис.6) составляет по расчётам около 30 кВт. При этом, полная потребляемая электрическая мощность ~11% от тепловой мощности КС равной 397 кВт при указанном давлении, то есть увеличивается в 3 раза. Если стартовый вес ракеты без топлива увеличится в 1,5 раза и будет равен М_к=75 кг (Таблица № 1), то при увеличении УИ до значения W_a=7377 м/с (в вакууме) скорость и высота полёта увеличиваются в 6 раз, а это и означает значительное увеличение эффективности полёта. Предварительный расчёт конструкции ракеты со стартовым весом М_с=150 кг для ракеты с подогревом плазмой сверхзвукового потока газов указывает на возможность изготовления малогабаритной ракеты при весе 18 кг двух генераторов марки МЭГ-15НС компании «НаукаСофт».

Линейный ускоритель ионов. Финишные ускорители в виде ЛУИ (Часть 1, рис.1, поз.11), используемые в вакууме, самая энергоёмкая часть КА. Допустим, что начальная площадь конусного ЛУИ равна S_а=2,83∙10^-3 м² для его радиуса 0,03 м. Расширение газов определяется тангенсом угла наклона направляющей конического сопла tg(α)=0,070, где α=4 град. Величина коэффициента расширения сопла ЛУИ по площади равна f_С=S_к/S_а=11,10 при его длине  h_c=1 м. Для давления в КС Р_кс=1 МПа  и температуре продуктов сгорания Т_кс=2949 ⁰К, величина расхода топлива (газов) G, рассчитанная по формуле Абрамовича Г.Н. [9, т.1, с.148] для S_кр=0,7854∙10^-4 м², равна:

 G ≈ (0,0372∙Р_кс∙S_кр)/(Т_кс)^1/2  = 0,0538 кг/с.                                                (1)

Скорость «подогретого» и ускоренного газа на входе в ЛУИ, рассчитанная по формуле (4) (Часть 1), равна  ˂V⁺˃ = 4491 м/с.  Произведение расхода газов G, в точке “К”, на выходе ЛУИ, на их среднюю скорость W_k, частично определяемой скоростью ионов W⁺, создаёт значительную тягу в вакууме. Данная тяга пропорциональна напряжению между анодом и катодом ~0,40 МВ, но может достигать и нескольких мегавольт. Степень ионизации потока газов на входе в ускоритель >1% для потока газов на входе в ЛУИ, поэтому ускорение испытывают положительно заряженные ионы, которые, сталкиваясь с окружающими их атомами и молекулами, будут ускорять весь газовый поток, создавая расчётный ток внутри ЛУИ. В настоящее время возможно изготовить небольшой генератор Дж.Кокрофта-Э.Уолтона с рабочей частотой f˃30 кГц, током до I~0,5 A и с единичной ёмкостью в плече C ≤ 0,5 мкФ. При входном напряжении от вторичной обмотки высоковольтного трансформатора U₂=22 кВ, полные потери ΔU(N) В и пульсации напряжения δU(N) В на всех конденсаторах составят: ΔU(N)=(I/f·C)(N/3)(2N²+1), δU(N)=(I/f·C)(N/2)(N+1). Здесь N – количество ступеней умножителя напряжения. Выходное напряжение будет достигать величины U_out(N)=[2U₂·N - ΔU(N)], что показано на рис.3 для частоты колебаний f=30 кГц. При максимальном напряжении U_out(N)=400 кВ потери не превысят 11% при пульсации напряжения менее 1%. При увеличении допустимой величины пульсаций и частоты, возможно уменьшение ёмкости каждого плеча, снижение веса и габаритов генератора Дж.Кокрофта-Э.Уолтона. Будем считать, что массы движущихся ионов равны некоторому среднему значению ˂М⁺˃≈50∙10^-27 кг. Тогда для отдельных ионов, движущихся без столкновений в электростатическом, линейном ускорителе, предельная скорость W⁺ равна по справочной работе [10, с.237]:

W⁺ = с∙  = 1601013  м/с.                                                                  (2)

где, с – скорость света, м/сек; E₀ – полная энергия массы покоя иона 28050 МэВ; E_ак – кинетическая энергия иона 0,40 МэВ в электростатическом поле ЛУИ.

Плотность тока ионов равна: J⁺ = q∙N⁺˂V⁺˃ = 179,9 А/м², где q-заряд электрона; N⁺-концентрация ионов ~2,5·10¹⁷ м^-3. Ионный расчётный ток будет равен: I⁺ =J⁺∙S_a=179,9∙2,83∙10^-3≈0,51 А. Полная потребляемая электрическая мощность для одного ЛУИ составит величину: Р⁺=I⁺∙U_out≈200 кВт.

Рисунок 3. Зависимость выходного напряжения U_out(N), потери в ёмкостях ΔU(N) и пульсация выходного напряжения δU(N).

Тогда усреднённую скорость потока ионов и молекул на выходе из ЛУИ можно определить по формуле:

= ≈ 4491 +2727 = 7218 м/с.                                          (3)

Заметим, что много меньше скорости W⁺ вычисленной по формуле (2), поэтому потенциал увеличения УИ в данном ускорителе очень значительный и определяется мощностью Р⁺, зависящей от концентрации ионов в сверхзвуковом потоке газов предварительного конуса. Тяга одного ЛУИ длиной h_с=1 м на высоте 50 км (момент запуска работы ЛУИ) будет равна:

 Р_у=G+S_a(P_a-P_h)=0,0538∙7218+3,1416∙10^-2·(360-80)=388,33+8,81≈397 Н,                     (4)

где P_a – давление газов (360 Па) на выходе ЛУИ; P_h – давление атмосферы (80 Па) на данной высоте; S_a – выходная площадь ЛУИ, м². В космосе (P_h=0) тяга увеличится до своего максимального значения ~400 Н, причём скорость полёта КА будет превышать первую космическую скорость. При увеличении длины h_c, а также рабочего напряжения ЛУИ, прямо пропорционального увеличения скорости  не произойдёт из-за влияния краевых эффектов около внутренней поверхности, а также роста градиента скорости потока газов и ионов в продольном и поперечном направлении. На рис.4. показано распределение ускоряемого ионного потока в тороидальном электростатическом поле для одной секции линейного ускорителя.

Рисунок 4. Распределение поперечного сечения для ионного потока (1-5) между тороидальными, металлическими кольцами “С” и “А” в керамической конической трубке “Т” для одной секции ЛУИ

При движении ионов через ЛУИ, они начинают распределяться по соответствующим сферическим, силовым линиям электростатического поля, что показано цифрами от 1 до 5. Точный расчёт распределения потока ионов в 3-х мерном пространстве трудоёмок, а получаемые формулы громоздки, так как описание тороидальных электростатических полей находится в виде разложения по системе собственных функций, являющихся, в свою очередь, регулярными решениями уравнения Лапласа. Но задачу можно упростить, приняв за аппроксимацию поперечного сечения потока ионов функцию, называемую «Локон Аньези» f_А(x,y)=(2a)³/[(2a)²+x²]+(2a)³/[(2a)²+y²]-d, где a,d – некоторые действительные числа, зависящие от расстояния вдоль сопла. Это приближённое решение и приведено на рис.4, указывая на различие скоростей на оси и около керамической поверхности ускорителя. Ускоряющиеся ионы будут сталкиваться в объёме ЛУИ с нейтральными атомами и увлекать их, передавая им свой импульс и энергию  на протяжении каждой ускорительной секции, поэтому скорости ионов и атомов не только увеличиваются, но и выравниваются в соответствии с распределением скоростей атомов и молекул по Джеймсу Максвеллу. Электроны, количество которых соответствует числу ионов (квази нейтральность), движутся по своим замкнутым орбитам, вращаясь вдоль силовых линий магнитного поля (рис.3, часть 1), а постоянные магниты из сплава SmCo или Nb обеспечат напряжённость поля магнитной индукции от 0,25 до 0,32 Тесла достаточную для компенсации ОПЗ ионов электронами [11].

Сравнение полёта расчётных моделей ракет. Для вычисления параметров полёта двух моделей ракет – пропорционально уменьшенной, известной ракете «Зенит» и с плазменным подогревом сверхзвукового потока газов типа «Плазма», имеющими по одному ЖРД малых габаритов, была составлена сравнительная Таблица № 1, учитывающая все расчётные формулы, геометрические и тяговые характеристики, а также достигнутые значения параметров полёта. Модели отличались стартовым весом М_с и полной тягой Р_E из-за различия УИ при подогреве газов плазмой в коническом сопле на величину ΔТ=4000 ^оК и температуре в КС равной Т_КС=2779 ^оК. Параметры соответствовали значениям объёма КС равном V_КС=2,6∙10^-4 м³ и критическому сечению S_кр=0,7854∙10^-4 м². Результаты расчётов для моделей приведены на рис.5 с неравномерной шкалой времени. Тяга двигателей увеличивалась до максимального значения, но расход топлива при старте для модели «Плазма» был значительно меньше, что характерно для всех моделей с подогревом сверхзвукового потока газов плазмой. Видно, что высота полёта значительно больше для модели «Плазма», так как УИ у неё больше в 2,7 раза, а время полной работы ЖРД больше в 2 раза. Для модели «Зенит» максимум скоростного напора происходил на высоте 11,3 км при скорости 554 м/с, тогда как для модели «Плазма» максимум скоростного напора достигался на высоте 10,7 км при меньшей скорости 472 м/с. Вследствие небольшого запаса топлива расчётная максимальная скорость не превысила для математических моделей первую космическую скорость.

Таблица 1.

 Расчётные параметры моделей ракет «Зенит» и «Плазма»

R=6378 км – радиус Земли; g_o=9,809 м/с²; ρ_о=1,293 кг/м³; P_o=101,3 кПа.

Рисунок 5. Расчётная высота полёта моделей ракет типа «Плазма» и «Зенит» для неравномерной шкалы времени

Проводились расчёты и для более тяжёлых, габаритных моделей ракет «Плазма-17,25» и «Плазма-20», которые отличались стартовым весом 17,25 и 20 т, полной тягой двигателей, коэффициентами формы и расширения конуса. Вследствие этого, максимальные расчётные скорости ракет значительно отличались: для модели «Плазма-20» скорость более 2-ой космической, а для более лёгкой модели «Плазма-17,25» превышала 3-ю космическую скорость. Учитывая, что расчёты сделаны для одноступенчатых ракет с подогревом плазмой на температуру ΔТ=8000 ^оК, данный результат соответствует их теоретическому пределу. Следует заметить, что более тяжёлая ракета «Плазма-20» соответствовала критерию η=m_т/М_к академика Зельдовича Я.Б. и равного η≈4, поэтому достигнутая вторая космическая скорость являлась оптимально-предельной для расчёта данного веса ракеты. Высота максимального скоростного напора для моделей составляет 11,4-12,25 км при скоростях 546-348 м/с, соответственно. В момент окончания работы двигателей при t=550 c для модели «Плазма-20», расчётная высота равнялась H_E=2577 км, а для модели «Плазма-17,25»  составляла H_E=14046 км при времени t=900 c.

Графики расчётов скоростей для математических моделей от времени полёта приведены ниже на рис.7. Модель «Плазма-20» предполагается для вывода полезного груза на орбиты вокруг Земли, а более лёгкая модель «Плазма-17,25» для полётов по Солнечной системе. При расчётном времени полёта 100 мин удаление от поверхности Земли составило 58413 км и на таком расстоянии притяжение Земли сильно ослаблено, а ускорение свободного падения на Землю составляет величину 0,095 м/с², то есть уменьшилось более, чем в 100 раз с тенденцией дальнейшего уменьшения. Это означает, что модель «Плазма-20» может нести значительную полезную нагрузку, например, в сторону Луны или Марса. Удаление от поверхности Земли для другой модели «Плазма-17,25» при аналогичном времени полёта, составляло более значительную расчётную величину Н=178760 км, что означает возможность полёта ракеты в межгалактическое пространство, если определённым образом спроектировать её траекторию.

а)                                                                      б)

Рисунок 7. Расчётная скорость полёта ракеты от времени (неравномерная шкала): а) «Плазма-20»; б) «Плазма-17,25».

Обсуждение результатов. Вариант № 1. Оценим величину максимальной тяги для одного малогабаритного ЖРД с плазмой при старте с земной поверхности и взлётном весе 278 кг. Топливо – керосин и азотная кислота при параметрах соответствующих работе [8, т.5, с.82]. Для давления в КС равного Р_кс=15 МПа; Т_кс=3178 ⁰К; k=1,2 ; f_c=25; ε_c=150; W_кр=1026 м/сек; с_р=1,8 кДж/кг⁰К; L_с=30;  α≈9⁰; R_кр=5 мм. Перегрев газов в сопле Т_макс-Т_кр=1000 ⁰К. По формуле (4) (Часть 1) величина относительной скорости равна:

 (λ_с)²= 1+7,40+20,52 =28,92;  тогда λ_с=5,38.                                    (5)

При таких параметрах расход топлива (газов) G составит величину не более [9]:

G ≈ 0,037∙π(R_Cr)²∙Р_кс/(√Т_кс) = 0,77 кг/сек.                                      (6)

Следовательно, полная величина тяги для расчётного сечения достигнет значения:

P_а = W_аG = W_кр·G·λ_с = 4250 Н.                                                       (7)

Если принять максимальные геометрические размеры единичного двигателя 0,24 м для ракеты с числом ячеек n=62 шт., то получим её внешний диаметр равным ~2,16 м, что соответствует реальным размерам существующих ракет. Полная тяга такой ракеты для старта с земной поверхности составит: P = n∙P_a ≈ ≈26860 кг при взлётном весе 17250 кг. Использование большого количества «сотовых» ячеек даёт ещё одно несомненное преимущество – уменьшается влияние паразитных потоков воздуха между отдельными выхлопными струями РД при высоких давлениях у земной поверхности значительно понижающих общую реактивную тягу. Тепловая мощность Р_Т для одного малогабаритного ЖРД определяется по кинетической энергии газов для критического сечения S_кр по формуле:

Р_Т = G∙(W_кр)²/2 = 0,77∙(1026)²/2 =409 кВт.                                    (8)

Точная оценка для электрической мощности внешнего подогрева единичного сопла  представляет достаточно сложную задачу и по расчётам составит около 30 кВт для G=0,77 кг/с, что меньше тепловой в 13,6 раза. Величину можно снизить посредством предварительной ионизации газов с помощью  встроенных в КС импульсных, высоковольтных ионизаторов газов (Часть 1, рис.1, поз.8) предложенных и рассчитанных в моей работе [12]. Учитывая среднее пролётное время молекул газов в сопле t_пр=50-150 мкс, частота ионизирующих импульсов для потока квантов рентгеновского излучения составит около 30 кГц при их длительности 0,2 мкс. Для амплитуды импульсов тока ионизатора ~2,5 А и анодном напряжении 400 кВ, импульсная мощность достигнет 1 МВт, что соизмеримо с вычисленной выше тепловой мощностью Р_Т. Полная используемая электрическая мощность при старте с земной поверхности составит расчётную величину ≈2,79 МВт для количества всех ячеек ЖРД при n=62 шт. Это максимально используемая электрическая мощность для УИ ~7377 м/с. Полная тепловая мощность для всего КА составит величину ~25,4 МВт или 90% от общей мощности КА. Можно назвать такой режим – «комбинированным». Расчёты показывают, что на больших высотах с ростом скорости КА от такого режима нужно плавно переходить к режиму, указанному ниже.

Вариант № 2.  После достижения первой космической скорости и высоты орбиты более 50 км, режим работы основных двигателей нужно изменить при включении в работу дополнительных ЛУИ, если таковые использовать в дальнейшем полёте. Тогда давление Р_кс уменьшается в 15 раз. Расход топлива для единичного ЖРД составит G=0,0538 кг/с и уменьшится в ~14 раз. Температура в камере сгорания Т_кс снижается до 2949 ⁰К, скорость W_кр=996 м/с. Изменится УИ до значения, вычисленного по формуле (4) (Часть 1) =7235 м/с. Потребляемая полная электрическая мощность для всего КА увеличится до значения≈14,26 МВт, то есть в ~7,7 раз. Заметим, что тепловая мощность всего КА составит ~1,6 МВт или около ~10% от полной мощности. Данный режим близок к полностью «электрическому», а полная тяга КА составит 24862 Н, тогда КА сможет быстро передвигаться в космосе. Более подробно результаты расчётов изложены в других работах [4, 5, 12].

Состояние работы на сегодня. На основании расчётов в программе Mathcad2001 Professional и ряда проведённых предварительных физических опытов и экспериментов, был сделан важный вывод о необходимости изготовления модифицированного топлива. Это топливо с оптимальным составом было изготовлено в химическом боксе и испытано в кварцевом реакторе, показанном на фото № 1.  Далее, герметичная ёмкость окислителя объёмом 0,5 л хранилась в неотапливаемом помещении 1 год и затем была вновь испытана в кварцевом реакторе при горении модифицированного топлива. Результаты физических испытаний показали его хорошую сохранность. Для последующих испытаний, был построен измерительный стенд с генератором ВЧ мощностью 1,5 кВт на имевшихся мощных генераторных лампах ГУ-81М работавших на частоте 13,56 МГц, показанный на фото № 2.

Рисунок 8. Фото № 1. Реактор кварцевый

Рисунок 9. Фото № 2. Стенд плазмо-газопламенный

Измерение энтальпии газовых потоков проводилось массивной термопарой вольфрам-рений ТВР-251 с молибденовым кожухом. Эксперименты с различными газовыми, жидкими и комбинированными горючими смесями при массовом расходе до 0,01 кГ/с осуществлялись с измерением энтальпии. Стенд позволял определять среднюю проводимость сверхзвукового газового потока на выходе из конического сопла при температуре в КС ~2500 ⁰К и давлении ≤0,2 МПа. Эксперименты с подогревом плазмой показали следующее:

а) происходит  дополнительное  увеличение  температуры  на  выходе  из  сопла до ~90 ⁰К; b) значительно возрастает средняя проводимость всего газового потока; c) происходит рост энтальпии газового потока; d) эффективность подогрева газового потока плазмой составляет ~8-10%; e) мощность КС кварцевого реактора кратковременно достигала ~3,5-4 кВт и определялась его механической прочностью.

Заключение. Расчёты, изложенные выше, указывают на перспективность предлагаемой новой концепции построения ЖРД при использовании части топлива для мощных источников электрической энергии с целью повышения УИ. Многие сложные проблемы больших по объёму двигателей  решаются в этой концепции построения ЖРД – исчезают неустойчивости горения в большой КС, пропадает турбулентность и вибрация сверхзвуковой струи газов в большом сопле Лаваля и соответствующие им потери энергии. Значительно облегчается отвод тепла от критической части, уменьшается влияние донного давления и так далее. Также частично исчезнет проблема заряда КА ионами или электронами, так как ионизованный газ в целом нейтрален, поэтому уменьшатся помехи для СВЧ связи при высотных полётах на ГСО, соответственно. Но есть и недостатки – усложнение всей конструкции ЖРД и технологии его изготовления, использование дорогой, сильноточной ВЧ электроники и высоковольтной импульсной техники. Но всё это окупается увеличением надёжности КА в целом, так как отказ нескольких малых ЖРД, незначительно повлияет на работу всего изделия, если иметь некоторое избыточное число двигателей, определяемое реальной статистикой отказов. На основании проделанных расчётов по предложенным здесь и в других работах формулам, можно предположить, что возможно реальное увеличение УИ в несколько раз, что повлечёт за собой полную перекомпоновку при создании малогабаритного ЖРД с подогревом плазмой сверхзвукового потока газов в предварительном, коническом сопле и дополнительным ускорением ионов в основном ЛУИ. Величина подогрева будет определяться геометрическими размерами предварительного, конического сопла, которые не могут быть произвольными, а связаны с глубиной проникновения электромагнитного ВЧ поля в плазму строго определённой проводимости для максимальной эффективности передачи энергии потоку плазмы по работе [5]. Разогрев сверхзвукового потока газов плазмой в предварительном, коническом сопле отличается от разогрева газов в обычных ВЧ плазматронах, вследствие значительно большей массы разогретых газов, которые двигаются почти ламинарно, без завихрений. Расчёты процессов, происходящих в плазме сверхзвукового потока, можно проводить численными методами хорошо развитыми для плазмотронов [2, 3, 7], но с учётом химических реакций происходящих в зоне подогрева плазмой. Для дополнительной экономии топлива, предлагается использовать весь объём ЛУИ при старте с поверхности Земли, используя отделяющуюся коническую вставку твёрдотопливного ракетного двигателя, который после отработки удаляется давлением газов начинающего свою работу ЖРД. Использование множества малогабаритных и более эффективных ЖРД  для создания тяжёлых ракет позволит отказаться от многоступенчатой схемы построения космических ракет, когда появятся малогабаритные генераторы соответствующей мощности  до 240 кВт, вероятно со сверхпроводящими обмотками или с охлаждением жидким О₂. Тенденция по созданию ракеты, использующей множество небольших двигателей, уже наметилась практически. Например, американская фирма Rocket Lab создала двухступенчатую ракету «Электрон» весом 13 т, содержащую связку из 9 малогабаритных ЖРД работающих на топливе из керосина с жидким кислородом и электрическими турбонасосами. Это позволило успешно управлять полётом ракеты без специальных рулевых двигателей, сделав 58 реальных пуска на 19.01.2025 года [13], поднимая грузы до 300 кг на низкие околоземные орбиты. Вариантом использования множества ЖРД для одного двигателя с центральным телом и изменяемым вектором тяги в полёте, является возобновлённый в 2017 году проект ОАО «ГРЦ Макеева» - одноступенчатой ракеты «Корона» весом ~290 т [14]. Использование подогрева плазмой сверхзвукового потока газов потребует проведения дополнительных исследований расширяющихся газов. Потребуется изготовить ионизатор для КС с высокой интенсивностью рентгеновского излучения и импульсной мощностью ~1 МВт, теория для которого изложена в работе [12]. Необходимо будет провести исследование процесса ионизации плотного потока газов в КС при давлениях 15-50 МПа и его влияние  на уменьшение доли несгоревшего топлива и увеличение тяги, а также изучить процесс рекомбинации ионов и электронов.  Предлагаемый в данной статье способ увеличения УИ в несколько раз поможет значительно снизить стоимость запуска для ближних и дальних околоземных орбит, а также, вероятно, начать достаточно быстрое передвижение ракет в космосе [15]. Автор глубоко благодарен за общую и финансовую помощь при выполнении данной работы в помещении организации «Аника М», ООО, г. Новосибирск, www.anikam.ru/

Список литературы:

1. Варгафтик Н.Б. Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей, М., Наука, 1972, 720 стр. 
2. Коротеев А.С., Миронов В.М., Свирчук Ю.С. Плазмотроны, М., Машиностроение, 1993 г., 296 стр.
3. Дресвин С.В., Иванов Д.В. Основы математического моделирования плазмотронов., (С-Пб политехнический университет, С-Пб., часть 2, 2006).
4. Дресвин С. В., Иванов Д. В., Нгуен К. Ши. Основы математического моделирования плазмотронов. (С-Пб. политехнический университет, С-Пб., часть 3, 2006), 138 стр.
5. Воронин С.Т. Численное моделирование сверхзвукового потока газов в коническом сопле с локальным подогревом плазмой. Письма в ЖТФ, 2022, т. 48, № 10, с.40-44. DOI: 10.21883/PJTF.2022.10.52556.19175
6. Voronin S.T. Numerical simulation of supersonic gas flow in a conical nozzle with local plasma heating. Technical Physics Letters. 2022. Vol.48. №5. P.62-66. DOI: 10.21883/TPL.2022.05.53485.19175.
7. Финкельбург В., Меккер Г. Электрические дуги и термическая плазма. М.: Издательство иностранной литературы, 1961, 210 стр.
8.  Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания. Справочник в 10 томах под редакцией академика В.П.Глушко. М.: ВИНИТИ АН СССР, 1971-1979.
9. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика, 2 тома, М.: Наука, 1991 г.
10. Федотов Н.Д. Краткий справочник инженера-физика. М.: Госатомиздат, 1961 г.
11. Добрецов Ю.П. Ускорители заряженных частиц в экспериментальной физике высоких энергий, М.: МИФИ, 2008 г., 108 стр.
12. Воронин С.Т. Ионизатор горячих газовых потоков высокой плотности рентгеновским, характеристическим излучением при фотолюминесценции комбинированного анода трансмиссионного типа. Физические основы приборостроения. 2022. Т.11. №3 (45). С.14-21. DOI: 10.25210/jfop-2203-014021.
13. Электронный ресурс www.rocketlabusa.com/launch/electron/
14. Вавилин А. В., Дегтярь В.Г., Маханьков С.А., Молчанов С.Ф. Назначение, возможности и особенности создания многоразовой одноступенчатой ракеты-носителя «Корона». ХLI Академические чтения по космонавтике. Сборник тезисов конференции. М.: 2017, C. 21.
15. Воронин С.Т. О возможности полёта одноступенчатой ракеты к планетам Солнечной системы // Сибирский аэрокосмический журнал. 2023. Т. 24, № 1. С. 76-89. DOI: 10.31772/2712-8970-2023-24-1-76-89.