Двигатель жидкостно-воздушного цикла

Двигатель с жидкостным воздушным циклом ( LACE ) — это тип двигателя космического корабля , который пытается повысить свою эффективность, собирая часть своего окислителя из атмосферы . Двигатель с жидкостным воздушным циклом использует топливо на основе жидкого водорода (LH2) для сжижения воздуха.

В ракете на жидком кислороде /жидком водороде жидкий кислород (LOX), необходимый для сгорания, составляет большую часть веса космического корабля при старте, поэтому, если часть его можно будет собрать из воздуха по пути, это может значительно снизить взлетный вес космического корабля.

LACE изучался в некоторой степени в США в конце 1950-х и начале 1960-х годов, и к концу 1960 года Marquardt имел работающую испытательную систему. Однако, поскольку NASA перешло на баллистические капсулы в рамках проекта Mercury , финансирование исследований крылатых транспортных средств постепенно прекратилось, а вместе с ним и работа LACE.

LACE также был основой двигателей British Aerospace HOTOL, разработанных в 1980-х годах, но дальше исследований дело не продвинулось. ^{[ сомнительно – обсудите ] [ необходима цитата ]}

Концептуально LACE работает путем сжатия и быстрого сжижения воздуха. Сжатие достигается за счет эффекта набегающего потока воздуха в воздухозаборнике, аналогичном тому, который используется в высокоскоростных самолетах, таких как Concorde , где впускные рампы создают ударные волны , которые сжимают воздух. Затем конструкция LACE продувает сжатый воздух через теплообменник , в котором течет жидкое водородное топливо. Это быстро охлаждает воздух, и различные компоненты быстро сжижаются. Благодаря тщательной механической компоновке жидкий кислород может быть удален из других частей воздуха, в частности, воды , азота и углекислого газа , после чего жидкий кислород может подаваться в двигатель как обычно. Будет видно, что ограничения теплообменника всегда заставляют эту систему работать с соотношением водорода и воздуха, намного более богатым, чем стехиометрическое, с последующим ухудшением производительности ^[1] , и, таким образом, часть водорода сбрасывается за борт.

Использование крылатого носителя позволяет использовать подъемную силу вместо тяги для преодоления гравитации, что значительно снижает потери гравитации. С другой стороны, снижение потерь гравитации достигается ценой гораздо более высокого аэродинамического сопротивления и аэродинамического нагрева из-за необходимости оставаться намного глубже в атмосфере, чем чистая ракета во время фазы разгона .

Чтобы существенно уменьшить массу кислорода, перевозимого при запуске, аппарат LACE должен провести больше времени в нижних слоях атмосферы, чтобы собрать достаточно кислорода для питания двигателей в течение оставшейся части запуска. Это приводит к значительному увеличению нагрева аппарата и потерь на сопротивление, что, следовательно, увеличивает расход топлива для компенсации потерь на сопротивление и дополнительной массы системы тепловой защиты . Этот повышенный расход топлива в некоторой степени компенсирует экономию массы окислителя; эти потери, в свою очередь, компенсируются более высоким удельным импульсом , I _sp , воздушно-реактивного двигателя. Таким образом, инженерные компромиссы, связанные с этим, довольно сложны и весьма чувствительны к сделанным конструктивным предположениям. ^[2]

Другие проблемы возникают из-за относительных материальных и логистических свойств LOx по сравнению с LH ₂ . LOx довольно дешев; LH ₂ почти на два порядка дороже. ^[3] LOx плотный (1,141 кг/л), тогда как LH _​​2 имеет очень низкую плотность (0,0678 кг/л) и поэтому очень громоздкий. (Чрезвычайная громоздкость резервуаров LH2 имеет тенденцию увеличивать сопротивление транспортного средства за счет увеличения его лобовой площади .) Наконец, резервуары LOx относительно легкие и довольно дешевые, в то время как глубокая криогенная природа и экстремальные физические свойства LH ₂ требуют, чтобы резервуары LH ₂ и трубопроводы должны быть большими и использовать тяжелые, дорогие, экзотические материалы и изоляцию. Следовательно, как затраты на использование LH ₂ вместо углеводородного топлива могут значительно перевесить выгоду от _{использования} LH ₂ в одноступенчатой ​​ракете-носителе для вывода на орбиту , так и затраты на использование большего количества LH ₂ в качестве топлива и охладителя для сжижения воздуха в LACE могут значительно перевесить выгоду, получаемую за счет отсутствия необходимости брать на борт так много LOx.

Самое важное, что система LACE намного тяжелее чистого ракетного двигателя с такой же тягой (воздушно-реактивные двигатели почти всех типов имеют относительно низкие показатели тяги к весу по сравнению с ракетами), а на производительность ракет-носителей всех типов особенно влияет увеличение сухой массы транспортного средства (например, двигателей), которую необходимо нести на всем пути к орбите, в отличие от массы окислителя, которая будет сгорать в ходе полета. Более того, более низкое отношение тяги к весу воздушно-реактивного двигателя по сравнению с ракетой значительно снижает максимально возможное ускорение ракеты-носителя и увеличивает потери на гравитацию , поскольку для разгона до орбитальной скорости требуется больше времени. Кроме того, более высокие потери на воздухозаборник и сопротивление планера траектории запуска подъемного воздушно-реактивного транспортного средства по сравнению с чистой ракетой на баллистической траектории запуска вводят дополнительный штрафной член в уравнение ракеты, известный как бремя воздушно-реактивного двигателя . ^[4] Этот термин подразумевает, что если только аэродинамическое качество ( L / D ) и ускорение летательного аппарата по сравнению с силой тяжести ( a / g ) не являются неправдоподобно большими для гиперзвукового воздушно-реактивного летательного аппарата, преимущества более высокого I _sp воздушно-реактивного двигателя и экономия массы жидкого кислорода в значительной степени теряются.${\displaystyle {\frac {1}{1+{\frac {gD}{aL}}}}}$

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

LACE изучался в некоторой степени в Соединенных Штатах Америки в конце 1950-х и начале 1960-х годов, где он рассматривался как «естественный» вариант для проекта крылатого космического корабля, известного как Aerospaceplane . В то время концепция была известна как LACES, Liquid Air Collection Engine System (система двигателя для сбора жидкого воздуха). Затем сжиженный воздух и часть водорода закачиваются непосредственно в двигатель для сжигания.

Когда было продемонстрировано, что относительно легко отделить кислород от других компонентов воздуха, в основном азота и углекислого газа, появилась новая концепция ACES ( система сбора и обогащения воздуха) . Это оставляет проблему, что делать с оставшимися газами. ACES впрыскивала азот в прямоточный воздушно-реактивный двигатель, используя его в качестве дополнительной рабочей жидкости , пока двигатель работал на воздухе, а жидкий кислород хранился. По мере того, как самолет набирал высоту, а атмосфера разрежалась, недостаток воздуха компенсировался увеличением потока кислорода из баков. Это делает ACES эжекторным прямоточным воздушно-реактивным двигателем (или ramrocket) в отличие от чисто ракетной конструкции LACE.

В исследовании LACES участвовали и Marquardt Corporation , и General Dynamics . Однако, поскольку NASA перешло на баллистические капсулы в рамках проекта Mercury , финансирование исследований крылатых аппаратов постепенно прекратилось, а вместе с ним и ACES.

• Ракета с воздушным усилением
• РБ545
• Реактивные двигатели SABRE — предварительно охлажденный реактивный двигатель , который охлаждает, но не сжижает воздух.
• ГПВРД

• Уравнение ракетного цикла на жидком воздухе
• ОТОЛ
• Уравнение ракетного цикла на жидком воздухе, Генри Спенсер Комментарий
• Ракеты, а не воздушно-реактивные самолеты, станут космическими кораблями будущего