삼프로판트로켓

Tripropellant rocket

3추진제 로켓은 3개의 추진제를 사용하는 로켓으로, 각각 2개 또는 1개의 추진제를 사용하는 일반적인 2중추진제 로켓이나 1중추진제 로켓과는 반대된다.3단 추진제 시스템은 높은 비충격성을 가지도록 설계될 수 있으며, 설계 궤도를 도는 단일 단계에 대해 조사되었습니다.Rocketdyne와 Energomash에 의해 3단 추진제 엔진이 테스트되었지만, 3단 추진제 로켓은 제작되거나 비행된 적이 없습니다.

3단 로켓에는 두 가지 다른 종류가 있다.하나는 로켓 엔진으로 3개의 추진제를 혼합하여 3개의 추진제를 동시에 태웁니다.또 다른 종류의 3중 추진제 로켓은 하나의 산화제와 두 개의 연료를 사용하여 비행 중에 두 개의 연료를 순차적으로 연소시키는 로켓이다.

동시 굽기

동시 3중 추진제 시스템은 기존의 2중 추진제 시스템과 함께 베릴륨 또는 리튬과 같은 고에너지 밀도 금속 첨가제를 사용하는 경우가 많습니다.이러한 모터에서 산화제를 사용한 연료 연소는 산화제와 금속 사이의 보다 에너지적인 반응에 필요한 활성화 에너지를 제공합니다.이러한 시스템의 이론적 모델링은 이원 추진제 모터에 비해 이점을 제시하지만, 몇 가지 요소들은 고체 금속을 드러스트 챔버에 주입하는 어려움, 열, 질량, 운동량 제한, 그리고 m의 연소를 달성하고 유지하는 어려움 등 실질적인 구현을 제한합니다.에탈[1]

1960년대에 로켓다인은 액체 리튬, 기체 수소, 액체 불소의 혼합물을 사용하여 542초의 특정 임펄스를 발생시켜 화학 로켓 [2]모터로 측정된 값 중 가장 높은 값을 생성했다.

연속 굽기

연속 3단 로켓에서는 연료가 비행 중에 바뀌기 때문에 모터는 비행 초기에 등유와 같은 고밀도 연료의 높은 추진력과 나중에 액체 수소(LH2)와 같은 가벼운 연료의 높은 비압력을 결합할 수 있다.그 결과 단일 엔진이 스테이징의 일부 이점을 제공합니다.

예를 들어, 소량의 액체 수소를 등유 연소 엔진에 주입하면 추진제 밀도를 저하시키지 않고 현저한 특이적 임펄스 개선을 달성할 수 있습니다.이는 RD-701이 진공 상태에서 415초의 특정 임펄스를 달성한 것으로 입증되었으며(순수 LH2/LOX RS-68보다 높음), 유사한 팽창비를 가진 순수 등유 엔진은 330~[3]340초를 달성합니다.

액체 수소는 그럴듯한 로켓 연료 중 가장 큰 특정한 자극을 주지만, 낮은 밀도 때문에 그것을 유지하기 위해서는 거대한 구조물이 필요하다.이러한 구조는 무게가 많이 나가 연료 자체의 가벼운 무게를 어느 정도 상쇄할 수 있으며 대기 중에 더 큰 항력을 초래할 수도 있습니다.등유는 비충동이 적은 반면 밀도가 높아 구조물이 작아져 질량이 줄어들고 대기 항력에 대한 손실도 줄어든다.또한 등유 기반 엔진은 일반적으로 더 높은 추력을 제공하며 이는 이륙에 중요하며 중력 항력을 감소시킨다.따라서 일반적으로 고도에 "스위트 스폿"이 있는데, 이 경우 한 종류의 연료가 다른 연료보다 더 실용적이 됩니다.

전통적인 로켓 디자인은 스테이징을 통해 이 스위트 스팟을 유리하게 사용합니다.예를 들어, 토성 V는 RP-1(케로센)로 구동되는 저단과 LH2로 구동되는 고단을 사용했습니다.초기 우주왕복선 설계 작업 중 일부는 유사한 디자인을 사용했는데, 한 단계는 등유를 사용하여 상층 대기권으로 이동하며, LH2로 구동되는 상층 스테이지가 빛을 발하고 거기에서 계속 작동하도록 했다.이후 셔틀 디자인은 다소 유사하지만, 저단부에는 고체 로켓을 사용했다.

SSTO 로켓은 단순히 두 세트의 엔진을 운반할 수 있지만, 이것은 우주선이 비행의 대부분 동안 한 세트 또는 다른 세트를 "꺼짐"으로 운반한다는 것을 의미한다.충분히 가벼운 엔진이라면 이 방법이 합리적일 수 있지만 SSTO 설계는 매우 높은 질량 비율을 요구하기 때문에 추가 중량에 대한 여백이 매우 얇습니다.

이륙 시 엔진은 일반적으로 두 연료를 모두 연소시키고, 배기 플룸을 "튜닝" 상태로 유지하기 위해 고도에 따라 혼합물을 점진적으로 변경하며(플러그 노즐과 개념은 비슷하지만 일반 벨을 사용하는 전략), 결국 등유가 연소되면 완전히 LH2로 전환됩니다.이때 엔진은 대부분 직진 LH2/LOX 엔진으로, 여분의 연료 펌프가 매달려 있습니다.

이 개념은 1971년 8월 우주왕복선, 우주항공의 혼합 모드 추진 개념에 관한 첫 번째 연구를 발표한 로버트 살켈드에 의해 미국에서 처음 탐구되었다.그는 지상 기지와 대형 제트기에서 공기로 발사되는 엔진을 사용한 많은 디자인을 연구했다.그는 3프로펠러 엔진의 경우 페이로드 분율이 100% 이상 향상되고 추진제 부피가 65% 이상 감소하며 건조 중량이 20% 이상 감소한다는 결론을 내렸습니다.두 번째 디자인 시리즈에서는 Shuttles SRB를 트라이프로판트 기반 부스터로 교체하는 방법을 연구했는데, 이 경우 엔진이 전체 디자인 중량을 거의 절반으로 줄였습니다.그의 마지막 완전한 연구는 3추진제와 (일부 버전에서는) 플러그 노즐을 모두 사용한 오비탈 로켓 비행기에 대한 것이었고, 결과적으로 전통적인 [4]활주로에서 작동할 수 있는 록히드 SR-71보다 약간 더 큰 우주선을 만들었다.

트라이프로판트 엔진은 러시아에서 만들어졌다.코스버그와 글러시코는 1988년 SSTO 우주선 MAKS를 위해 많은 실험용 엔진을 개발했지만 1991년 자금 부족으로 엔진과 MAKS 모두 취소되었다.글루시코의 RD-701은 제작되어 시험 발사되었지만, 몇 가지 문제가 있었지만, Energomash는 이 문제가 완전히 해결 가능하며, 이 설계가 발사 비용을 [3]약 10배 절감할 수 있는 한 가지 방법을 나타낸다고 느끼고 있습니다.

레퍼런스

  1. ^ Zurawski, Robert L. (June 1986). "Current Evaluation of the Tripropellant Concept" (PDF). ntrs.nasa.gov. NASA. Retrieved 14 February 2019.
  2. ^ Clark, John (1972). Ignition! An Informal History of Liquid Rocket Propellants. Rutgers University Press. pp. 188–189. ISBN 0-8135-0725-1.
  3. ^ a b Wade, Mark. "RD-701". astronautix.com. Archived from the original on August 11, 2016. Retrieved 14 February 2019.
  4. ^ Lindroos, Marcus (15 June 2001). "Robert Stalkeld's "Tripropellant" RLVs". Retrieved 14 February 2019.