Итак, по состоянию на 2017 год SpaceX, пожалуй, ближе всего к отправке на Марс чего-либо, кроме зонда или вездехода.
Более того, в планах компании довольно масштабные пилотируемые экспедиции на Красную планету, которые обеспечат длительное присутствие человека на четвертой планете от Солнца.
Кроме того, SpaceX рассматривает возможность проведения исследовательских миссий в тех частях Солнечной системы, которые даже не приходили в голову самым отчаянным романтикам ракетной индустрии.
Но какие технологии стоят за этими планами? Давайте разберемся.
Начнем с рассмотрения ракетного двигателя, который должен обеспечить реализацию этих амбициозных планов – жидкостного ракетного двигателя «Раптор».
Стендовые испытания ракетного двигателя Raptor, 25 сентября 2016 года.
МакГрегор, Техас.
Жидкостный ракетный двигатель «Раптор»: что это за зверь?
Так, жидкостный ракетный двигатель Raptor разрабатывается компанией SpaceX в рамках программы полетов к отдаленным объектам Солнечной системы.Первым по-настоящему серийным двигателем SpaceX стал «Мерлин», оснащенный парой RP-1/LOX. Об этом двигателе можно сказать, что хотя он и является самым эффективным газогенераторным двигателем на этой топливной паре в истории США и имеет рекордную тяговооруженность, в целом он в первую очередь сделан с упором на надежность, многоразовость и низкую стоимость.
.
Можно сказать, что при работе над Falcon 9 стояла задача, прежде всего, опробовать технологию многоразового использования до рутинного уровня, что в конечном итоге принесло значительные результаты.
Действительно, экономия целой ступени потенциально может сэкономить гораздо больше денег, чем уменьшение массы одноразовых агрегатов или повышение их эффективности при переходе на новые двигатели или топливные пары.
Например, на РН Союз-У2 как альтернатива керосину на «Блоке А» (вторая ступень) использовался синтин , что позволило увеличить максимальную массу полезной нагрузки на 200 кг по сравнению с базовой версией ракеты Союз-У .
Другой пример — проект советской лунной ракеты УР-700, на котором предлагалось использовать совершенно экзотические пары топлива: и без того крайне токсичный НДМГ предлагалось заменить в двигателе первой ступени РД-270 на еще более опасный.
пентаборан (В5Н9) с увеличением скорости РД-270 на 42 с, а на третьем этапе вообще предлагалось установить совершенно фантастическую по общей сложности эксплуатации и предстартовой подготовке систему, которая В основу должен был быть положен жидкостный ракетный двигатель, использующий топливную пару жидкий водород/жидкий фтор.
Химические формулы топлив, которые предполагалось использовать в двигателях РД-270: слева - НДМГ (C2H8N2; синие шарики - атомы азота, черные шарики - атомы углерода, белые шарики - атомы водорода); справа — пентаборан (B5H9; розовые шарики — атомы бора, белые шарики — атомы водорода).
Оба соединения чрезвычайно токсичны; кроме того, пентаборан имеет склонность к самовозгоранию при контакте с воздухом даже при незначительном загрязнении.
Кроме того, производство НДМГ и пентаборана значительно дороже керосина.
Конечно, если в вашем распоряжении нет многоразовых ракет, ваша полезная нагрузка много весит и космодромы расположены далеко от экватора, то напрашивается разумный вывод - за один запуск нужно запускать максимально возможные массы.
Однако необходимо учитывать, что высокий КПД или новизна агрегатов может означать и их высокую стоимость, и в этом случае есть отличный пример: долгое время на третьей ступени корабля «Союз» устанавливался двигатель.
ракета-носитель (так называемый «Блок I») РД-0110 (тяга и УИ в вакууме – 298 кН и 326 с соответственно).
Затем, начиная с модификации Союз-2.1б на «Блок I» начали устанавливать новый РД-0124 (тяга и УИ в вакууме – 294,3 кН и невероятные 359 с соответственно).
Однако, несмотря на то, что РД-0124 является самым высокоэффективным кислородно-керосиновым ракетным двигателем в мире и имеет ряд других преимуществ перед своим предшественником, переход к двигателю, созданному в XXI веке, связан с рядом проблем.
финансовые трудности: во-первых, его эксплуатация предполагает покрытие затрат на опытно-конструкторские работы (а РД-0110 был создан уже в 60-е годы); во-вторых, свои уникальные характеристики он получил за счет гораздо большего расхода материала.
Поэтому в итоге оказывается, что РД-0124 значительно дороже РД-0110, и из всей этой истории напрашивается следующий вывод: в современных условиях создание высокоэффективных одноразовых ракетных комплексов с нуля может помочь в решении текущие проблемы, но в целом эта стратегия не очень.
Экономически эффективна и не зря действительно имеет смысл устанавливать дорогие агрегаты на многоразовые ракеты или хотя бы отдельные многоразовые ступени.
И как мы увидим чуть дальше, ЖРД «Раптор» был разработан с использованием колоссального количества новых технологий и современных инженерных решений.
Двигатели третьей ступени семейства ракет «Союз»: РД-0110 (слева) и РД-0124 (справа).
Несмотря на внешнюю схожесть размеров и геометрии, РД-0124 является гораздо более технологичным и молодым агрегатом, что положительно сказывается на его характеристиках и отрицательно сказывается на конечной стоимости его эксплуатации.
Вообще SpaceX славится продуманным подходом к трате денег, именно поэтому это молодая частная компания, а не толстая, неуклюжая корпорация вроде Боинга или Локхида и им подобных, которые люблю высасывать деньги из государственного корыта или государственная монопольная структура.
Поэтому каждый шаг SpaceX на пути к цели долго обсуждается и изучается с целью возможного снижения затрат на разработку, производство и повторную эксплуатацию, и ожидать развития проектов от этой компании было бы бессмысленно.
экзотические агрегаты вроде жидкостных ракетных двигателей РД-301 на топливной паре «жидкий аммиак/жидкий фтор», что создало целую гору технологических, медицинских и экологических проблем.
Также бессмысленно было бы ожидать от SpaceX параллельных масштабных работ по разработке сразу нескольких ракет (как это было во время советской лунной программы – сверхтяжелые ракеты-носители Н-1 и УР-700 разрабатывались параллельно).
или двигатели, использующие чрезвычайно токсичный пар НДМГ / В .
Жидкостный ракетный двигатель РД-301 (жидкий аммиак/жидкий фтор) в музее Газодинамическая лаборатория (ГДЛ) В Санкт-Петербурге.
Кстати, очень интересный отрывок из первый том трехтомника под названием «Избранные сочинения академика В.
П.
Глушко» , в котором просто Обсуждаются мотивы и перспективы создания двигателей с жидким фтором в качестве окислителя.
.
Предлагаю начать обсуждение ЖРД «Раптор» с рассмотрения основных недостатков топливных пар РП-1/LOX и LH2/LOX, которые следует учитывать при выборе топлива для ЖРД:
- Например, в некотором смысле существенным недостатком керосиновых ракет является относительно низкий удельный импульс по сравнению с криогенным топливом (337 с в вакууме у РД-180, работающего на паре РП-1/LOX, против LH2/LOX, работающего на паре).
РД-0120 со своими 455-ми в вакууме (4 таких двигателя были установлены на второй ступени «энергетической» ракеты-носителя, технология/технологическая цепочка производства этого аппарата, по мнению некоторых представителей отрасли потерянный ).
В то же время удельный импульс может иметь основополагающее значение в тех случаях, когда речь идет о ракете, стартовая масса которой составляет тысячи тонн;
Жидкостный ракетный двигатель РД-0120 (Музей РКК "Энергия"), который был установлен на второй ступени ракеты-носителя "Энергия".В качестве топливной пары для этого двигателя использовался LH2/LOX. Возможность производства двигателя в том виде, в котором он был установлен на ракете-носителе «Энергия», в настоящее время утрачена.
- Также использование керосина подразумевает накопление большего количества сажи в двигателях, что может увеличить затраты на содержание многоразового двигателя или просто снизить его надежность или срок службы;
- Еще одним недостатком кислородно-керосиновых двигателей является то, что керосин склонен к коксование что приводит к необходимости подачи в камеры сгорания избыточного количества жидкого кислорода во избежание образования твердого кислорода на внутренних деталях двигателей нефтяной кокс .
Это создает сразу две трудности, если цель разработчика — многоразовая ракета: во-первых, возникает необходимость очистки двигателей от нефтяного кокса перед повторными запусками; во-вторых, избыточная подача кислорода в камеру сгорания ускоряет коррозионные процессы и приводит к износу насосных систем.
- Еще одним недостатком керосина является то, что его невозможно найти нигде, кроме Земли, поэтому, по сути, единственный способ заправить межпланетные корабли при использовании керосинового двигателя — это отправить керосин с Земли.
При этом, хотя керосин сам по себе имеет большую плотность (особенно по сравнению с водородом), все же лучше было бы как-то научиться доставлять самые незаменимые компоненты синтеза топлива с Земли на другие планеты, осуществлять производство и добыча недостающих реагентов на месте посадки межпланетного корабля.
Кроме того, в случае длительного полета с керосином на борту он может просто потерять свои свойства;
- Наконец, при всех преимуществах жидкого водорода (как уже говорилось выше, удельный импульс пары LH2/LOX в вакууме примерно на 35% выше, чем у пары RP-1/LOX, кроме того, низкая молекулярная масса молекулярный водород способствует снижению скорости износа двигателей, а процесс сгорания практически исключает накопление сажи), его использование связано с рядом трудностей:
- Чрезвычайно низкая температура жидкого водорода (около -253 градусов Цельсия) делает его не самым удобным топливом;
- Контакт водорода с металлами приводит к водородной хрупкости .
Высокопрочные стали, а также титановые и никелевые сплавы наиболее подвержены водородному охрупчиванию, что представляет опасность для ракет, при этом механизм водородного охрупчивания еще не установлен, поэтому пока не ясно, как с ним бороться.
;
- Хотя водород демонстрирует отличные удельные импульсы в вакууме, пара LH2/LOX не так хорошо работает на уровне моря.
Например, удельный импульс водородного маршевого двигателя первой ступени ракеты-носителя Дельта IV РС-68А на уровне моря составляет 360 секунд, что менее чем на 12% превышает аналогичный показатель для керосинового РД-180 - 311,3 секунды (напомню, что в вакууме водородные двигатели достигли превосходства над керосиновыми двигателями по удельному импульсу 35% );
- Наконец, пара LH2/LOX имеет катастрофически низкую плотность по сравнению с тем же керосином: 0,29 г/см^3 для LH2/LOX против 1,03 г/см^3 для РП-1/LOX, то есть она больше трех раз меньше! Конечно, более высокий удельный импульс позволяет использовать меньше топлива и окислителя в случае LH2/LOX, но он не так уж и велик, поэтому использование LH2/LOX неизбежно приводит к весьма значительному увеличению объемов топливных баков.
В случае с ИТС-РН это означало бы переход от и без того гигантских размеров к совершенно невообразимым.
Сравнение размеров некоторых ракетных комплексов.Можно отметить, что несмотря на примерно одинаковые показатели нагрузки, запускаемой на НОО РН «Протон М» (23 тонны) и Delta IV Heavy (26 тонн), и почти равные стартовые массы (705 тонн у «Протона М» и 723 тонны «Дельта IV») Использование Хэви топливной пары LH2/LOX на Delta делает Proton M похожим на карлика по сравнению с американским летающим водородным монстром.
Простой пример: полностью водородная ракета Delta IV Heavy и лучший друг казахстанского эколога на НДМГ/АТ — ракета-носитель «Протон М» способны доставить на НОО примерно одинаковый груз (чуть менее 26 тонн для «Дельты»).
и около 23 тонн для «Протона»).
.
При этом топливные баки Delta IV Heavy настолько велики, что по сути включают в себя целых три первых ступени, каждая из которых имеет высоту 40,8 метра.
Высота полностью собранной ракеты-носителя «Протон М» составляет 58,2 метра.
Кстати, «Дельта IV Heavy» тоже тяжелее «Протона М»: его стартовая масса составляет 732 тонны, что на 27 тонн больше стартовой массы «Протона».
В целом, как промежуточный итог, можно сказать, что наличие пользы от использования пары LH2/LOX на первых этапах – вопрос достаточно индивидуальный и дискуссионный.
Водородный разгонный блок М.
В.
Хруничева "КВТК" , что означает «кислородно-водородный тяжелый класс» (в рамках проекта создания разгонного блока КВТК на Воронежском Конструкторское бюро химической автоматики Водородный двигатель по схеме газогенератора уже создан РД-0146 ), а также проект водородной разгонной ступени РН «Ангара-А5» .
При этом ожидается, что использование криогенного разгонного блока позволит увеличить массу запускаемой «Ангарой-А5» на НОО с 24,5 тонны до 34-38 тонн при запуске с Космодром Восточный .
Поэтому чисто теоретически инженеры SpaceX могли бы пойти по аналогичному пути: первая ступень работала бы на керосине или другом топливе, а верхние ступени — на водороде.
Однако эта концепция в случае с ITS-РН не лишена существенных недостатков, главным из которых является необходимость строительства стартового комплекса, заправляющего гигантскую ракету большими объемами нескольких видов ракетного топлива, и SpaceX всегда стремится сократить затраты во всем.
Кроме того, если SpaceX захочет вернуть разгонные ступени, то жидкий водород снова будет не лучшим выбором.
В общем, перед инженерами небольшой, но очень гордой компании встал непростой выбор.
Первые сообщения о подготовке двигателя к полетам на другие планеты начали появляться летом 2010 года, когда тогдашний директор Центра разработки и испытаний ракет SpaceX в МакГрегоре, штат Техас (вероятно, небольшой городок с населением около 5000 человек) известен многим читателям на основе видео взлета и посадки экспериментальные стенды для отработки посадки первой ступени - Кузнечики ) Том Маркусик объявил о начале работ над газогенераторным двигателем Merlin 2. Предполагалось, что он будет использовать топливную пару РП-1/LOX и иметь тягу 7,6 МН на уровне моря и 8,5 МН в вакууме, что превосходило характеристики керосинового однокамерного «монстра» F-1, который номер пять использовался на первой ступени ракеты-носителя Сатурн-5 для запуска лунных миссий.
В заявлении также говорилось, что двигатель будет обладать беспрецедентной эффективностью, хотя на чем основывались эти заявления, сказать довольно сложно, а сам проект по разработке Merlin 2 очень быстро сошёл на нет. Возвращенная первая ступень ракеты-носителя Falcon 9 — результат испытаний Grasshoper. Вторым заявлением Тома Марказика стало объявление о проекте разработки пары жидкостных ракетных двигателей LH2/LOX «Раптор», которые предполагалось вывести на уровень тяги ~0,67 МН с удельным импульсом 470 секунд. В этой итерации предполагалось, что первая ступень будет оснащена двигателями Merlin 2, а верхняя ступень - ракетным двигателем Raptor. В итоге история с керосин-водородной суперракетой завершилась заявлением Илона Маска о том, что озвученные ранее планы следует понимать не как утвержденную программу разработки, а как результат мозговых штурмов и тему для дальнейшего обсуждения.
Вскоре он сам покинул SpaceX Том Марказик.
Первыми намеками на то, что SpaceX готовит что-то с использованием экзотической топливной пары «жидкий метан/жидкий кислород» (CH4/LOX), стали появившиеся в мае 2011 года новости о том, что SpaceX контактировала с ВВС США по поводу возможного участия компании в проекте.
государственная программа по созданию двигателей большой тяги для многоразовых ускорителей.
И действительно было что обсудить.
Дело в том, что эта заявка от ВВС США подразумевала очень высокие требования к эффективности двигателей, кроме того, в ней четко указывалось, что нужные двигатели - пара RP-1/LOX. На тот момент требованиям ВВС США соответствовали только две машины: разработанные на основе советского лунного наследия.
НК-33 Двигатель Aerojet AJ-26-500 и РД-191 производства НПО "Энергомаш".
В свою очередь, SpaceX как раз проводила консультации с заказчиками из ВВС о возможности втиснуться в эту советско-российскую «сладкую парочку» с некоторыми собственными двигателями, работающими на другом топливе.
А поскольку заявка на программу касалась двигателей большой тяги, стало понятно, что речь идет не о модернизированном ракетном двигателе «Мерлин-1», а о чем-то совершенно новом.
Шло время и новый двигатель, получивший в итоге название «Раптор», обрастал всё новыми и новыми деталями и деталями.
Сначала в 2011 году был заявлен желаемый уровень тяги 2,2 МН, во втором квартале 2013 года уже было объявлено, что проектная тяга увеличена с первоначальных 2,2 МН до 2,9 МН, а в 2014 году появилась информация о тяге 4,5 МН.
МН.
Сегодня показатели тяги «Раптора» составляют около 3 МН.
Кислородно-керосиновый жидкостный ракетный двигатель РД-191 производства НПО «Нергомаш», построенный по замкнутой схеме с окислительным генераторным газом (что это значит, будет написано ниже), МАКС-2013. Чрезвычайно эффективный, многоразовый, рекордный дросселирование тяга на уровне моря.
Максимальное зафиксированное дросселирование составляет 27% от максимального значения, что было подтверждено в реальных условиях эксплуатации при запуске ракеты-носителя «Ангара-А5»: установленный на центральном блоке РД-191 дросселировался до уровня 30%.
Одна проблема: в России пока нет многоразовых ступеней ракеты, поэтому этот довольно дорогой, по сути, многоразовый двигатель теряется после первого запуска.
25 августа 2015 года НПО «Нергомаш» приступило к созданию модернизированной версии двигателя РД-191М, которая должна быть на 10-15% мощнее базовой версии.
При этом использование метана имеет ряд важных преимуществ по сравнению с LH2/LOX и RP-1/LOX:
- Пара CH4/LOX характеризуется достаточно высокой плотностью - 0,82 г/см^3 (напомню, для LH2/LOX она составляет 0,23 г/см^3, для РП-1/LOX - 1,03 г/см^3).
^3).
Таким образом, достаточно будет увеличить размеры баков всего на 25-30% относительно аналогичной по летным характеристикам «керосиновой конструкции»;
- Хотя метан является криогенным топливом, температура его жидкого топлива далека от температуры жидкого водорода (около -161 градуса Цельсия для жидкого метана против -253 градусов Цельсия для жидкого водорода).
Кроме того, по сравнению с жидким водородом жидкий метан гораздо менее агрессивен по отношению к материалам, используемым в ракетостроении;
- Использование жидкого метана в качестве топлива значительно снижает количество образующейся в двигателях сажи по сравнению с РП-1/LOX, что позволяет снизить затраты на предстартовую подготовку многоразовых ступеней и в целом повысить надежность многоразового двигателя.
;
- Наконец, метан – доступное и дешевое топливо.
Вообще и в наших СМИ, и в зарубежных документальных фильмах можно услышать слова типа «первым двигателем замкнутого цикла был НК-33, потом об этой технологии все забыли, а потом на его основе сделали РД-180».
И все остальные страны завидуют нам/России (с)».
Например, именно так рассказана эта история в британском фильме «Двигатели, пришедшие с холода».
Канал 4, Лондон.
На самом деле двигателей с той или иной формой замкнутого цикла существует очень много (о них речь пойдет ниже).
https://www.youtube.com/watchЭv=0-gplXfApdk Документальный фильм «Двигатели, пришедшие с мороза».
Канал 4, Лондон.
В школьные годы этот фильм сильно укрепил желание автора этой статьи учиться на инженера-ракетчика или физика.
ЖРД закрытого типа (ЖРД закрытого типа) — жидкостный ракетный двигатель, выполненный по схеме с дожиганием генераторного газа.Пример двигателя, работающего по такой схеме, был разработан в конце 60-х годов 20 века в ОКБ-456 (сейчас это НПО «Энергомаш» имени академика В.В ракетном двигателе замкнутого цикла один из компонентов газифицируется в газогенераторе путем сгорания при сравнительно низкой температуре с небольшой частью другого компонента, а полученный горячий газ используется в качестве рабочего тела для турбины турбонасоса.
агрегат (ТПА).
Генераторный газ, сжигаемый на турбине, затем подается в камеру сгорания двигателя, куда также подается оставшаяся часть неиспользованного компонента топлива.
В камере сгорания завершается сгорание компонентов для создания реактивной тяги.
Различают следующие типы ЖРД замкнутого цикла:
Цитата из статьи «Жидкостный ракетный двигатель замкнутого цикла» , Википедия, с небольшими дополнениями автора.
- С окислительным генераторным газом.
Примеры: РД-253 («Протон М»), РД-170/171 («Энергия», «Зенит», в будущем, возможно, «Союз-5»), РД-180 («Атлас-В»), РД- 191/193 («Ангара», «Наро-1» (он же КСЛВ-1), «Союз-2.1в», также может быть установлен на «Антарес» вместо НК-33) РД-120 (вторая ступень «Зенита») , НК-33 (Н-1, Союз-2.1в, «Антарес», возможно Союз-2-3);
- С восстановительным генераторным газом.
Примеры: РД-0120 (вторая ступень ракеты-носителя «Энергия», SSME (Главный двигатель космического корабля), РД-857 (советская МБР).
- С полной газификацией компонентов.
Примеры: РД-270 (УР-700 и УР-900), «Раптор» SpaceX.
П.
Глушко
) ракетный двигатель РД-270 (использовался НДМГ/АТ) для советского проекта ракеты на Луну и Марс.УР-700/УР-900 (еще хорошо, что выбор пал на керосин Н-1: если бы сверхтяжелая ракета с НДМГ/АТ взорвалась в казахстанской степи через минуту после запуска, то экология на Байконуре стала бы очень плохой).
Создан в 1962-1967 годах в ОКБ-456 (ныне НПО "Энергомаш") жидкостный ракетный двигатель РД-270 (НДМГ/АТ) для советской лунно-марсианской программы УР-700/УР-900. Это первый в мире и один из двух (иногда его еще называют третьим двигателем) Интегрированный демонстратор Powerhead продюсерские компании Рокетдайн и Аэроджет ) созданные за все время двигатели с полнопоточной схемой замкнутого цикла.
Второй такой двигатель пришлось ждать более 50 лет. Несколько слов о РД-270. Его разработка началась в 1962 году и завершилась в 1967 году, то есть на 5 лет позже.
Всего с октября 1967 года до закрытия программы создания УР-700/УР-900 в июле 1969 года было проведено 27 огневых испытаний этого агрегата и собрано в общей сложности 22 экземпляра этого двигателя.
Три двигателя испытывались неоднократно, один - трижды.
Затем проект УР-700/УР-900 закрыли.
Помимо увеличения удельного импульса, замкнутая схема с полной газификацией компонентов предполагает конструкцию двигателя с уменьшенным количеством потенциальных отказов по сравнению с ЖРД с частичной газификацией.
Также полная схема газификации означает отсутствие необходимости впрыска и сжигания жидких компонентов в камере сгорания, что сводит на нет риск кавитация компонентов жидкого топлива и тем самым повышает надежность системы.
Однако такая конструкция была сопряжена с некоторыми трудностями: из-за одновременной работы четырех глубоко интегрированных важных двигателей - двух газогенераторов и двух турбонасосов и их по сути сильно взаимосвязанной работы по подаче полных продуктов газификации в основную камеру сгорания в РД-270. , низкочастотные пульсации как в газогенераторах, так и в основной камере сгорания.
Основной причиной такой опасной работы двигателя была сложность синхронизации двух работающих вместе турбонасосов, которые пытались пересилить друг друга.
В рамках проекта по созданию РД-270 эту инженерную задачу решить не удалось, и впервые справиться с ней удалось лишь 10 лет спустя, когда американские инженеры создали Жидкостный ракетный двигатель РС-25 (основной двигатель космического корабля "Шаттл") только за счет использования бортовой цифровой компьютер , аналога которого в СССР при разработке РД-270 просто не существовало.
Схема ракетного двигателя с полной газификацией.
Такая архитектура позволяет существенно повысить надежность (например, за счет уменьшения количества необходимых насосов и трубопроводов) и производительность двигателя при одновременном снижении его веса.
Preburner – газогенератор; Насос – турбонасосы; Камера сгорания – основная камера сгорания.
Для сравнения в спойлере ниже приведена схема двигателя замкнутого цикла с восстановительным генераторным газом, в котором топливо подается только через газогенератор, а окислитель также подается непосредственно из баков.
Схема двигателя замкнутого цикла с редуцирующим генераторным газом
Однако у схемы с полной газификацией есть подводный камень – основные камеры сгорания двигателей, изготовленных по этой технологии, очень сложно проверить.
Дело в том, что большинство современных двигателей можно испытывать по частям: насосы отдельно, камеры сгорания отдельно и так далее.
При использовании полной газификации это невозможно из-за того, что все детали двигателя очень зависимы друг от друга.
Замкнутая схема с полной газификацией компонентов топлива предполагает газификацию в двух отдельных газогенераторах (газогенератор — устройство для перевода твердого или жидкого топлива в газообразную форму): в одном происходит сжигание небольшой части топлива с огромным количеством расход окислителя (по сути это своего рода генератор окислительного газа), а в другом - перебор Теги: #Популярная наука #Космонавтика #Транспорт #Будущее уже здесь #космос #ИТС #ракетные двигатели #ЖРД #ракетная техника #ИТС РН #Раптор #РД-191 #НК-33 #РД-270 #УР-700
-
Qwerty Access - База Логинов Для Сайтов
19 Oct, 24
