In Bezug auf das Schub-Gewichts-Verhältnis war der für die sowjetische N-1-Rakete entwickelte NK-33-Motor zu dieser Zeit mit einem Schub-Gewichts-Verhältnis von 137 der mit Abstand beste der Welt. Aber nachfolgende russische Raketentriebwerke hatte signifikant schlechtere Schub-Gewichts-Verhältnisse (obwohl besserer spezifischer Impuls); Ich denke insbesondere an das RD-170 (TWR von 75) und seine Derivate, das RD-180 (TWR 78) und RD-191 (TWR 89). Warum waren diese späteren Motoren zumindest in Bezug auf das Schub-Gewichts-Verhältnis (das für Triebwerke der ersten Stufe entscheidend ist) unterlegen?
Mir fallen da ein paar Möglichkeiten ein:
Spätere Motoren wurden überarbeitet, um sie zuverlässiger zu machen? Ich weiß nicht wie ich das einschätzen soll. Diese Motoren flogen eigentlich nie auf der N-1, daher hätte der schlechte Ruf der N-1 nicht auf sie zurückfallen dürfen. Ich habe Aussagen gesehen, dass die NK-33-Triebwerke sehr zuverlässig waren, weil die Konstrukteure aus den Fehlern der vorherigen N-1-Triebwerke gelernt haben. Ich weiß auch, dass der Startfehler der Antares-100 durch eine NK-33 verursacht wurde und dass Orbital ATK anschließend auf einen anderen Motor für die Antares-200 umgestiegen ist; Da der Motor in diesem Fall jedoch 40 Jahre lang in einem Schuppen stand und von einer amerikanischen Firma überholt wurde, ist nicht klar, ob seine Unzuverlässigkeit mit dem ursprünglichen Design in Verbindung gebracht werden kann.
TWR wurde in späteren Motoren für einen bestimmten Impuls geopfert? Die NK-33 hatte einen meeresspiegelspezifischen Impuls von 297 Sekunden; Die oben erwähnten RD-Motoren variieren von 309s bis 311s. Meine Intuition beim Spielen von Kerbal Space Program ist, dass dies ein ungünstiger Kompromiss für Triebwerke der ersten Stufe ist, aber ich habe keine Zahlen für echte Raketen ermittelt. und es ist auch möglich, dass Designer Designs und / oder Komponenten zwischen Triebwerken der ersten und oberen Stufe wiederverwendeten.
Spätere Motoren hatten eine Gimbaling-Fähigkeit und fügten erhebliches Gewicht hinzu? Als Aerojet die Triebwerke überholte und kardanische Aufhängungen hinzufügte, hatte der resultierende AJ26-62 eine um 19 % höhere Triebwerksmasse . Dies deutet darauf hin, dass Gimbaling eine Abnahme des TWR von 137 auf etwa 115 erklären könnte, aber nicht auf 75 oder sogar 89.
Sowjetische Konstruktionsbüros teilten keine technologischen Verbesserungen? Ich hoffe wirklich, dass dies nicht die richtige Antwort ist, da ich eher etwas über Raketentriebwerke als über sowjetische Politik lernen möchte. Und was meine Hoffnung stärkt, obwohl die nachfolgenden russischen Motoren von einem anderen Konstruktionsbüro hergestellt wurden, hatten sie die gleiche sauerstoffreiche Technologie mit geschlossenem Kreislauf wie der NK-33; Wenn die Raketenwissenschaftler diese Technologie teilten (was damals von westlichen Raketenwissenschaftlern für unmöglich gehalten wurde), warum hätten sie dann nicht alle anderen Tricks geteilt, die dazu gehörten, einen so leichten Motor zu bekommen?
Eine zusätzliche Anmerkung: Die RD- *Triebwerke waren erheblich größer als die NK-33, daher könnte man argumentieren, dass TWR für den Schub pro Triebwerk geopfert wurde (vielleicht, weil nach dem Ausfall des N-1 eine große Anzahl kleinerer Triebwerke nicht als a tragfähige Strategie). Ich würde jedoch (naiv?) Erwarten, dass Skaleneffekte einem größeren Raketentriebwerk tendenziell einen besseren TWR verleihen würden, nicht einen schlechteren.
TWR wurde in späteren Motoren für einen bestimmten Impuls geopfert? Die NK-33 hatte einen meeresspiegelspezifischen Impuls von 297 Sekunden; Die oben erwähnten RD-Motoren variieren von 309s bis 311s. Meine Intuition beim Spielen von Kerbal Space Program ist, dass dies ein ungünstiger Kompromiss für Triebwerke der ersten Stufe ist ...
Im RD-170-Fall ist es fast genau ein gleichmäßiger Leistungskompromiss; Die Treibmasse dominiert die Masse der Triebwerke für die meisten Raketenstufen, sodass selbst kleine Unterschiede im spezifischen Impuls große Unterschiede im TWR des Triebwerks aufwiegen können.
5x NK-33 erzeugen nur 4% mehr Schub als ein einzelnes RD-170. Wenn wir für die Nennbrenndauer von 150 Sekunden beim RD-170 und 144 Sekunden beim NK-33 tanken, erhalten wir im Laufe des Brennvorgangs den gleichen Gesamtimpuls.
Unter der Annahme von 6 % der Treibmittelmasse für Tanks plus 200 Tonnen nicht-tanksspezifischer Struktur, Oberstufe und Nutzlast erhalten Sie eine bemerkenswert ähnliche Leistung: Der RD-170 erzeugt 2840 m/s Delta-V und der 5x NK -33 erzeugt 2820 m/s (berechnet unter Verwendung des meeresspiegelspezifischen Impulses; der vakuumspezifische Impuls gibt dem NK-33 die Nase vorn, wenn auch mit einem kleineren Rand).
Die Beschleunigung vom Pad ist fast identisch: 1,25 g für das RD-170, 1,27 g für das 5x NK-33.
Wenn Sie die Brenndauer erhöhen, nimmt die Treibmittelmasse zu, und daher wird der spezifische Impuls im Verhältnis zum TWR wichtiger. 150 Sekunden sind am kurzen Ende der Verbrennungen der ersten Stufe, und die -180 und -191 wurden für viel längere Verbrennungen als die -170 bewertet.
Sowjetische Konstruktionsbüros teilten keine technologischen Verbesserungen? ...wenn die Raketenwissenschaftler die [oxidationsmittelreiche gestufte Verbrennung]-Technologie teilten, warum hätten sie dann nicht die anderen Tricks geteilt, die erforderlich waren, um einen so leichten Motor zu bekommen?
Das Teilen von Engineering-Techniken ist eine Sache; Eine andere Agentur dazu zu bringen, diese Techniken unverändert zu übernehmen, ist eine ganz andere. Kuznetsov und Glushko waren zwei verschiedene Designer mit zwei verschiedenen Philosophien; Selbst mit Zugriff auf die gleiche Trickkiste wäre es überraschend, wenn sich ihre Motoren nicht in wesentlichen Punkten unterscheiden würden.
Spätere Motoren wurden überarbeitet, um sie zuverlässiger zu machen?
Dies ist eine definitive Möglichkeit. Dies wäre nicht einmal unbedingt eine bewusste Entscheidung aufgrund von Mängeln im NK-33 gewesen – es könnte nur das Ergebnis des Bauchgefühls eines Designers sein, wie viel Sicherheitsspielraum beim Design vorgesehen werden sollte.
Letztendlich werden Sie jedoch enttäuscht, wenn Sie nach rein leistungsbasierten Erklärungen für die Verwendung eines Motors anstelle eines anderen suchen. Keine Rakete wird jemals mit leistungsoptimalen Teilen gebaut. Es gibt politische Überlegungen darüber, welches Büro/Werk/Firma welche Aufträge bekommt. Es gibt Kosten- und Zeitüberlegungen (die oft widersprüchlich sind) und Entwicklungs- versus Produktionsüberlegungen (die oft widersprüchlich sind). Ein Motor, der 5 Mio. USD kostet , ist möglicherweise wünschenswerter als ein Motor, der bei 10 Mio. USD pro Einheit eine um 20 % bessere Leistung erbringt.
Karl Staats
Russell Borogove
Russell Borogove