По каким-то причинам кажется, что стандартным двигателем верхней ступени в арсенале США является RL-10. Высокопроизводительный двигатель с хорошим удельным импульсом (I уд = 450-465 с), но очень малой тягой (25 Клс).
Для Ares-1 первоначальная идея состояла в том, чтобы попробовать главный двигатель космического корабля (SSME) на второй ступени и запустить его с воздуха, что в итоге не запустилось.
SSME отлично работает в I sp (452 секунды в вакууме и 366 секунд на уровне моря) и гораздо более высокой тяге (тяга 512 Klbs), но это буквально в 20 раз больше тяги.
Из-за сложности запуска в воздухе (реального периода запуска) SSME перешли к использованию J-2X с хорошим I уд (448 с в вакууме) и примерно половинной тягой (294 Клс).
Полезная нагрузка Ares-1 на НОО была невелика (56 килофунтов) по сравнению, скажем, с Delta-4 Heavy , использующей RL10 в качестве разгонного блока.
Так что увеличение тяги в 20 раз кажется скорее помехой, чем помощью. J-2X с увеличением тяги всего в 10 раз тоже кажется проблематичным.
Вы можете дросселировать столько, сколько хотите, но 10-кратное или 20-кратное увеличение тяги кажется большой проблемой.
Я понимаю, что на разгонных ступенях я король, поэтому довольно низкая тяга RL10 так эффективна (аналогично обсуждению в вопросе Как двигатель РД-180 является разумной заменой для 2 двигателей НК-33/AJ-26 на Антарес? ).
SSME не был бы сумасшедшим. RL-10 используется на относительно легких верхних ступенях: Centaur и DCSS плюс их полезная нагрузка находятся в диапазоне 20-40 тонн, а отношение тяги к массе оказывается на уровне 0,3: 1 - недостаточно для подъема. выключен, но подходит для круговой орбиты, как только первая ступень проведет большую часть пути к высоте.
Если у вас в 10 раз больше тяги, вы можете толкать гораздо большую полезную нагрузку при том же ускорении, так что вторая ступень Ареса-I будет гораздо более крупным зверем.
Я точно не знаю, насколько большой была бы концептуальная вторая ступень Ares-I, основанная на SSME, но вы знаете, как я люблю математику на оборотной стороне конверта:
С шаттлом SRB с тягой 12000 кН, общий вес 800 тонн мог бы стартовать с площадки при тяговооруженности 1,5:1, что является приличным. SRB составляет 600 тонн, поэтому вторая ступень плюс Орион должны были составить 200 тонн. SSME при 1860 кН толкает это примерно до 1: 1 TWR, когда он загорается, увеличиваясь по мере выгорания топлива, что действительно намного выше, чем у большинства ступеней RL-10, но не является неприемлемо высоким.
Согласно Википедии, кажется, что Орион собирался съесть слишком много из этого 200-тонного массового бюджета:
Вскоре после того, как первоначальный проект был одобрен, дополнительные испытания показали, что космический корабль «Орион» будет слишком тяжелым для четырехсегментной ракеты-носителя.
Таким образом, конструкция эволюционировала от 4-сегментной ступени SRB + SSME к 5-сегментной ступени SRB + J-2. Пятисегментный ускоритель увеличивает тягу до 16000 кН (и, предположительно, вес примерно до 750 т), что дает вам 1088 т при соотношении 1,5:1. Разгонная ступень 338 т, J-2X при тяге 1310 кН, дает гораздо более низкое TWR при разделении, примерно 0,4:1, что очень похоже на то, что вы видите для разгонных ступеней с приводом RL-10.
Ходили слухи, что воздушный старт ССМЭ при отделении ступеней был возможен, а перезапуск его для любого вида орбитального прожига - нет. Я никогда не видел, чтобы это открыто обсуждалось, и с трудом могу поверить, что это не было учтено в концептуальном проекте, но что- то заставило их переключиться на J-2X, что впоследствии оказало пагубное влияние на программу.
джоффк
Органический мрамор
Эрик