Рідинний ракетний двигун замкнутої схеми

РРД замкнутої схеми ( РРД закритого циклу ) — рідинний ракетний двигун, виконаний за схемою з допаленням генераторного газу. В ракетному двигуні замкнутої схеми один з компонентів газифікується в газогенераторі за рахунок спалювання при відносно невисокій температурі з невеликою частиною іншого компонента, і одержуваний гарячий газ використовується як робоче тіло турбіни турбонасосного агрегату (ТНА). Спрацьований на турбіні генераторний газ потім подається в камеру згоряння двигуна, куди також подається решта невикористаного компонента палива. У камері згоряння завершується спалювання компонентів із створенням реактивної тяги.

РРД замкнутої схеми

Залежно від того, який саме компонент газифікований повністю, розрізняють двигуни закритою схеми з окислювальним генераторним газом (приклади: РД-253, РД-171/170, РД-180, РД-120, НК-33, BE-4), з відновлювальним генераторним газом (приклади: РД-0120, RS-24, РД-857, LE-7 / LE-7A, RS-25) і з повною газифікацією компонентів (РД-270, Раптор (SpaceX).

ІсторіяРедагувати

Замкнута схема РРД була вперше запропонована А. М. Ісаєвим в 1949 році. Перший двигун, створений за цією схемою, був РРД 11Д33 (S1.5400), розроблений колишнім помічником Ісаєва Мельниковим, який використовувався в створюваних радянських ракетах-носіях (РН).[1][2] Приблизно в той же час, в 1959 році, Н. Д. Кузнєцов почав роботу над РРД із замкнутою схемою НК-9 для балістичної ракети ГР-1 конструкції С. П. Корольова. Кузнєцов пізніше розвинув цю схему в двигунах НК-15 і НК-33 для невдалої місячної РН Н1 і Н1Ф. Модифікацію двигуна НК-33, РРД НК-33-1, планується використовувати на центральній ступені РН «Союз-2-3». Перший некріогенний РРД закритої схеми РД-253 на компонентах гептил / N2O4 був розроблений У. П. Глушко для РН «Протон» в 1963 році.

Після невдачі програми розробки РН Н1 і Н1Ф, Кузнецову було наказано знищити технологію розробки ЖРД НК-33, але замість цього десятки двигунів були законсервовані і поміщені на склад. У 1990-х, фахівці Аероджет відвідали це підприємство, в ході якого була досягнута домовленість про демонстраційні випробуваннях двигуна в США для підтвердження параметрів питомого імпульсу та інших специфікацій.[3] Російський двигун РД-180, одержуваний Локхід Мартін і пізніше ULA — Об'єднаний альянс запусків для РН Атлас III і Атлас-5, також використовує замкнуту схему з допаленням генераторного газу, який перенасичений окислювачем.

Першим РРД замкнутої схеми на заході був лабораторний двигун, створений в 1963 році німецьким інженером Людвігом Бельковим.

Маршовий двигун космічного човника RS-25 (SSME) є ще одним прикладом РРД замкнутої схеми і є першими двигуном даного типу, які використовували компоненти кисень / водень. Радянський аналог РД-0120 — використовувався в центральному блоці системи РН «Енергія» — має ряд технічних удосконалень.

Порівняння з іншими схемамиРедагувати

На відміну від двигунів відкритої схеми, в двигуні замкнутої схеми генераторний газ після спрацьовування на турбіні не викидається в навколишнє середовище, а подається в камеру згоряння, беручи участь таким чином у створенні тяги і підвищуючи ефективність двигуна (питомий імпульс).

У двигуні закритої схеми витрата робочого тіла через турбіну ТНА істотно вища, аніж у двигуні відкритої схеми, що робить можливим досягнення більш високих тисків у камері згоряння. При цьому розміри камери згоряння зменшуються, а ступінь розширення сопла збільшується, що робить його більш ефективним при роботі в атмосфері.

Недоліком цієї схеми є важкі умови роботи турбіни, більш складна система трубопроводів через необхідність транспортування гарячого генераторного газу до основної камери згоряння, що має великий вплив на загальну конструкцію двигуна і ускладнює управління його роботою.

Замкнута схема з повною газифікацією компонентівРедагувати

 
Замкнута схема з повною газифікацією компонентів палива

Замкнута схема з повною газифікацією компонентів палива (англ. Full flow staged combustion, FFSCC — «повнопотоковий ступінчастий цикл згоряння») представляє з себе різновид замкнутої схеми, в якій здійснюється газифікація всього палива в двох газогенераторах: в одному невелика частина пального спалюється з майже повною витратою окислювача, а в іншому — майже повний витрата пального спалюється з частиною окислювача. Отримані генераторні гази використовуються для приводу турбонасосних агрегатів (ТНА).

Велика витрата робочого тіла через турбіни дозволяє отримувати дуже високий тиск в камері згоряння двигуна. При використанні даної схеми турбіни мають меншу температуру, так як через них проходить більша маса, що має привести до більш тривалого функціонуванню двигуна і його більшої надійності. Наявність двох газогенераторів дозволяє встановлювати паливні та окисні насоси окремо один від одного, що знижує пожежонебезпечність.

Повна газифікація компонентів приводить також до більш швидких хімічних реакцій згоряння в основній камері, що збільшує питомий імпульс РРД даної схеми на 10-20 сек — у порівнянні з двигунами інших схем. Наприклад, двигуни РД-270 і РД-0244 мають тиск у камері згоряння (26,1 / 27,5 МПа), але за рахунок газифікації компонентів палива досягається збільшення ефективності до 7-8% (301/280 сек).[4]

Стримуючими факторами розвитку двигунів цього типу є їх велика вартість у порівнянні з HРД інших схем, а також допустимі температури, при яких можуть знаходитися хімічні компоненти до їх спалювання в камері згоряння.

Проекти двигунів з повною газифікацієюРедагувати

У СРСР дана схема роботи двигуна з повною газифікацією компонентів була реалізована в РРД РД-270 для окисного і паливного незалежних контурів у 1969-у році.

Для пари водень/кисень за цією схемою НАСА і ВПС США проводили стендові випробування «Інтегрованого демонстратора силовий насадки»[5]

Компанія SpaceX розробляє і проводить випробування двигуна Раптор, який використовує метан і кисень.

Див. такожРедагувати

ПриміткиРедагувати

  1. George Sutton. История ЖРД. 2006
  2. РКК «Энергия»: ЖРД 11Д33
  3. Cosmodrome. History Channel, interviews with Aerojet and Kuznetsov engineers about the history of staged combustion
  4. Див. також рідкий водень для порівняння характеристик газифікованого та рідкого водню.
  5. Стендовые испытания ЖРД нового поколения Новости космонавтики, январь 2004

ПосиланняРедагувати