Жидкостный ракетный двигатель



ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ЖРД)ракетный двигатель, работающий на жидком ракетном топливе. Превращение топлива в реактивную газовую струю, создающую тягу, происходит в камере. В современных ЖРД используются как двухкомпонентные ракетные топлива, состоящие из окислителя и горючего, которые хранятся в отдельных баках, так и однокомпонентные ракетные топлива, являющиеся жидкостями, способными к каталитическому разложению. По роду используемого окислителя ЖРД бывают азотнокислотные, азоттетроксидные (окислитель — четырёхокись азота), кислородные, перекисьводородные, фторные и др. В зависимости от значения тяги различают ЖРД малой, средней и большой тяги. Условными границами между ними являются 10 кН и 250 кН (на ЛА устанавливались ЖРД с тягой от десятых долей Н до 8 МН). ЖРД характеризуются также удельным импульсом тяги, режимом работы, габаритами, удельной массой, давлением в камере сгорания, общим устройством и конструкцией основных агрегатов. ЖРД является основным типом космических двигателей и широко применяется также в высотных исследовательских ракетах, боевых баллистических ракетах дальнего действия, зенитных управляемых ракетах; ограниченно — в боевых ракетах других классов, на экспериментальных самолётах и т. д.

Схема ЖРД с насосной подачей топлива в составе двигательной установки:
1 – выпускной патрубок газовой турбины;
2 – теплообменник – испаритель жидкого окислителя;
3 – теплообменник – подогреватель холодного газа;
4 – насос окислителя;
5, 6 – газовые магистрали наддува баков;
7 – баллон сжатого газа;
8 – бак жидкого окислителя;
9 – бак жидкого горючего;
10 – насос горючего;
11 – газовая турбина;
12 – газогенератор;
13 – камера

Основные проблемы при создании ЖРД: рациональный выбор топлива, удовлетворяющего энергетическим требованиям и условиям эксплуатации; организация рабочего процесса для достижения расчётного удельного импульса; обеспечение устойчивой работы на заданных режимах, без развитых низкочастотных и высокочастотных колебаний давления, вызывающих разрушительные вибрации двигателя; охлаждение ракетного двигателя, подверженного воздействию агрессивных продуктов сгорания при весьма высоких температурах (до 5000 К) и давлениях до многих десятков МПа (это воздействие усугубляется в некоторых случаях присутствием конденсированной фазы в сопле); подача топлива (криогенного, агрессивного и др.) при давлениях, доходящих для мощных двигателей до многих десятков МПа, и расходах до нескольких т/с; обеспечение минимальной массы агрегатов и двигателя в целом, работающих в весьма напряжённых режимах; достижение высокой надёжности.

ЖРД был предложен К. Э. Циолковским в 1903 году как двигатель для полёта в космос. Учёный разработал принципиальную схему ЖРД, указал наиболее выгодные ракетные топлива, исследовал вопросы устройства основных агрегатов. Практические работы по созданию ЖРД были начаты в 1921 году в США Р. Годдардом (R. Goddard). В 1922 году он впервые зарегистрировал тягу при испытании экспериментального ЖРД, а в 1926 году осуществил пуск небольшой жидкостной ракеты. В конце 20-х – начале 30-х гг. к разработке ЖРД приступили в Германии, СССР и других странах. В 1931 году были испытаны первые советские ЖРД ОРМ и ОРМ-1, созданные В. П. Глушко в Газодинамической лаборатории. В 1933 году испытана двигательная установка ОР-2 конструкции Ф. А. Цандера, а двигатель 10, созданный Группой изучения реактивного движения, обеспечил полёт жидкостной ракеты.

До начала 2-й мировой войны 1939-45 гг. в СССР и США появились опытные образцы ЖРД с тягой до нескольких кН, предназначенные для экспериментальных летательных аппаратов. Интенсивные работы в области ракетной техники, проводившиеся в Германии во время войны, вызвали появление разнообразных типов ЖРД боевого назначения, многие из которых производились серийно. Лучшими были ЖРД конструкции X. Вальтера (H. Walter) (в т.ч. ХВК 109-509А (HWK 109-509A)) и X. Зборовского (H. Zborowski), ЖРД зенитной управляемой ракеты «Вассерфаль» (Wasserfall) и баллистической ракеты Фау-2 (V-2). До 2-й половины 40-х гг. самыми крупными советскими ЖРД были Д-1-А-1100 и РД-1, разработанные Реактивным научно-исследовательским институтом. Первыми серийными советскими ЖРД стали двигатели РД-1 и РД-1ХЗ, созданные к концу войны в ГДЛ–ОКБ. Там же в 1947-53 гг. были разработаны первые в СССР мощные ЖРД: РД-100, РД-101, РД-103. В этот же период в США изготовлялся ЖРД с тягой ~ 350 кН для баллистической ракеты «Редстоун» (Redstone).

Схема ЖРД с вытеснительной подачей двухкомпонентного топлива в составе двигательной установки:
1 – камера ЖРД;
2 – бак жидкого окислителя;
3 – бак жидкого горючего;
4 – баллон жидкого окислителя;
5 – газогенератор наддува;
6 – баллон сжатого газа;
7 – баллон жидкого горючего

Дальнейшее развитие ЖРД и современное их состояние определила начатая в середине 50-х гг. в СССР и США разработка МБР и РН. Для их реализации потребовалось создать мощные, экономичные и компактные ЖРД. Первыми среди них были РД-107 и РД-108, с появлением которых тяга ЖРД увеличилась вдвое, тяга ДУ – в 10 раз. Удельный импульс ЖРД возрос почти на 30%, удельная масса снизилась более чем в 1,5 раза. Эти результаты стали возможны благодаря разработке принципиально новой конструкции ЖРД, позволившей перейти с топлива кислород — этиловый спирт на кислородно-керосиновое при одновременном увеличении давления в камере сгорания в 2–2,5 раза.

С начала 60-х гг. на ракеты-носители (РН) начали также применяться ЖРД, работающие на высококипящих топливах. Первым из них был РД-214. Большое значение для развития космонавтики имело создание в середине 60-х гг. кислородно-водородных ЖРД (предназначены для верхних ступеней РН), которые по удельному импульсу превосходят кислородно-керосиновые на 30%. Т.к. кислородно-водородное топливо по сравнению с кислородно-керосиновым требует при той же массе втрое большего объёма для своего размещения, а баки водорода приходится снабжать теплоизоляцией, то число Циолковского получается для кислородно-водородного топлива на 40% большим. Этот недостаток с избытком компенсируется высокой экономичностью кислородно-водородных ЖРД. При равной стартовой массе РН они способны вывести на околоземную орбиту втрое больший полезный груз, чем кислородно-керосиновые ЖРД.

Осваивая всё более эффективные топлива, конструкторы ЖРД стремились одновременно к тому, чтобы преобразовать химическую энергию топлив в кинетическую энергию реактивной струи с возможно большим КПД. С этой целью была разработана схема ЖРД с дожиганием генераторного газа в камере. Для реализации этой схемы потребовалось создать камеры, работающие в условиях высоких механических и тепловых нагрузок, а также компактные агрегаты питания большой мощности. ЖРД с дожиганием с середины 60-х гг. широко применяются на РН, в частности используются на всех ступенях РН «Протон».

Схема ЖРД на однокомпонентном топливе в составе двигательной установки:
1 – камера ЖРД;
2 – гранулированный катализатор разложения топлива;
3 – пуско-отсечной клапан;
4 – фильтр;
5 – топливный бак;
6 — жидкое однокомпонентное топливо;
7 – сжатый газ (азот);
8 – эластичная разделительная диафрагма

Наряду с мощными космическими ЖРД созданы многочисленные ЖРД средней и малой тяги. Безотказная работа двигателей космических аппаратов (КА) обеспечивается в большой степени использованием высококипящих однокомпонентных и самовоспламеняющихся ракетных топлив, хранение которых на борту КА не вызывает трудностей. ДУ с ЖРД на однокомпонентном топливе проще по устройству, но имеют существенно меньший удельный импульс. К середине 60-хчислогг. во вспомогательных ЖРД получила наибольшее применение перекись водорода, которая затем начала вытесняться гидразином и двухкомпонентными топливами. Использование гидразина позволило повысить удельный импульс ЖРД на однокомпонентном топливе примерно на 40%.

Большинство советских космических ЖРД создано в ГДЛ-ОКБ В. П. Глушко, ОКБ А. М. Исаева и ОКБ С. А. Косберга. Двигатели РД-107, РД-108, РД-214, РД-216, РД-253 и другие конструкции ГДЛ-ОКБ обеспечили старт всех советских РН; на вторых ступенях ряда РН также установлены ЖРД конструкции ГДЛ-ОКБ: РД-119, РД-219 и др. Двигатели ОКБ Косберга установлены на верхних ступенях РН «Восток», «Восход» («Союз») и «Протон». Двигатели ОКБ Исаева используются в основном на искусственных спутниках Земли (ИСЗ), межпланетных КА и космических кораблях (КК) (КРД-61, КДУ-414, ТДУ-1, КТДУ-5А и др.).

Крупнейшие из зарубежных организаций, занятых разработкой ЖРД, находятся в США. Ведущей является фирма «Рокетдайн» (Rocketdyne), которой созданы ЖРД Джей-2 (J-2), ЛР-79-НА (LR-79-NA), ЛР-89-НА (LR-89-NA), ЛР-105-НА (LR-105-NA), РС-2701 (RS-2701), Эйч-1 (H-1), Ф-1 (F-1), ССМЭ (SSME), многочисленные ЖРД средней и малой тяги на высококипящем двухкомпонентном топливе. Большинство упомянутых мощных ЖРД создано под руководством С. Гофмана (S. Hoffman). Фирмой «Аэроджет Дженерал Корпорейшн» (Aerojet General Corporation) создан ряд ЖРД на высококипящем двухкомпонентном топливе, в т.ч. ЖРД ЛР-87-АДжей-5 (LR-87-AJ-5) и ЛР-91-АДжей-5 (LR-91-AJ-5), серия ЖРД средней тяги АДжей-10 (AJ-10), включающая АДжей-10-137 (AJ-10-137) и АДжей-10-138 (AJ-10-138). Фирма «Пратт энд Уитни» (Pratt & Whitney) создала первый в мире кислородно-водородный ЖРД РЛ-10 (RL-10), фирма «Белл Aэроспейс Tекстрон» (Bell Aerospace Textron) — многочисленные вспомогательные ЖРД, а также ЖРД средней тяги ЛР-81-БА-9 (LR-81-BA-9), фирма «ТРВ» — ЖРД средней тяги ЛМДЭ (LMDE), фирма «Марквардт» (Marquardt)— ряд ЖРД на высококипящем двухкомпонентном топливе для КК и межпланетных КА. В США создано несколько десятков типов гидразиновых ЖРД (в полёте испытаны ЖРД с тягой от 0,4 Н до 2,7 кН). В числе разработчиков ЖРД для межпланетных КА — фирма «Риэкшен моторс» (Reaction Motors), создавшая также мощный ЖРД ЛР-99-РМ-1 (LR-99-RM-1). Наиболее известные из западноевропейских ЖРД — АшМ-7 (HM-7), «Валуа» (Valois), «Вексен» (Vexen), «Викинг» (Viking, Франция), «Гамма-2» (Gamma), «Гамма-8», РЗет-2 (RZ-2, Великобритания). В Западной Европе также разрабатываются ЖРД малой тяги на двух- и однокомпонентном топливах для ИСЗ. Япония производит по лицензии американские ЖРД ЛР-79-НА для собственного варианта РН «Дельта» (Delta). Для одной из ступеней этой РН фирмой «Мицубиси» (Mitsubishi) разработан ЖРД на высококипящем топливе тягой 53 кН с вытеснительной подачей. На стендах испытаны кислородно-водородные ЖРД тягой до 0,1 МН с насосной подачей. В китайских РН используются ЖРД тягой 0,7 МН с насосной подачей высококипящего топлива.

Схема первой ракеты с ЖРД (запущена Р. Годдардом 16 марта 1926):
1 – шланг наземного баллона;
2 – обратный клапан;
3 – бак с бензином (горючее);
4 – пробковый поплавковый клапан;
5 – бак с жидким кислородом (окислитель);
6 – защитный экран;
7 – предохранительный клапан;
8 – магистрали подачи;
9 – камера ЖРД;
10 – игольчатые клапаны;
11 – пирозапал

Космические ЖРД разнообразны по устройству и характеристикам. Наибольшее различие существует между мощными ЖРД, обеспечивающими разгон РН, и ЖРД реактивных систем управления КА. Первые работают на двухкомпонентном топливе. Тяга этих ЖРД достигает 8 МН (при суммарной тяге ДУ до 40 МН), размеры — несколько метров, а масса — несколько тонн. Они рассчитаны обычно на однократное включение (кроме некоторых ЖРД верхних ступеней РН) и работу в течение 2-10 мин при изменении параметров в узких пределах. К этим ЖРД предъявляется требование обеспечивать высокий удельный импульс при малых габаритах и массе. Поэтому в них применяется насосная подача топлива в камеру (исключение составляют ЖРД «Вексен» и «Валуа»). С этой целью в ЖРД предусматривается турбонасосный агрегат (ТНА) и газогенератор (ГГ). ТНА содержит высоконапорные топливные насосы (обычно осецентробежные) и приводящую их в действие турбину, которая вращается газом, получаемым в ГГ. В ЖРД без дожигания отработанный в турбине генераторный газ сбрасывается в выхлопной патрубок, рулевое сопло или сопло камеры. В ЖРД с дожиганием этот газ поступает в камеру для дожигания с остальной частью топлива.

В ЖРД без дожигания через ГГ может расходоваться 2-3% всего топлива, и целесообразный предел давления в камере сгорания ограничен значением ~ 10 МПа, что связано с потерями удельного импульса на привод ТНА: для ЖРД в целом этот параметр ниже, чем для камеры, т.к. дополнительная тяга, создаваемая истечением отработанного генераторного газа, невелика. Причиной тому являются малые значения давления и температуры этого газа. Для ЖРД РД-216 они составляют, например, 0,12 МПа и 870 К соответственно; при этом потери удельного импульса достигают 1,5% (свыше 40 м/с). С повышением давления в камере сгорания наблюдается увеличение её удельного импульса, но для этого приходится увеличивать расход генераторного газа (для обеспечения потребной мощности топливных насосов). С некоторого момента всё возрастающие потери удельного импульса на привод ТНА уравновешивают, а затем превышают прирост удельного импульса камеры. В ЖРД с дожиганием через ГГ расходуется значит, часть всего топлива (20-80%), однако привод ТНА осуществляется без ухудшения экономичности ЖРД (значения удельного импульса камеры и ЖРД совпадают). В камерах сгорания этих ЖРД удаётся реализовать давление 15-25 МПа (давление в ГГ приблизительно вдвое больше). Для мощных ЖРД с насосной подачей топлива удельный импульс достигает 3430 м/с при использовании кислородно-керосинового топлива и 4500 м/с при использовании кислородно-водородного; удельная масса ЖРД может составлять всего 0,75-0,85 г/Н.

Зависимость удельного импульса Iу ЖРД от давления рк в камере сгорания:
1 – ЖРД с дожиганием;
2 – ЖРД без дожигания;
а — потери на привод турбонасосного агрегата (сплошные участки кривых соответствуют используемым давлениям)

Кроме камеры, ТНА и ГГ, мощные ЖРД содержат топливные трубопроводы с сильфонными шлангами и компенсаторами угловых и линейных перемещений, облегчающими сборку и установку ЖРД, а также обеспечивающими разгрузку от термических напряжений и позволяющими производить отклонение камеры с целью управления движением РН; трубопроводы генераторного газа и дренажа топлива; устройства и системы запуска ракетного двигателя; агрегаты автоматики с электроприводами, пневмо-, пиро- и гидросистемами и устройствами для управления работой ЖРД (в т.ч. для его дросселирования); агрегаты системы аварийной защиты; датчики системы телеметрических измерений; электрические кабельные стволы для подачи сигналов на агрегаты автоматики и приёма сигналов от телеметрических датчиков; теплоизоляционные чехлы и экраны, обеспечивающие надлежащую температуру в двигательном отсеке и исключающие перегрев либо переохлаждение отдельных элементов; элементы системы наддува баков (теплообменники, смесители и т. п.); шарнирный подвес или раму для крепления ЖРД к РН (рама, воспринимающая тягу, является одновременно элементом, на котором собирается двигатель); нередко — рулевые камеры и сопла с системами, обеспечивающими их работу; элементы общей сборки (кронштейны, крепёжные детали, уплотнения). По устройству различают блочные жидкостные ракетные двигатели, одно- и многокамерные (с питанием нескольких камер от одного ТНА).

ЖРД реактивных систем управления относятся к двигателям малой тяги, их масса обычно не достигает 10 кг, а высота 0,5 м; масса многих ЖРД не превышает 0,5 кг, и они умещаются на ладони. Характерной особенностью указанных ЖРД является работа в импульсном режиме (за несколько лет функционирования КА суммарное число включений ЖРД может достичь нескольких сотен тысяч, а наработка нескольких часов). Эти ЖРД представляют собой одностенные камеры, снабжённые пуско-отсечными топливными клапанами, и рассчитаны на вытеснительную подачу высококипящего топлива (двухкомпонентного самовоспламеняющегося или однокомпонентного). Давление в камерах сгорания указанных ЖРД, определяемое главным образом давлением наддува баков ДУ и гидравлическим сопротивлением питающих магистралей, находится в диапазоне 0,7-2,3 МПа. В том случае, когда газ для наддува топливных баков размещён в самих баках, его давление по мере расходования топлива снижается, что приводит к ухудшению характеристик ЖРД. Сравнительно высокий удельный импульс ЖРД (до 3050 м/с для двухкомпонентного топлива и до 2350 м/с для гидразина) достигается за счёт относительно больших размеров реактивного сопла, что обеспечивает расширение продуктов сгорания до очень малого давления. Несмотря на небольшую абсолютную массу ЖРД реактивных систем управления, их удельная масса велика (при уменьшении тяги от 500 до 1 Н возрастает приблизительно с 5 до 150 г/Н).

Относительные размеры ЖРД с равными значениями тяги и удельного импульса, но различными значениями давления в камере сгорания рк:
а — турбонасосный агрегат;
б — камера

ЖРД космических аппаратов занимают по своим характеристикам промежуточное положение между мощными ЖРД ракет-носителей и ЖРД реактивных систем управления. Их тяга охватывает диапазон от сотен Н до десятков кН и может быть как нерегулируемой, так и регулируемой; они могут непрерывно работать десятые доли секунд и несколько тысяч секунд при числе включений от 1 до нескольких десятков. В указанных ЖРД применяются те же типы топлив, что и в ЖРД реактивных систем управления (однокомпонентное топливо используется только в ЖРД малой тяги).

В планах дальнейшего освоения космоса ЖРД отводится большая роль. Мощные ЖРД, рассчитанные на экономичное использование эффективных топлив, по-прежнему находятся в центре внимания. К 1981 году создан кислородно-водородный ЖРД с тягой свыше 2 МН, предназначенный для разгона ЛА от старта до вывода на околоземную орбиту. Благодаря достижениям в области криогенной техники и теплоизоляционных материалов становится целесообразным создание ЖРД на низкокипящих топливах, развивающих высокий удельный импульс, для использования в КА, функционирующих в космосе. Прогресс в разработке ЖРД с тягой до нескольких десятков кН, работающих на топливах, содержащих фтор и его производные (см., например, РД-301), делает реальным применение фторных ЖРД в разгонных блоках РН и в автоматических КА, которые будут совершать полёты к планетам. При стендовых испытаниях в 1977 году экспериментального кислородно-водородного ЖРД (тяга 0,1 МН), разрабатываемого для этих целей, достигнут удельный импульс 4690 м/с. Проводятся экспериментальные исследования различных проблем создания ЖРД на металлсодержащем топливе.

Наряду с освоением для ЖРД новых топлив ведутся поиски технических принципов, обеспечивающих дальнейшее увеличение КПД и уменьшение габаритов и массы ЖРД. Улучшение параметров, достигаемое путём увеличения давления в камере, с ростом давления становится всё менее ощутимым, а трудности создания ЖРД всё более возрастают. Увеличение указанного параметра свыше 25-30 МПа является малоэффективным и трудно реализуемым. Проявляется интерес к ЖРД, снабжённым соплами с центральным телом. С целью снижения стоимости запуска полезных грузов разработаны ЖРД (для КА многократного использования), рассчитанные на несколько десятков полётов и ресурс в несколько часов при малом объёме межполётных регламентных работ.
 
Источник: Космонавтика: Энциклопедия / Гл. ред. В. П. Глушко…




Оставьте свой комментарий

Вы должны быть авторизованы чтобы оставлять комментарии.

Рейтинг@Mail.ru