Жидкостный ракетный двигатель замкнутой схемы: различия между версиями

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску
Интерактивная навигация по истории
[непроверенная версия][непроверенная версия]
← Предыдущая правкаСледующая правка →
Содержимое удалено Содержимое добавлено
ВизуальныйВики-текст
м викификация
викификация, оформление
Строка 1: Строка 1:
[[Файл:Staged combustion rocket cycle-ru.svg|thumb|220px|ЖРД замкнутой схемы]]
[[Файл:Staged combustion rocket cycle-ru.svg|thumb|220px|ЖРД замкнутой схемы]]
'''ЖРД замкнутой схемы''' (''ЖРД закрытого цикла'') — [[жидкостный ракетный двигатель]], выполненный по схеме с дожиганием генераторного газа. В [[ракетный двигатель|ракетном двигателе]] замкнутой схемы каждый (либо один) из компонентов газифицируется в [[Газогенератор (ракетостроение)|газогенераторе]] за счёт сжигания при относительно невысокой температуре с небольшой частью другого компонента, и получаемый горячий газ используется в качестве рабочего тела турбины турбонасосного агрегата (ТНА). Сработавший на турбине генераторный газ затем подаётся в камеру сгорания двигателя, куда также подаётся оставшаяся часть неиспользованного компонента топлива. В камере сгорания завершается сжигание компонентов с созданием реактивной [[Тяга (самолёт)|тяги]].
'''ЖРД замкнутой схемы''' (''ЖРД закрытого цикла'') — [[жидкостный ракетный двигатель]], выполненный по схеме с дожиганием генераторного газа. В [[ракетный двигатель|ракетном двигателе]] замкнутой схемы каждый (либо один) из компонентов газифицируется в [[Газогенератор (ракетостроение)|газогенераторе]] за счёт сжигания при относительно невысокой температуре с небольшой частью другого компонента, и получаемый горячий газ используется в качестве рабочего тела турбины [[Турбонасосный агрегат|турбонасосного агрегата]] (ТНА). Сработавший на турбине генераторный газ затем подаётся в камеру сгорания двигателя, куда также подаётся оставшаяся часть неиспользованного компонента топлива. В камере сгорания завершается сжигание компонентов с созданием реактивной [[Тяга (самолёт)|тяги]].


В зависимости от того, какой именно компонент газифицируется полностью, различают двигатели закрытой схемы '''с окислительным генераторным газом''' (примеры: [[РД-253]], [[РД-170]]/171, [[РД-180]], [[РД-120]], [[НК-33]], [[РД-0124|РД0124 (РД0124А)]]<ref>[http://www.kbkha.ru/?p=4 История КБХА, включая историю разработки РД0124].</ref>), '''с восстановительным генераторным газом''' (примеры: [[РД-0120]], [[RS-24|SSME]], [[РД-857]], [[LE-7]]/[[LE-7A]]) и '''с полной газификацией компонентов''' ([[РД-270]], [[Raptor (ракетный двигатель)|ЖРД Раптор]]).
В зависимости от того, какой именно компонент газифицируется полностью, различают двигатели закрытой схемы '''с окислительным генераторным газом''' (примеры: [[РД-253]], [[РД-170]]/171, [[РД-180]], [[РД-120]], [[НК-33]], [[РД-0124|РД0124 (РД0124А)]]<ref>[http://www.kbkha.ru/?p=4 История КБХА, включая историю разработки РД0124].</ref>), '''с восстановительным генераторным газом''' (примеры: [[РД-0120]], [[RS-24|SSME]], [[РД-857]], {{iw|LE-7}}/LE-7A) и '''с полной газификацией компонентов''' ([[РД-270]], [[Raptor (ракетный двигатель)|Раптор]]).


== История ==
== История ==
Замкнутая схема ЖРД была впервые предложена [[Исаев, Алексей Михайлович|А. М. Исаевым]] в 1949 году. Первый двигатель, созданный по этой схеме, был ЖРД [[11Д33]] (С1.5400), разработанный бывшим помощником Исаева Мельниковым, который использовался в создаваемых [[СССР|советских]] [[Ракета-носитель|ракетах-носителях]] (РН).<ref>George Sutton. История ЖРД. 2006</ref><ref>[http://www.energia.ru/energia/launchers/engines.html РКК «Энергия»: ЖРД 11Д33]</ref> Примерно в то же время, в 1959 году, [[Кузнецов, Николай Дмитриевич (авиаконструктор)|Н. Д. Кузнецов]] начал работу над ЖРД с замкнутой схемой [[НК-9]] для [[Межконтинентальная баллистическая ракета|баллистической ракеты]] [[ГР-1]] конструкции [[Королёв, Сергей Павлович|С. П. Королёва]]. Кузнецов позже развил эту схему в двигателях [[НК-15]] и [[НК-33]] для неудачной [[Луна|лунной]] РН [[Н-1|Н1 и Н1Ф]]. Модификацию двигателя НК-33, ЖРД [[НК-33-1]], планируется использовать на центральной ступени РН «[[Союз-2-3]]». Первый [[криогеника|некриогенный]] ЖРД закрытой схемы [[РД-253]] на компонентах [[Несимметричный диметилгидразин|гептил]]/[[Тетраоксид диазота|N<sub>2</sub>O<sub>4</sub>]] был разработан [[Глушко, Валентин Петрович|В. П. Глушко]] для РН «[[Протон (ракета-носитель)|Протон]]» в 1963 году.
Замкнутая схема ЖРД была впервые предложена [[Исаев, Алексей Михайлович|А. М. Исаевым]] в 1949 году. Первый двигатель, созданный по этой схеме, был ЖРД [[11Д33]] (С1.5400), разработанный бывшим помощником Исаева Мельниковым, который использовался в создаваемых [[СССР|советских]] [[Ракета-носитель|ракетах-носителях]] (РН)<ref>George Sutton. История ЖРД. 2006</ref><ref>[http://www.energia.ru/energia/launchers/engines.html РКК «Энергия»: ЖРД 11Д33]</ref>. Примерно в то же время, в 1959 году, [[Кузнецов, Николай Дмитриевич (авиаконструктор)|Н. Д. Кузнецов]] начал работу над ЖРД с замкнутой схемой [[НК-9]] для [[Межконтинентальная баллистическая ракета|баллистической ракеты]] [[ГР-1]] конструкции [[Королёв, Сергей Павлович|С. П. Королёва]]. Кузнецов позже развил эту схему в двигателях [[НК-15]] и [[НК-33]] для неудачной [[Луна|лунной]] РН [[Н-1|Н1 и Н1Ф]]. Модификацию двигателя НК-33, ЖРД [[НК-33-1]], планируется использовать на центральной ступени РН «[[Союз-2-3]]». Первый [[криогеника|некриогенный]] ЖРД закрытой схемы [[РД-253]] на компонентах [[Несимметричный диметилгидразин|гептил]]/[[Тетраоксид диазота|N<sub>2</sub>O<sub>4</sub>]] был разработан [[Глушко, Валентин Петрович|В. П. Глушко]] для РН «[[Протон (ракета-носитель)|Протон]]» в 1963 году.


После неудачи программы разработки РН Н1 и Н1Ф, Кузнецову было приказано уничтожить технологию разработки ЖРД [[НК-33]], но вместо этого десятки двигателей были законсервированы и помещены на склад. В 1990-х, специалисты [[Аэроджет]] посетили это предприятие, в ходе которого была достигнута договорённость о демонстрационных испытаниях двигателя в США для подтверждения параметров [[Удельный импульс|удельного импульса]] и других спецификаций.<ref>Cosmodrome. History Channel, interviews with Aerojet and Kuznetsov engineers about the history of staged combustion</ref> Российский двигатель [[РД-180]], закупаемый компанией [[Локхид Мартин]] и позже [[United Launch Alliance|ULA]] для РН [[Атлас (ракеты)|Атлас III]] и [[Атлас-5]], также использует замкнутую схему с дожиганием генераторного газа, который перенасыщен [[окислитель|окислителем]].
После неудачи программы разработки РН Н1 и Н1Ф, Кузнецову было приказано уничтожить технологию разработки ЖРД [[НК-33]], но вместо этого десятки двигателей были законсервированы и помещены на склад. В 1990-х, специалисты [[Аэроджет]] посетили это предприятие, в ходе которого была достигнута договорённость о демонстрационных испытаниях двигателя в США для подтверждения параметров [[Удельный импульс|удельного импульса]] и других спецификаций<ref>Cosmodrome. History Channel, interviews with Aerojet and Kuznetsov engineers about the history of staged combustion</ref>. Российский двигатель [[РД-180]], закупаемый компанией [[Локхид Мартин]] и позже [[United Launch Alliance|ULA]] для РН «[[Атлас (ракеты)|Атлас III]]» и «[[Атлас-5|Атлас V]]», также использует замкнутую схему с дожиганием генераторного газа, который перенасыщен [[окислитель|окислителем]].


Первым ЖРД замкнутой схемы на Западе был лабораторный двигатель, созданный в 1963 году [[ФРГ|немецким]] инженером [[Людвиг Бёльков|Людвигом Бёльковым]].
Первым ЖРД замкнутой схемы на Западе был лабораторный двигатель, созданный в 1963 году [[ФРГ|немецким]] инженером [[Людвиг Бёльков|Людвигом Бёльковым]].
Строка 23: Строка 23:
[[Файл:Full flow staged rocket cycle.png|thumb|260px|Замкнутая схема с полной газификацией компонентов топлива]]
[[Файл:Full flow staged rocket cycle.png|thumb|260px|Замкнутая схема с полной газификацией компонентов топлива]]


Замкнутая схема с полной газификацией компонентов топлива представляет из себя разновидность замкнутой схемы, в которой осуществляется газификация всего топлива в двух [[Газогенератор (ракетостроение)|газогенераторах]]: в одном небольшая часть горючего сжигается с почти полным расходом окислителя, а в другом — почти полный расход горючего сжигается с оставшейся частью окислителя. Получившиеся генераторные газы используются для привода турбонасосных агрегатов (ТНА).
Замкнутая схема с полной газификацией компонентов топлива представляет собой разновидность замкнутой схемы, в которой осуществляется газификация всего топлива в двух [[Газогенератор (ракетостроение)|газогенераторах]]: в одном небольшая часть горючего сжигается с почти полным расходом окислителя, а в другом — почти полный расход горючего сжигается с оставшейся частью окислителя. Получившиеся генераторные газы используются для привода турбонасосных агрегатов (ТНА).


Большой расход рабочего тела через турбины турбонасосов позволяет получать очень высокие давления в камере сгорания двигателя. При использовании данной схемы турбины могут иметь ме́ньшую рабочую температуру, так как через них проходит бо́льшая масса, что должно привести к более продолжительному функционированию двигателя и его бо́льшей надёжности. Наличие двух газогенераторов позволяет устанавливать топливные и окислительные насосы отдельно друг от друга, что снижает пожароопасность.
Большой расход рабочего тела через турбины турбонасосов позволяет получать очень высокие давления в камере сгорания двигателя. При использовании данной схемы турбины могут иметь ме́ньшую рабочую температуру, так как через них проходит бо́льшая масса, что должно привести к более продолжительному функционированию двигателя и его бо́льшей надёжности. Наличие двух газогенераторов позволяет устанавливать топливные и окислительные насосы отдельно друг от друга, что снижает пожароопасность.


Полная газификация компонентов приводит также к более быстрым химическим реакциям сгорания в основной камере, что увеличивает [[удельный импульс]] ЖРД данной схемы на 10—20 сек — по сравнению с двигателями других схем. Например, двигатели [[РД-270]] и РД-0244 (маршевый двигатель ДУ {{ut4|РД-0243|3Д37||RD-0243}} БРПЛ [[Р-29РМ]]) имеют близкое давление в камере сгорания (26,1/27,5 [[Паскаль (единица измерения)|МПа]]), но за счет газификации компонентов топлива достигается увеличение эффективности до 7—8% (302/325 сек).
Полная газификация компонентов приводит также к более быстрым химическим реакциям сгорания в основной камере, что увеличивает [[удельный импульс]] ЖРД данной схемы на 10—20 сек — по сравнению с двигателями других схем. Например, двигатели [[РД-270]] и РД-0244 (маршевый двигатель ДУ {{нп5|РД-0243|3Д37||RD-0243}} [[Баллистические ракеты подводных лодок|БРПЛ]] [[Р-29РМ]]) имеют близкое давление в камере сгорания (26,1/27,5 [[Паскаль (единица измерения)|МПа]]), но за счет газификации компонентов топлива достигается увеличение эффективности до 7—8 % (302/325 сек).


Сдерживающими факторами развития двигателей этого типа является их бо́льшая стоимость по сравнению с ЖРД других схем, а также допустимые температуры, при которых могут находиться химические компоненты до их сжигания в камере сгорания.
Сдерживающими факторами развития двигателей этого типа является их бо́льшая стоимость по сравнению с ЖРД других схем, а также допустимые температуры, при которых могут находиться химические компоненты до их сжигания в камере сгорания.


=== Проекты двигателей с полной газификацией ===
=== Проекты двигателей с полной газификацией ===
В СССР данная схема работы двигателя с полной газификацией компонентов была реализована в ЖРД [[РД-270]] для окислительного и топливного независимых контуров в [[1969 год]]у.
В СССР данная схема работы двигателя с полной газификацией компонентов была реализована в ЖРД [[РД-270]] для окислительного и топливного независимых контуров в 1969 году.


Для пары [[водород]]/[[кислород]] по этой схеме [[НАСА]] и [[ВВС США]] проводили стендовые испытания {{не переведено 4|Интегрированный демонстратор силовой насадки|«Интегрированного демонстратора силовой насадки»|en|integrated powerhead demonstrator}}.<ref>[http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/252/22.shtml Стендовые испытания ЖРД нового поколения] Новости космонавтики, январь 2004</ref>
Для пары [[водород]]/[[кислород]] по этой схеме [[НАСА]] и [[ВВС США]] проводили стендовые испытания «{{не переведено 5|Интегрированный демонстратор силовой насадки|Интегрированного демонстратора силовой насадки|en|Integrated Powerhead Demonstrator}}»<ref>[http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/252/22.shtml Стендовые испытания ЖРД нового поколения]{{Недоступная ссылка}} [[Новости космонавтики]], январь 2004</ref>.


Компания [[SpaceX]] разрабатывает и проводит испытания двигателя [[Raptor_(ракетный_двигатель)|Раптор]], который использует [[метан]] и [[кислород]].
Компания [[SpaceX]] разрабатывает и проводит испытания двигателя [[Raptor (ракетный двигатель)|Раптор]], который использует [[метан]] и [[кислород]].


== Примечания ==
== Примечания ==
Строка 43: Строка 43:
== Ссылки ==
== Ссылки ==
* [https://web.archive.org/web/20060319140225/http://science.nasa.gov/headlines/y2005/14oct_betterrocket.htm?list804693 Nasa’s full flow stages combustion cycle demonstrator]
* [https://web.archive.org/web/20060319140225/http://science.nasa.gov/headlines/y2005/14oct_betterrocket.htm?list804693 Nasa’s full flow stages combustion cycle demonstrator]
* [https://everydayastronaut.com/raptor-engine/ Is SpaceX's Raptor engine the king of rocket engines?]
* [https://everydayastronaut.com/raptor-engine/ Is SpaceX’s Raptor engine the king of rocket engines?]


{{Двигатели|state3=expanded}}
{{Двигатели|state3=expanded}}

Версия от 19:07, 14 октября 2020

ЖРД замкнутой схемы

ЖРД замкнутой схемы (ЖРД закрытого цикла) — жидкостный ракетный двигатель, выполненный по схеме с дожиганием генераторного газа. В ракетном двигателе замкнутой схемы каждый (либо один) из компонентов газифицируется в газогенераторе за счёт сжигания при относительно невысокой температуре с небольшой частью другого компонента, и получаемый горячий газ используется в качестве рабочего тела турбины турбонасосного агрегата (ТНА). Сработавший на турбине генераторный газ затем подаётся в камеру сгорания двигателя, куда также подаётся оставшаяся часть неиспользованного компонента топлива. В камере сгорания завершается сжигание компонентов с созданием реактивной тяги.

В зависимости от того, какой именно компонент газифицируется полностью, различают двигатели закрытой схемы с окислительным генераторным газом (примеры: РД-253, РД-170/171, РД-180, РД-120, НК-33, РД0124 (РД0124А)[1]), с восстановительным генераторным газом (примеры: РД-0120, SSME, РД-857, LE-7[англ.]/LE-7A) и с полной газификацией компонентов (РД-270, Раптор).

История

Замкнутая схема ЖРД была впервые предложена А. М. Исаевым в 1949 году. Первый двигатель, созданный по этой схеме, был ЖРД 11Д33 (С1.5400), разработанный бывшим помощником Исаева Мельниковым, который использовался в создаваемых советских ракетах-носителях (РН)[2][3]. Примерно в то же время, в 1959 году, Н. Д. Кузнецов начал работу над ЖРД с замкнутой схемой НК-9 для баллистической ракеты ГР-1 конструкции С. П. Королёва. Кузнецов позже развил эту схему в двигателях НК-15 и НК-33 для неудачной лунной РН Н1 и Н1Ф. Модификацию двигателя НК-33, ЖРД НК-33-1, планируется использовать на центральной ступени РН «Союз-2-3». Первый некриогенный ЖРД закрытой схемы РД-253 на компонентах гептил/N2O4 был разработан В. П. Глушко для РН «Протон» в 1963 году.

После неудачи программы разработки РН Н1 и Н1Ф, Кузнецову было приказано уничтожить технологию разработки ЖРД НК-33, но вместо этого десятки двигателей были законсервированы и помещены на склад. В 1990-х, специалисты Аэроджет посетили это предприятие, в ходе которого была достигнута договорённость о демонстрационных испытаниях двигателя в США для подтверждения параметров удельного импульса и других спецификаций[4]. Российский двигатель РД-180, закупаемый компанией Локхид Мартин и позже ULA для РН «Атлас III» и «Атлас V», также использует замкнутую схему с дожиганием генераторного газа, который перенасыщен окислителем.

Первым ЖРД замкнутой схемы на Западе был лабораторный двигатель, созданный в 1963 году немецким инженером Людвигом Бёльковым.

Маршевый двигатель космического челнока RS-25 (SSME) является ещё одним примером ЖРД замкнутой схемы и является первым двигателем данного типа, которые использовали компоненты кислород/водород. Его советским аналогом является РД-0120, использовавшийся в центральном блоке системы РН «Энергия».

Сравнение с другими схемами

В отличие от двигателей открытой схемы, в двигателе замкнутой схемы генераторный газ после срабатывания на турбине не выбрасывается в окружающую среду, а подаётся в камеру сгорания, участвуя таким образом в создании тяги и повышая эффективность двигателя (удельный импульс).

В двигателе закрытой схемы расход рабочего тела через турбину ТНА существенно выше, чем в двигателе открытой схемы, что делает возможным достижение более высоких давлений в камере сгорания. При этом размеры камеры сгорания уменьшаются, а степень расширения сопла увеличивается, что делает его более эффективным при работе в атмосфере.

Недостатком этой схемы являются тяжёлые условия работы турбины, более сложная система трубопроводов из-за необходимости транспортировки горячего генераторного газа к основной камере сгорания, что имеет большое влияние на общую конструкцию двигателя и усложняет управление его работой.

Замкнутая схема с полной газификацией компонентов

Замкнутая схема с полной газификацией компонентов топлива

Замкнутая схема с полной газификацией компонентов топлива представляет собой разновидность замкнутой схемы, в которой осуществляется газификация всего топлива в двух газогенераторах: в одном небольшая часть горючего сжигается с почти полным расходом окислителя, а в другом — почти полный расход горючего сжигается с оставшейся частью окислителя. Получившиеся генераторные газы используются для привода турбонасосных агрегатов (ТНА).

Большой расход рабочего тела через турбины турбонасосов позволяет получать очень высокие давления в камере сгорания двигателя. При использовании данной схемы турбины могут иметь ме́ньшую рабочую температуру, так как через них проходит бо́льшая масса, что должно привести к более продолжительному функционированию двигателя и его бо́льшей надёжности. Наличие двух газогенераторов позволяет устанавливать топливные и окислительные насосы отдельно друг от друга, что снижает пожароопасность.

Полная газификация компонентов приводит также к более быстрым химическим реакциям сгорания в основной камере, что увеличивает удельный импульс ЖРД данной схемы на 10—20 сек — по сравнению с двигателями других схем. Например, двигатели РД-270 и РД-0244 (маршевый двигатель ДУ 3Д37[англ.] БРПЛ Р-29РМ) имеют близкое давление в камере сгорания (26,1/27,5 МПа), но за счет газификации компонентов топлива достигается увеличение эффективности до 7—8 % (302/325 сек).

Сдерживающими факторами развития двигателей этого типа является их бо́льшая стоимость по сравнению с ЖРД других схем, а также допустимые температуры, при которых могут находиться химические компоненты до их сжигания в камере сгорания.

Проекты двигателей с полной газификацией

В СССР данная схема работы двигателя с полной газификацией компонентов была реализована в ЖРД РД-270 для окислительного и топливного независимых контуров в 1969 году.

Для пары водород/кислород по этой схеме НАСА и ВВС США проводили стендовые испытания «Интегрированного демонстратора силовой насадки[англ.]»[5].

Компания SpaceX разрабатывает и проводит испытания двигателя Раптор, который использует метан и кислород.

Примечания

  1. ↑ История КБХА, включая историю разработки РД0124.
  2. ↑ George Sutton. История ЖРД. 2006
  3. ↑ РКК «Энергия»: ЖРД 11Д33
  4. ↑ Cosmodrome. History Channel, interviews with Aerojet and Kuznetsov engineers about the history of staged combustion
  5. ↑ Стендовые испытания ЖРД нового поколения (недоступная ссылка) Новости космонавтики, январь 2004

Ссылки

Источник — https://ru.wikipedia.org/ruwiki/w/index.php?title=Жидкостный_ракетный_двигатель_замкнутой_схемы&oldid=109880674