Криогенный ракетный двигатель
Криогенный ракетный двигатель — ракетный двигатель , в котором используется криогенное топливо и окислитель ; то есть и его топливо, и окислитель представляют собой газы , которые были сжижены и хранятся при очень низких температурах . [1] Эти высокоэффективные двигатели впервые были запущены на американском корабле «Атлас-Кентавр» и стали одним из основных факторов успеха НАСА в достижении Луны ракетой «Сатурн-5» . [1]
Ракетные двигатели, работающие на криогенном топливе, по-прежнему используются на высокопроизводительных верхних ступенях и ускорителях . Верхние ступени многочисленны. носителей входят космического агентства Ariane 5 , JAXA Европейского H-II , ISRO GSLV В число ракет - , LVM3 , американская Delta IV и система космического запуска . США Россия , Япония , Индия , Китай , Франция и . — единственные страны, имеющие действующие криогенные ракетные двигатели
Криогенные топлива
[ редактировать ]
Ракетным двигателям для создания полезной тяги необходимы высокие массовые расходы как окислителя, так и топлива. Кислород, самый простой и распространенный окислитель, находится в газовой фазе при стандартной температуре и давлении , как и водород, самое простое топливо. Хотя можно хранить топливо в виде сжатого газа, для этого потребуются большие и тяжелые резервуары, что сделает орбитальный космический полет трудным, если не невозможным. С другой стороны, если топливо достаточно охлаждено, оно существует в жидкой фазе с более высокой плотностью и более низким давлением, что упрощает заправку. Эти криогенные температуры варьируются в зависимости от топлива: жидкий кислород существует ниже -183 ° C (-297,4 ° F; 90,1 К), а жидкий водород ниже -253 ° C (-423,4 ° F; 20,1 К). Поскольку одно или несколько топлив находятся в жидкой фазе, все криогенные ракетные двигатели по определению являются жидкостными ракетными двигателями . [2]
Были опробованы различные комбинации криогенного топлива и окислителя, но комбинация жидкого водородного топлива ( LH2 ) и жидкого кислорода ( LOX ) окислителя является одной из наиболее широко используемых. [1] [3] Оба компонента легко и дешево доступны, и при сгорании имеют одно из самых высоких выделений энтальпии при сгорании . [4] производя удельный импульс до 450 с при эффективной скорости выхлопа 4,4 километра в секунду (2,7 миль/с; 13 Маха).
Компоненты и циклы сгорания
[ редактировать ]Основными компонентами криогенного ракетного двигателя являются камера сгорания , пиротехнический инициатор , топливная форсунка, турбонасосы топлива и окислителя , криоклапаны, регуляторы, топливные баки и сопло ракетного двигателя . Что касается подачи топлива в камеру сгорания, криогенные ракетные двигатели почти исключительно питаются насосом . Двигатели с насосным питанием работают по газогенераторному циклу , циклу ступенчатого сгорания или детандерному циклу . Газогенераторные двигатели, как правило, используются в разгонных двигателях из-за их более низкого КПД, двигатели ступенчатого сгорания могут выполнять обе роли за счет большей сложности, а детандерные двигатели используются исключительно на верхних ступенях из-за их низкой тяги. [ нужна ссылка ]
Ракетные двигатели LOX+LH2 по странам
[ редактировать ]
В настоящее время шесть стран успешно разработали и внедрили криогенные ракетные двигатели:
| Страна | Двигатель | Цикл | Использовать | Статус |
|---|---|---|---|---|
 Соединенные Штаты | РЛ-10 | Расширитель | Верхняя ступень | Активный |
| Дж-2 | Газогенератор | нижняя ступень | Ушедший на пенсию | |
| ССМЕ (он же РС-25) | Поэтапное сжигание | Бустер | Активный | |
| РС-68 | Газогенератор | Бустер | Ушедший на пенсию | |
| БЭ-3 | Отвод для горения | Нью Шепард | Активный | |
| БЭ-7 | Двойной расширитель | Голубая Луна (космический корабль) | Активный | |
| Д-2Х | Газогенератор | Верхняя ступень | развивающий | |
 Россия | РД-0120 | Поэтапное сжигание | Бустер | Ушедший на пенсию |
| КВД-1 | Поэтапное сжигание | Верхняя ступень | Ушедший на пенсию | |
| РД-0146 | Расширитель | Верхняя ступень | развивающий | |
 Франция | Вулкан | Газогенератор | Бустер | Активный |
| ХМ7Б | Газогенератор | Верхняя ступень | Активный | |
| Винчи | Расширитель | Верхняя ступень | развивающий | |
 Индия | СЕ-7,5 | Поэтапное сжигание | Верхняя ступень | Активный |
| СЕ-20 | Газогенератор | Верхняя ступень | Активный | |
 Китай | ЯФ-73 | Газогенератор | Верхняя ступень | Ушедший на пенсию |
| ЯФ-75 | Газогенератор | Верхняя ступень | Активный | |
| ЯФ-75Д | Экспандерный цикл | Верхняя ступень | Активный | |
| ЯФ-77 | Газогенератор | Бустер | Активный | |
 Япония | ЛЭ-7/7А [5] | Поэтапное сжигание | Бустер | Активный |
| ЛЭ-5/5А/5Б [6] | Газогенератор (ЛЭ-5) Удаление воздуха из расширителя (5A/5B) | Верхняя ступень | Активный | |
| ЛЕ-9 [7] | Кровотечение из расширителя | Бустер | Активный |
Сравнение криогенных ракетных двигателей первой ступени
[ редактировать ]| модель | ССМЭ/РС-25 | ЛЭ-7А | РД-0120 | Вулкан 2 | РС-68 | ЯФ-77 |
|---|---|---|---|---|---|---|
| Страна происхождения | Соединенные Штаты | Япония |  Советский Союз | Франция | Соединенные Штаты | Китай |
| Цикл | Поэтапное сжигание | Поэтапное сжигание | Поэтапное сжигание | Газогенератор | Газогенератор | Газогенератор |
| Длина | 4,24 м | 3,7 м | 4,55 м | 3,00 м | 5,20 м | 2,6 м |
| Диаметр | 1,63 м | 1,82 м | 2,42 м | 1,76 м | 2,43 м | 1,5 м |
| Сухой вес | 3177 кг | 1832 кг | 3449 кг | 1686 кг | 6696 кг | 1054 кг |
| Порох | ЛОКС / ЛХ2 | ЛОКС / ЛХ2 | ЛОКС / ЛХ2 | ЛОКС / ЛХ2 | ЛОКС / ЛХ2 | ЛОКС / ЛХ2 |
| Давление в камере | 18,9 МПа | 12,0 МПа | 21,8 МПа | 11,7 МПа | 9,7 МПа | 10,1 МПа |
| Исп (вак.) | 453 сек. | 440 сек. | 454 сек. | 433 сек. | 409 сек. | 428 сек. |
| Упор (вак.) | 2,278 МН | 1,098 МН | 1,961 МН | 1,120 МН | 3,37 МН | 0,7МН |
| Тяга (SL) | 1,817 МН | 0,87МН | 1,517 МН | 0,800 МН | 2,949 МН | 0,518МН |
| Используется в | Космический шаттл Система космического запуска | Н-ТАМ H-IIB | Энергия | Ариан 5 | Дельта IV | Длинное 5 марта |
Сравнение криогенных ракетных двигателей разгонного блока.
[ редактировать ]| РЛ-10 | ХМ7Б | Винчи | КВД-1 | СЕ-7,5 | СЕ-20 | ЯФ-73 | ЯФ-75 | ЯФ-75Д | РД-0146 | ЭС-702 | ЭС-1001 | ЛЕ-5 | ЛЭ-5А | ЛЭ-5Б | |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Страна происхождения | Соединенные Штаты | Франция | Франция | Советский Союз | Индия | Индия | Китай | Китай | Китай | Россия | Япония | Япония | Япония | Япония | Япония |
| Цикл | Расширитель | Газогенератор | Расширитель | Поэтапное сжигание | Поэтапное сжигание | Газогенератор | Газогенератор | Газогенератор | Расширитель | Расширитель | Газогенератор | Газогенератор | Газогенератор | Цикл прокачки расширителя (Расширитель сопла) | Цикл прокачки расширителя （Расширитель камеры） |
| Упор (вак.) | 66,7 кН (15 000 фунтов силы) | 62,7 кН | 180 кН | 69,6 кН | 73 кН | 186,36 кН | 44,15 кН | 83,585 кН | 88,36 кН | 98,1 кН (22 054 фунта-силы) | 68,6 кН (7,0 тс) [8] | 98 кН (10,0 тс) [9] | 102,9 кН (10,5 тс) | r121,5 кН (12,4 тс) | 137,2 кН (14 тс) |
| Соотношение смеси | 5,5:1 или 5,88:1 | 5.0 | 5.8 | 5.05 | 5.0 | 5.2 | 6.0 | 5.2 | 6.0 | 5.5 | 5 | 5 | |||
| Соотношение сопел | 40 | 83.1 | 100 | 40 | 80 | 80 | 40 | 40 | 140 | 130 | 110 | ||||
| Я сп (вак.) | 433 | 444.2 | 465 | 462 | 454 | 442 | 420 | 438 | 442.6 | 463 | 425 [10] | 425 [11] | 450 | 452 | 447 |
| Давление в камере: МПа | 2.35 | 3.5 | 6.1 | 5.6 | 5.8 | 6.0 | 2.59 | 3.68 | 4.1 | 5.9 | 2.45 | 3.51 | 3.65 | 3.98 | 3.58 |
| LH 2 TP об/мин | 90,000 | 42,000 | 65,000 | 125,000 | 41,000 | 46,310 | 50,000 | 51,000 | 52,000 | ||||||
| LOX TP об/мин | 18,000 | 16,680 | 21,080 | 16,000 | 17,000 | 18,000 | |||||||||
| Длина м | 1.73 | 1.8 | 2.2~4.2 | 2.14 | 2.14 | 1.44 | 2.8 | 2.2 | 2.68 | 2.69 | 2.79 | ||||
| Сухой вес кг | 135 | 165 | 550 | 282 | 435 | 558 | 236 | 245 | 265 | 242 | 255.8 | 259.4 | 255 | 248 | 285 |
Ссылки
[ редактировать ]- ^ Jump up to: а б с Бильштейн, Роджер Э. (1995). Этапы пути к Сатурну: технологическая история ракет-носителей «Аполлон/Сатурн» (NASA SP-4206) (Серия истории НАСА) . Бюро истории НАСА. стр. 89–91 . ISBN 0-7881-8186-6 .
- ^ Библарц, Оскар; Саттон, Джордж Х. (2009). Элементы ракетного движения . Нью-Йорк: Уайли. п. 597 . ISBN 978-0-470-08024-5 .
- ^ Температура сжижения кислорода составляет 89 Кельвинов , и при этой температуре он имеет плотность 1,14 кг/л. Для водорода это 20 К, чуть выше абсолютного нуля , а плотность 0,07 кг/л.
- ^ Бисвас, С. (2000). Космические перспективы в космической физике . Брюссель: Клювер. п. 23. ISBN 0-7923-5813-9 . «...[LH2+LOX] имеет практически самый высокий удельный импульс».
- ^ https://www.rocket.jaxa.jp/rocket/engine/le7/
- ^ https://www.rocket.jaxa.jp/rocket/engine/le5b/
- ^ https://www.rocket.jaxa.jp/rocket/engine/le9/
- ^ без сопла 48,52кН (4,9 тс)
- ^ без сопла 66,64 кН (6,8 тс)
- ^ без насадки 286,8
- ^ без насадки 291,6
