Рідинний ракетний двигун (РРД) — хімічний ракетний двигун, що використовує в якості ракетного палива рідини, в тому числі зріджені гази. За кількістю використовуваних компонентів розрізняються одно-, дво-та трикомпонентні РРД.

Історія

Годдарт і його перша ракета з РРД

Можливість використання рідин, у тому числі рідких водню і кисню, в якості палива для ракет вказував К. Е. Ціолковський у статті «Дослідження світових просторів реактивними приладами», опублікованій в 1903 році. Перший робочий експериментальний РРД побудував американський винахідник Р.Годдард в 1926 р. Аналогічні розробки в 1931—1933 рр.. проводилися в СССР групою ентузіастів під керівництвом Ф. А. Цандера. Ці роботи були продовжені в організованому в 1933 р. РНДІ, але в 1938 р. тематика РРД в ньому була закрита, а провідні конструктори С. П. Корольов і В. П. Глушко були репресовані, як «шкідники».Найбільших успіхів у розробці РРД в першій половині XX ст. добилися німецькі конструктори Вальтер Тіль, Гельмут Вальтер, Вернер фон Браун та інші. У ході Другої світової війни вони створили цілий ряд РРД для ракет військового призначення: балістичної V-2 , зенітних Вассерфаль, Шметтерлінг , Рейнтохтер R3. У Третьому рейху до 1944 р. фактично була створена нова галузь індустрії — ракетобудування, під загальним керівництвом В. Дорнбергера, в той час, як в інших країнах розробки РРД перебували на експериментальній стадії.Після закінчення війни розробки німецьких конструкторів підштовхнули дослідження в галузі ракетобудування в СРСР і в США, куди емігрували багато німецькі вчені та інженери, в тому числі В. фон Браун. Розпочата гонка озброєнь і суперництво СРСР і США за лідерство в освоєнні космосу стали потужними стимуляторами розробок РРД.У 1957 р. в СРСР під керівництвом С. П. Корольова була створена МБР Р-7 , оснащена РРД РД-107 і РД-108 , на той момент самими потужними і досконалими в світі, розробленими під керівництвом В. П. Глушко. Ця ракета була використана, як носій перших у світі ШСЗ , перших пілотованих КА і міжпланетних зондів.У 1969 р. в США був запущений перший космічний корабель серії Аполлон, виведений на траєкторію польоту до Місяця ракетою-носієм Сатурн V, перша ступінь якої була оснащена 5-ма двигунами F-1. F-1 досі є найпотужнішим серед однокамерних РРД, поступаючись за тягою чотирьохкамерного двигуну РД-170, розробленому КБ «Енергомаш» в Радянському Союзі в 1976 р. У даний час космічні програми всіх країн базуються на використанні РРД.Ракети-носії і рухові установки різних космічних апаратів є переважною областю застосування РРД.

До переваг РРД можна віднести такі:

Найвищий питомий імпульс у класі хімічних ракетних двигунів (понад 4 500 м / с для пари кисень-водень, для гас-кисень — 3 500 м / с).

Керованість за тягою: регулюючи витрата палива, можна змінювати величину тяги у великому діапазоні і повністю припиняти роботу двигуна з подальшим повторним запуском. Це необхідно при маневруванні апарату в космічному просторі.

При створенні великих ракет, наприклад, носіїв, які виводять на навколоземну орбіту багатотонні вантажі, використання РРД дозволяє домогтися вагового переваги в порівнянні з твердопаливними двигунами (РТПД). По-перше, за рахунок вищого питомого імпульсу, а по-друге за рахунок того, що рідке паливо міститься в окремих баках, з яких воно подається в камеру згоряння за допомогою насосів. За рахунок цього тиск у баках істотно (у десятки разів) нижче, ніж у камері згоряння, а самі баки виконуються тонкостінними і відносно легкими. У РТПД контейнер палива є одночасно і камерою згоряння, і повинен витримувати високий тиск (десятки атмосфер), а це тягне за собою збільшення його ваги. Чим більший обсяг палива на ракеті, тим більший розмір контейнерів для його зберігання, і тим більше позначається вагова перевагу РРД в порівнянні з РТПД, і навпаки: для малих ракет наявність турбонасосного агрегату зводить нанівець цю перевагу.

Недоліки РРД:

РРД і ракета на його основі значно складніше влаштовані, і дорожчі, ніж еквівалентні за можливостями твердопаливні (незважаючи на те, що 1 кг рідкого палива в кілька разів дешевше твердого). Транспортувати рідинну ракету необхідно з великими пересторогами, а технологія підготовки її до пуску складніша, трудомісткіша і вимагає більше часу (особливо при використанні скраплених газів, як компоненти палива), тому для ракет військового призначення перевага в даний час віддається твердопаливним двигунам, зважаючи на їхню вищу надійність, мобільність та боєготовність.Компоненти рідкого палива в невагомості некеровано переміщаються в просторі баків. Для їхнього осадження необхідно застосовувати спеціальні заходи, наприклад, включати допоміжні двигуни, що працюють на твердому паливі або на газі.В даний час для хімічних ракетних двигунів (у тому числі і для РРД) досягнуто межа енергетичних можливостей палива, і тому теоретично не передбачається можливість істотного збільшення їхнього питомого імпульсу, а це обмежує можливості ракетної техніки, що базується на використанні хімічних двигунів, вже освоєними двома напрямками: Космічні польоти в навколоземному просторі (як пілотовані, так і безпілотні). Дослідження космосу в межах Сонячної системи за допомогою автоматичних апаратів (Вояджер , Галілео).

Якщо короткочасна пілотована експедиція на Марс або Венеру на РРД ще є можливою (хоча існують сумніви в доцільності такого роду польотів), то для подорожі до дальших об'єктів Сонячної системи розміри необхідної для цього ракети і тривалість польоту виглядають нереалістично.

Схема двокомпонентного РРД

1 — магістраль пального

2 — магістраль окислювача

3 — насос пального

4 — насос окислювача

5 — турбіна

6 — газогенератор

7 — клапан газогенератора (пальне)

8 — клапан газогенератора (окислювач)

9 — головний клапан пального

10 — головний клапан окислювача

11 — вихлоп турбіни

12 — змішувальна головка

13 — Камера згоряння

14 — сопло

Існує досить велика різноманітність схем пристрою РРД, при єдності головного принципу їхньої дії. Розглянемо пристрій і принцип дії РРД на прикладі двокомпонентним двигуна з насосною подачею палива, як найпоширенішого, схема якого стала класичною. Інші типи РРД (за винятком трьохкомпонентного) є спрощеними варіантами розглянутого, і при їхньому описі досить буде вказати спрощення. На рис. 1 схематично представлений пристрій РРД. Компоненти палива — пальне (1) і окислювач (2) надходять з баків на відцентрові насоси (3, 4), наведені в рух газовою турбіною (5). Під високим тиском компоненти палива надходять на форсунковим головку (12) — вузол, в якому розміщені форсунки, через які компоненти нагнітаються в камеру згоряння (13), перемішуються і згорають, створюючи нагріте до високої температури газоподібне робоче тіло, яке, розширюючись у соплі, здійснює роботу і перетворює внутрішню енергію газу в кінетичну енергію його направленого руху. Через сопло (14) газ спливає з великою швидкістю, повідомляючи двигуну реактивну тягу. Паливна система РРД включає в себе всі елементи, що служать для подачі палива в камеру згоряння — паливні баки, трубопроводи, турбонасосний агрегат (ТНА) — вузол, що складається з насосів і турбіни, змонтованих на єдиному валу, форсунковим голівка, і клапани, які регулюють подачу палива . Насосна подача палива дозволяє створити в камері двигуна високий тиск, від десятків атмосфер до 250ат (РРД 11Д520 РН Зеніт). Високий тиск забезпечує більший ступінь розширення робочого тіла, що є передумовою для досягнення високого значення питомого імпульсу. Крім того, при великому тиску в камері згоряння досягається краще значення тяговооруженность двигуна — відношення величини тяги до ваги двигуна. Чим більше значення цього показника, тим менше розміри і маса двигуна (при тій же величині тяги), і тим вище ступінь його досконалості. Переваги насосної системи особливо позначаються в РРД з великою тягою — наприклад, у рухових установках ракет-носіїв. Відпрацьовані гази з турбіни ТНА надходять через форсунковим голівку в камеру згоряння разом з компонентами палива (11). Такий двигун називається двигуном із замкнутим циклом (інакше — з закритим циклом), при якому весь витрата палива, включаючи використовуване в приводі ТНА, проходить через камеру згоряння РРД. Тиск на виході турбіни в такому двигуні, очевидно, має бути вище, ніж у камері згоряння РРД, а на вході в газогенератор (6), що живить турбіну, — ще вище. Щоб задовольнити цим вимогам, для приводу турбіни використовуються ті ж компоненти палива (під високим тиском), на яких працює сам РРД (з іншим співвідношенням компонентів, як правило, — з надлишком пального, щоб знизити теплове навантаження на турбіну). Альтернативою замкнутому циклу є відкритий цикл, при якому вихлоп турбіни виробляється прямо в навколишнє середовище через відвідний патрубок. Реалізація відкритого циклу технічно простіше, оскільки робота турбіни не пов'язана з роботою камери РРД, і в цьому випадку ТНА взагалі може мати свою незалежну паливну систему, що спрощує процедуру запуску всієї рухової установки. Але системи з замкнутим циклом мають трохи кращі значення питомого імпульсу, і це змушує конструкторів долати технічні труднощі їхньої реалізації, особливо для великих двигунів ракет-носіїв, до яких пред'являються особливо високі вимоги за цим показником. Один ТНА нагнітає обидва компоненти, що припустимо у випадках, коли компоненти мають сумірні щільності. Для більшості рідин, які використовуються в якості компонентів ракетного палива, щільність коливається в діапазоні 1 ± 0,5 г/см³, що дозволяє використовувати один трубоприводи для обох насосів. Виняток становить рідкий водень, який при температурі 20 ° До має щільність 0,071 г/см ³. Для такої легкої рідини потрібно насос з абсолютно іншими характеристиками, в тому числі, з набагато більшою швидкістю обертання. Тому, у разі використання водню в якості пального, для кожного компонента передбачається незалежний ТНА. При невеликій тязі двигуна (і, отже, невеликій витраті палива) турбонасосний агрегат стає занадто важким елементом, що погіршує вагові характеристики рухової установки. Альтернативою насосній паливній системі служить витискувальний, при якій надходження палива в камеру згоряння забезпечує тиск наддуву в паливних баках, створюване стисненим газом, найчастіше азотом, який негорючий, неядовіт, не є окислювачем і порівняно дешевий у виробництві. Для наддуву баків з рідким воднем вживається гелій, так як інші гази при температурі рідкого водню конденсуються і перетворюються в рідини. При розгляді функціонування двигуна з витіснювальний системою подачі палива зі схеми на рис. 1 виключається ТНА, а компоненти палива надходять з баків прямо на головні клапани РРД (9) і (10). Тиск в паливних баках при витіснювальний подачі має бути вище, ніж у камері згоряння, баки — міцніше (і важче), ніж у випадку насосної паливної системи. На практиці тиск у камері згоряння двигуна з витіснювальний подачею палива обмежується величинами 10 — 15 ат. Зазвичай такі двигуни мають порівняно невелику тягу (в межах 10 т). Перевагами витіснювальний системи є простота конструкції та швидкість реакції двигуна на команду пуску, особливо, у випадку використання самозаймистих компонентів палива. Такі двигуни служать для виконання маневрів космічних апаратів у космічному просторі. Витіснювальний система була застосована у всіх трьох рухових установках місячного корабля Аполлон — службової (тяга 9760 кГс), посадочної (тяга 4760 кГс), і злітної (тяга 1 950 кГс). Форсунковим головка — вузол, в якому змонтовані форсунки, призначені для вприскування компонентів палива в камеру згоряння. Головна вимога, що пред'являється до форсунок — максимально швидке і ретельне перемішування компонентів при вступі в камеру, тому що від цього залежить швидкість їхнього займання і згорання. Через форсунковим головку двигуна F-1 (англ.), наприклад, в камеру згоряння щомиті надходить 1,8 т рідкого кисню і 0,9 т гасу. І час знаходження кожної порції цього палива і продуктів його згоряння в камері обчислюється мілісекундами. За цей час паливо повинне згоріти наскільки можливо повніше, так як незгоріле паливо — це втрата тяги і питомої імпульсу.

Вирішення цієї проблеми досягається рядом заходів:

Максимальне збільшення числа форсунок в голівці, з пропорційною мінімізацією витрат через одну форсунку. (У форсуночній голівці двигуна F-1 встановлюється 2600 форсунок для кисню і 3700 форсунок для гасу).Спеціальна геометрія розташування форсунок в голівці і порядок чергування форсунок пального і окислювача. Спеціальна форма каналу форсунки, завдяки якій при русі каналом рідині надається обертання, і при потраплянні в камеру вона розкидається в сторони відцентровою силою.