Из Википедии, бесплатной энциклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску
Vulcain двигатель Ариан - 5 ракеты

Криогенной ракетный двигатель является ракетным двигателем , который использует криогенное топливо и окислитель , то есть, как его топливо и окислитель газу сжиженный и хранили при очень низких температурах. [1] Эти высокоэффективные двигатели впервые были запущены на американском « Атлас-Кентавр» и были одним из основных факторов успеха НАСА в достижении Луны с помощью ракеты « Сатурн V ». [1]

Ракетные двигатели, работающие на криогенном топливе, по-прежнему используются на высокоэффективных верхних ступенях и ускорителях. Верхние ступени многочисленны. Бустеры включают ЕКА Ariane 5 , ДЖАКС «s H-II , и Соединенные Штаты Delta IV и Space Launch System . США , Россия , Япония , Индия , Франция и Китай - единственные страны, которые имеют действующие криогенные ракетные двигатели.

Криогенное топливо [ править ]

РЛ-10 - ранний образец криогенного ракетного двигателя.

Ракетным двигателям требуется высокий массовый расход окислителя и топлива для создания полезной тяги. Кислород, самый простой и наиболее распространенный окислитель, находится в газовой фазе при стандартной температуре и давлении , как и водород, простейшее топливо. Хотя можно хранить топливо в виде сжатых газов, для этого потребуются большие и тяжелые баки, которые сделают орбитальный космический полет трудным, если не невозможным. С другой стороны, если пропеллент охлаждают в достаточной степени, что они существуют в жидкой фазе при более высокой плотности и более низкого давлении, что упрощает боинский. Эти криогенные температуры меняются в зависимости от топлива, с жидким кислородом.существующий ниже -183 ° C (-297,4 ° F; 90,1 K) и жидкий водород ниже -253 ° C (-423,4 ° F; 20,1 K). Поскольку одно или несколько топлив находится в жидкой фазе, все криогенные ракетные двигатели по определению являются либо жидкостными ракетными двигателями, либо гибридными ракетными двигателями . [2]

Были опробованы различные комбинации криогенного топлива и окислителя, но комбинация жидкого водородного топлива ( LH2 ) и окислителя жидкого кислорода ( LOX ) является одной из наиболее широко используемых. [1] [3] Оба компонента легко и дешево доступен, и при горении имеет один из самых высоких энтальпии выпусков в горении , [4] производя удельный импульс до 450 с при эффективной скорости истечения 4,4 километров в секунду ( 2,7 миль / с).

Компоненты и циклы сгорания [ править ]

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 полностью работают с насосом . Двигатели с насосным питанием работают в газогенераторном цикле , в цикле ступенчатого сгорания или в детандерном цикле.. Газогенераторные двигатели обычно используются на бустерных двигателях из-за их более низкого КПД, двигатели с ступенчатым сгоранием могут выполнять обе роли за счет большей сложности, а детандерные двигатели используются исключительно на верхних ступенях из-за их низкой тяги. [ необходима цитата ]

Ракетные двигатели LOX + LH2 по странам [ править ]

В настоящее время в шести странах успешно разработаны и внедрены криогенные ракетные двигатели:

СтранаДвигательЦиклИспользоватьПоложение дел
 Соединенные ШтатыRL-10РасширительВерхняя ступеньАктивный
J-2Газогенераторнижняя ступеньНа пенсии
SSMEПоэтапное горениеБустерАктивный
RS-68ГазогенераторБустерАктивный
BE-3Отвод горенияНовый ШепардАктивный
BE-7Отвод горенияГолубая луна (космический корабль)Активный
J-2XГазогенераторВерхняя ступеньРазвивающий
 РоссияРД-0120Поэтапное горениеБустерНа пенсии
КВД-1Поэтапное горениеВерхняя ступеньНа пенсии
РД-0146РасширительВерхняя ступеньРазвивающий
 ФранцияВулкаинГазогенераторБустерАктивный
HM7BГазогенераторВерхняя ступеньАктивный
ВинчиРасширительВерхняя ступеньРазвивающий
 ИндияCE-7.5Поэтапное горениеВерхняя ступеньАктивный
CE-20ГазогенераторВерхняя ступеньАктивный
 Китайская Народная РеспубликаYF-73ГазогенераторВерхняя ступеньНа пенсии
YF-75ГазогенераторВерхняя ступеньАктивный
YF-75DЦикл экспандераВерхняя ступеньАктивный
YF-77ГазогенераторБустерАктивный
 ЯпонияЛЭ-7 / 7АПоэтапное горениеБустерАктивный
ЛЭ-5 / 5А / 5БГазогенератор (ЛЭ-5)
Детандер (5А / 5Б)		Верхняя ступеньАктивный

Сравнение криогенных ракетных двигателей первой ступени [ править ]

модельSSME / RS-25ЛЭ-7АРД-0120Вулкаин2RS-68YF-77
Страна происхождения Соединенные Штаты Япония Советский союз Франция Соединенные Штаты Китайская Народная Республика
ЦиклПоэтапное горениеПоэтапное горениеПоэтапное горениеГазогенераторГазогенераторГазогенератор
Длина4,24 м3,7 м4,55 м3,00 м5.20 м4,20 м
Диаметр1,63 м1,82 м2,42 м1,76 м2,43 м-
Сухой вес3177 кг1832 кг3449 кг1,686 кг6,696 кг1375 кг
ПропеллентLOX / LH2LOX / LH2LOX / LH2LOX / LH2LOX / LH2LOX / LH2
Давление в камере18,9 МПа12,0 МПа21,8 МПа11,7 МПа9,7 МПа10,2 МПа
Исп (вак.)453 с440 с454 с433 с409 с430 с
Тяга (вакуум)2,278 МН1.098 МН1,961 МН1,120 МН3,37 МН700 кН
Тяга (SL)1,817 МН0,87 МН1,517 МН0,800 МН2,949 млн509,6 кН
Используется в Система запуска космического корабля "Шаттл"H-IIA
H-IIB		ЭнергияАриана 5Дельта IVДлинный марш 5

Сравнение разгонных блоков криогенных ракетных двигателей [ править ]

Характеристики
　RL-10HM7BВинчиКВД-1CE-7.5CE-20YF-73YF-75YF-75DРД-0146ES-702ES-1001ЛЭ-5ЛЭ-5АЛЭ-5Б
Страна происхождения Соединенные Штаты Франция Франция Советский союз Индия Индия Китайская Народная Республика Китайская Народная Республика Китайская Народная Республика Россия Япония Япония Япония Япония Япония
ЦиклРасширительГазогенераторРасширительПоэтапное горениеПоэтапное горениеГазогенераторГазогенераторГазогенераторРасширительРасширительГазогенераторГазогенераторГазогенераторЦикл выпуска воздуха из расширителя
(расширитель сопла)		Цикл слива расширителя
(расширитель камеры)
Тяга (вакуум)66,7 кН (15000 фунтов-силы)62,7 кН180 кН69,6 кН73 кН200 кН44,15 кН78,45 кН88,26 кН98,1 кН (22054 фунт-силы)68,6 кН (7,0 тс) [5]98 кН (10,0 тс) [6]102,9 кН (10,5 тс)r121,5 кН (12,4 тс)137,2 кН ​​(14 тс)
Соотношение смеси5,5: 1 или 5,88: 15.05,85,055.05.26.05.26.05.555
Соотношение форсунок4083,11004080804040140130110
Я sp (Vac.)433444,2465462454443420438442463425 [7]425 [8]450452447
Давление в камере: МПа2.353.56.15,65,86.02,593,687,742,453,513,653,983,58
LH 2 TP об / мин90 00042 00065 000125 00041 0004631050 00051 00052 000
LOX TP об / мин18 00016 68021 08016 00017 00018 000
Длина м1,731,82,2 ~ 4,22,142,141,442,82.22,682,692,79
Сухой вес кг135165550282435558236550242255,8259,4255248285

Ссылки [ править ]

  1. ^ a b c Бильштейн, Роджер Э. (1995). Этапы к Сатурну: Технологическая история ракет-носителей «Аполлон / Сатурн» (НАСА SP-4206) (Серия истории НАСА) . Управление истории НАСА. стр.  89 -91. ISBN 0-7881-8186-6.
  2. ^ Biblarz, Оскар; Саттон, Джордж Х. (2009). Элементы силовой установки ракеты . Нью-Йорк: Вили. п. 597 . ISBN 0-470-08024-8.
  3. ^ Температура разжижения кислорода составляет 89 кельвинов , и при этой температуре он имеет плотность 1,14 кг / л. Для водорода она составляет 20 К, чуть выше абсолютного нуля , и имеет плотность 0,07 кг / л.
  4. ^ Biswas, S. (2000). Космические перспективы в космической физике . Брюссель: Kluwer. п. 23. ISBN 0-7923-5813-9. «... [LH2 + LOX] имеет почти самый высокий удельный импульс».
  5. ^ без форсунки 48,52 кН (4,9 тс)
  6. ^ без форсунки 66,64 кН (6,8 тс)
  7. ^ без форсунки 286,8
  8. ^ без форсунки 291,6

Внешние ссылки [ править ]

  • Криогенный ракетный двигатель США RL10B-2
  • Российские криогенные ракетные двигатели