ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ЖРД), реактивный двигатель, работающий на жидком ракетном топливе. Схема ЖРД разработана К. Э. Циолковским в 1903, доказавшим возможность использования ЖРД для межпланетных полётов. Предложенные им принципы конструктивного решения ЖРД были дополнены Ю. В. Кондратюком и сохранились в совр. двигателях. Первые ЖРД были разработаны и испытаны амер. учёным Р. Годдардом в 1923 и нем. учёным

Г. Обертом в 1929. Над созданием ЖРД за рубежом работали франц. учёный Р. Эно-Пельтри, нем. учёные Э. Зенгер, Г. Вальтер и др. Первые отечеств. ЖРД: ОРМ (опытный ракетный мотор) и ОРМ-1 построены и испытаны в Газодинамической лаборатории (ГДЛ) в 1930- 1931 В. П. Глушко; ОР-2 и двигатель-10 разработаны в Группе изучения реактивного движения Ф. А. Цандером и испытаны в 1932-33.

В 30-е гг. в СССР было создано семейство ЖРД ОРМ-1 - ОРМ-102. Эти ЖРД служили для отработки элементов конструкций, обеспечивающих зажигание, запуск, работу на режиме на различных жидких топливах, а также для практич. использования в летательных аппаратах (напр., ОРМ-50, ОРМ-52 и др.).

С 40-х гг. в СССР и за рубежом разработано большое кол-во типов ЖРД, нашедших широкое применение на ракетах различного назначения и на нек-рых самолётах. В 1942 в Германии были начаты лётные испытания ракеты Фау-2 В. фон Брауна с ЖРД тягой 245 кн конструкции В. Тиля. В 1943-46 на самолётах В. М. Петлякова, С. А. Лавочкина, А. С. Яковлева и П. О. Сухого были проведены лётные испытания вспомогат. авиац. ЖРД, созданных в Опытно-конструкторском бюро, выросшем из ГДЛ (ГДЛ-ОКБ). В СССР в нач. 50-х гг. полёты совершали баллистические ракеты, ЖРД к-рых обладали значительно большей тягой. В дальнейшем под рук. Глущко, А. М. Исаева, С. А. Косберга и др. сов. конструкторов были разработаны и созданы двигатели (см. рис. 1, 2), обеспечившие полёты первых сов. искусств. спутников Земли, искусств. спутников Солнца, Луны, Марса, автоматич. станций на Луну, Венеру и Марс, космич. кораблей, всех геофизич. и др. ракет в 1949-72. ЖРД получили широкое развитие в США, Великобритании, Франции и др. странах.

ЖРД состоит из камеры сгорания с соплом, систем подачи компонентов топлива, органов регулирования, зажигания и вспомогат. агрегатов (теплообменников, смесителей и др.). ЖРД развивает тягу от мн (микроракетные двигатели) до неск. Мн (ЖРД 1-й ступени ракеты "Сатурн-5" создаёт тягу ок. 7 Мн); удельный импульс достигает

4500 н*сек/кг для 2-компонентных и до

5000 н*сек/кг для 3-компонентных топлив.

Масса двигателя, отнесённая к единице тяги, составляет 0,7-2 г/н; габаритные размеры изменяются в широких пределах. ЖРД бывают с однократным и многократным запуском, одно- и многокамерные. Ракетные силовые установки могут быть одно- и многодвигательные. Система подачи топлива в ЖРД может быть вытеснительная или с турбонасоссным агрегатом (ТНА) (рис. 3). ЖРД с ТНА бывают 2 осн. схем: без дожигания генераторного газа и с дожиганием. В ЖРД с ТНА без дожигания генераторного газа продукты газогенерации после срабатывания в турбине выбрасываются в окружающую среду через вспомогат. сопла, часто являющиеся рулевыми. Генераторный газ, продукт неполного сгорания, имеет относительно низкую темп-ру, а вспомогат. сопла меньшую степень расширения, чем основные, поэтому удельный импульс, получаемый при истечении продуктов сгорания через вспомогат.

сопла, меньше удельного импульса основной камеры ЖРД, т. е. имеет место потеря удельного импульса. В ЖРД с дожиганием генераторного газа относит. низкотемпературные продукты газогенерации, получаемые из осн. компонентов топлива, после срабатывания в турбине направляются в камеру ЖРД для дожигания.

Такие ЖРД не имеют потери удельного импульса, обусловленной приводом ТНА. По назначению различают ЖРД: основные (маршевые), корректирующие, тормозные, рулевые: микроракетные ЖРД могут быть стабилизирующими и ориентационными. Обычно ЖРД работают при постоянном давлении в камере сгорания, но микроракетные двигатели бывают импульсными. Разрабатываются комбинированные двигатели, использующие ЖРД: турбо- и воздушноракетные. По роду окислителя ЖРД бывают: азотнокислотные, азоттетроксидные, кислородные, перекисьводородные, фторные и др. Проблемы, возникающие при создании ЖРД, многочисленны. Необходим рациональный выбор топлива, удовлетворяющего заданным удельному импульсу и условиям эксплуатации, а также совершенство рабочего процесса для достижения заданного удельного импульса. Требуется устойчивая работа на заданных режимах, без развитых низкочастотных и высокочастотных колебаний давления, вызывающих разрушительные вибрации двигателя. Охлаждение двигателя, подверженного воздействию агрессивных продуктов сгорания при весьма высоких темп-pax (до 5000 К) и давлениях(до десятков усугубляемому в нек-рых случаях присутствием конденсированной фазы, представляет значительные трудности.

Рис. 3. Схема подачи топлива в жидкостном ракетном двигателе с турбонасосным агрегатом: 1 - топливные баки; 2 - парогенератор; 3 - турбонасосный агрегат; 4 - форсунки; 5 - камера сгорания; 6 - сопло.

Большинство камер охлаждается одним из компонентов топлива. Если при этом не удаётся охладить сопло и камеру до темп-ры, требуемой условиями прочности (при использовании всего топлива), то в слое газа, прилегающем к стенке, создают пониженную темп-ру путём обогащения пристеночного слоя одним из компонентов. Часто применяется смешанное охлаждение, т. е. наружное и внутреннее одновременно(рис. 4).

Рис. 4. Схема жидкостного ракетного двигателя со смешанным охлаждением; 1 - баллон со сжатым газом; 2 - редуктор давления; 3 - топливные баки: 4 - клапана; 5 - камера сгорания: 6 - пояса подачи горючего для внутреннего охлаждения; 7 - сопло.

Для защиты стенок камеры и сопла от нагрева одновременно с их охлаждением широко применяют теплозащитные покрытия. Сложной задачей является надёжность подачи топлива (криогенного, агрессивного и др.) при давлениях

до мн. десятков Мн/м² и расходах до неск.т/сек. Необходимо обеспечение минимальной массы двигателя. См. также ст. Реактивный двигатель, Ракетный двигатель.

Лит.: Циолковский К. Э., Исследование мировых пространств реактивными приборами, Калуга, 1926; Добровольский М. В., Жидкостные ракетные двигатели, М., 1968; Алемасов В. Е., Дрегалин А. Ф., Тишин А. П., Теория ракетных двигателей, 2 изд., М., 1969; Петрович Г. В., Ракетные двигатели ГДЛ-ОКБ. 1929-1969, М., 1969; Волков Е. Б., Головков Л. Г., Сырицын Т. Л., Жидкостные ракетные двигатели, М., 1970; Rocket propulsion, Amst,- L.- N. Y., 1960. С. З. Копелев.