Войти
Vulcain двигатель Ariane 5 ракета A криогенный ракетный двигатель - это ракетный двигатель, в котором используется криогенное топливо и окислитель, то есть как его топливо, так и окислитель являются газами, сжиженными и хранящимися при очень низких температурах. Эти высокоэффективные двигатели впервые были запущены на американском самолете Atlas-Centaur и были одним из основных факторов успеха NASA в достижении Луны с помощью Saturn V <87.>ракета.
Ракетные двигатели, работающие на криогенном топливе, по-прежнему используются на высокоэффективных разгонных ступенях и ускорителях. Верхние ступени многочисленны. Бустеры включают ESA Ariane 5, JAXA H-II и United States Delta IV и Система космического запуска. США, Россия, Япония, Индия, Франция и Китай являются только страны, у которых есть действующие криогенные ракетные двигатели.
RL-10 - один из первых примеров 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 простейший топливный водород. Хотя можно хранить топливо в виде сжатого газа, для этого потребуются большие и тяжелые баки, что сделало бы достижение орбитального космического полета трудным, если не невозможным. С другой стороны, если пропелленты достаточно охлаждаются, они существуют в жидкой фазе при более высокой плотности и более низком давлении, что упрощает заправку резервуаров. Эти криогенные температуры различаются в зависимости от топлива: жидкий кислород существует ниже -183 ° C (-297,4 ° F; 90,1 K), а жидкий водород ниже - 253 ° С (-423,4 ° F, 20,1 К). Поскольку одно или несколько ракетных топлив находятся в жидкой фазе, все криогенные ракетные двигатели по определению являются либо жидкостными ракетными двигателями, либо гибридными ракетными двигателями.
. Были разработаны различные комбинации криогенного топлива и окислителя. пытались, но сочетание жидкого водородного топлива (LH2 ) и окислителя жидкого кислорода (LOX ) является одним из наиболее широко используемых. Оба компонента легко и дешево доступны, и при сгорании выделяются одни из самых высоких энтальпии в сгорании, создавая удельный импульс до 450 с при эффективная скорость выхлопа 4,4 километра в секунду (2,7 миль / с).
Основными компонентами криогенного ракетного двигателя являются камера сгорания, пиротехнический инициатор, топливная форсунка, топливо и окислитель. турбонасосы, криоклапаны, регуляторы, топливные баки и сопло ракетного двигателя. Что касается подачи топлива в камеру сгорания, криогенные ракетные двигатели почти всегда работают с насосом. Двигатели с насосным питанием работают по циклу газогенератора, циклу ступенчатого сгорания или циклу детандера. 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.
В настоящее время в шести странах успешно разработаны и развернуты криогенные ракетные двигатели:
| Страна | Двигатель | Цикл | Использование | Статус |
|---|---|---|---|---|
 США | RL-10 | Расширитель | Верхняя ступень | Активный |
| J-2 | Газогенератор | нижняя ступень | списанная | |
| SSME | ступенчатое горение | Booster | Active | |
| RS-68 | газогенератор | Booster | Активный | |
| BE-3 | Отвод горения | New Shepard | Active | |
| J-2X | Газогенератор | Верхняя ступень | Разработки | |
 Россия | РД-0120 | Ступенчатое сжигание | Дожигатель | Списано |
| КВД-1 | Ступенчатое сжигание | Разгонное | Списанное | |
| RD-0146 | Expande r | Верхняя ступень | Разработка | |
 Франция | Vulcain | Газогенератор | Бустер | Активный |
| HM7B | Газогенератор | Верхняя ступень | Активная | |
| Винчи | Детандер | Верхняя ступень | Разработка | |
 Индия | CE-7.5 | Ступенчатое сжигание | Верхняя ступень | Активный |
| CE-20 | Газогенератор | Верхняя ступень | Активный | |
 Китайская Народная Республика | YF-73 | Газогенератор | Верхняя ступень | Списанная |
| YF-75 | Газогенератор | Верхняя ступень | Активная | |
| YF-75D | Цикл детандера | Верхняя ступень | Активная | |
| YF-77 | Газогенератор | Бустерная | Активная | |
 Япония | LE-7 / 7A | Ступенчатое сжигание | Бустер | Актив |
| ЛЭ-5 / 5А / 5Б | Газогенератор (ЛЭ-5). Детандер (5А / 5Б) | Разгонный блок | Активный |
| модель | SSME / RS-25 | LE-7A | RD-0120 | Vulcain2 | RS-68 | YF-77 |
|---|---|---|---|---|---|---|
| Страна происхождения | США | Япония |  Советский Союз | Франция | США | Китайская Народная Республика |
| 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 | 4,20 м |
| Диаметр | 1,63 м | 1,82 м | 2,42 м | 1,76 м | 2,43 м | - |
| Сухой вес | 3,177 кг | 1832 кг | 3,449 кг | 1,686 кг | 6,696 кг | 2,700 кг |
| Пропеллент | LOX / LH2 | LOX / LH2 | LOX / LH2 | LOX / LH2 | LOX / LH2 | LOX / LH2 |
| Давление в камере | 18,9 МПа | 12,0 МПа | 21,8 МПа | 11,7 МПа | 9,7 МПа | 10,2 МПа |
| Исп. (Вакуум) | 453 с | 440 с | 454 с | 433 с | 409 с | 438 с |
| Тяга (вакуум.) | 2.278MN | 1.098MN | 1.961MN | 1.120MN | 3.37MN | 673 кН |
| Тяга (SL) | 1.817MN | 0.87MN | 1.517MN | 0.800MN | 2.949MN | 550 кН |
| Используется в | Space Shuttle Space Launch System | H-IIA. H-IIB | Energia | Ariane 5 | Delta IV | Long March 5 |
| RL-10 | HM7B | Vinci | KVD-1 | CE-7.5 | CE-20 | YF-73 | YF-75 | YF-75D | RD-0146 | ES-702 | ES-1001 | LE-5 | LE-5A | LE- 5B | |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Страна происхождения | США | Франция | Франция | Советский Союз | Индия | Индия | Китайская Народная Республика | Китайская Народная Республика | Китайская Народная Республика | Россия | Япония | Япония | Япония | Япония | Япония |
| Цикл | Детандер | Газогенератор | Детандер | Ступенчатый Горение | Поэтапное горение | Газогенератор | Газогенератор | Газогенератор | Детандер | Детандер | Газогенератор | Газогенератор | Газогенератор | Цикл выпуска воздуха из расширителя. (расширитель сопла) | E цикл слива расширителя. (расширитель камеры) |
| Усилие (в вакууме) | 66,7 кН (15000 фунт-сила) | 62,7 кН | 180 кН | 69,6 кН | 73 кН | 200 кН | 44,15 кН | 78,45 кН | 88,26 кН | 98,1 кН (22054 фунт-силы) | 68,6 кН (7,0 тс) | 98 кН (10,0 тс) | 102,9 кН (10,5 тс) | r121,5 кН (12,4 тс) | 137,2 кН (14 тс) |
| Соотношение компонентов | 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 | |||
| Сопло соотношение | 40 | 83,1 | 100 | 40 | 80 | 80 | 40 | 40 | 140 | 130 | 110 | ||||
| Isp (в вакууме) | 433 | 444,2 | 465 | 462 | 454 | 443 | 420 | 438 | 442 | 463 | 425 | 425 | 450 | 452 | 447 |
| Давление в камере: МПа | 2,35 | 3,5 | 6,1 | 5,6 | 5,8 | 6,0 | 2,59 | 3,68 | 7,74 | 2. 45 | 3,51 | 3,65 | 3,98 | 3,58 | |
| LH2TP 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 | 550 | 242 | 255,8 | 259,4 | 255 | 248 | 285 |
