Криогенный ракетный двигатель - Cryogenic rocket engine

Вулкаин двигатель Ариана 5 ракета

А криогенный ракетный двигатель это ракетный двигатель который использует криогенное топливо и окислитель то есть и его топливо, и окислитель представляют собой сжиженные газы, которые хранятся при очень низких температурах.^[1] Эти высокоэффективные двигатели впервые полетели в США. Атлас-Кентавр и были одним из основных факторов НАСА успех в достижении Луны Сатурн V ракета.^[1]

Ракетные двигатели, работающие на криогенном топливе, по-прежнему используются на высокоэффективных верхних ступенях и ускорителях. Верхние ступени многочисленны. Бустеры включают ЕКА Ариана 5, JAXA с H-II, а Соединенные Штаты Дельта IV и Система космического запуска. Соединенные Штаты, Россия, Япония, Индия, Франция и Китай являются единственными странами, в которых эксплуатируются криогенные ракетные двигатели.

Криогенные топлива

RL-10 является одним из первых примеров криогенного ракетного двигателя.

Ракетным двигателям нужен высокий массовый расход окислителя и топлива для создания полезной тяги. Кислород, самый простой и самый распространенный окислитель, находится в газовая фаза в стандартная температура и давление, как и водород, простейшее топливо. Хотя можно хранить топливо в виде сжатых газов, для этого потребуются большие и тяжелые резервуары, которые позволили бы достичь орбитальный космический полет сложно, если не невозможно. С другой стороны, если топливо достаточно охладиться, оно существовать в жидкая фаза при более высокой плотности и более низком давлении, что упрощает заправку. Эти криогенный температура варьируется в зависимости от топлива, с жидкий кислород существующие ниже -183 ° C (-297,4 ° F; 90,1 K) и жидкий водород ниже -253 ° C (-423,4 ° F, 20,1 К). Поскольку одно или несколько ракетных компонентов находятся в жидкой фазе, все криогенные ракетные двигатели по определению либо жидкостные ракетные двигатели или же гибридные ракетные двигатели.^[2]

Были опробованы различные комбинации криогенного топлива и окислителя, но комбинация жидкого водорода (LH2 ) топливо и жидкий кислород (LOX ) окислитель - один из наиболее широко используемых.^[1]^[3] Оба компонента легко и дешево доступны, а при сгорании имеют один из самых высоких энтальпия выпускает в горение,^[4] производство удельный импульс до 450 с при эффективная скорость истечения 4,4 километра в секунду (2,7 миль / с).

Компоненты и циклы сгорания

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 исключительно накачанный. Двигатели с насосным питанием работают в газогенераторный цикл, а ступенчатый цикл горения, или цикл экспандера. Газогенераторные двигатели, как правило, используются на бустерных двигателях из-за их более низкой эффективности, двигатели с ступенчатым внутренним сгоранием могут выполнять обе роли за счет большей сложности, а детандерные двигатели используются исключительно на верхних ступенях из-за их низкой тяги.^{[нужна цитата ]}

Ракетные двигатели LOX + LH2 по странам

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

Страна	Двигатель	Цикл	Использовать	Положение дел
Соединенные Штаты	RL-10	Расширитель	Верхняя ступень	Активный
	J-2	Газогенератор	нижняя ступень	На пенсии
	SSME	Поэтапное горение	Бустер	Активный
	RS-68	Газогенератор	Бустер	Активный
	BE-3	Отвод горения	Новый Шепард	Активный
	BE-7	Отвод горения	Голубая луна (космический корабль)	Активный
	J-2X	Газогенератор	Верхняя ступень	Развивающий
Россия	РД-0120	Поэтапное горение	Бустер	На пенсии
	КВД-1	Поэтапное горение	Верхняя ступень	На пенсии
	РД-0146	Расширитель	Верхняя ступень	Развивающий
Франция	Вулкаин	Газогенератор	Бустер	Активный
	HM7B	Газогенератор	Верхняя ступень	Активный
	Винчи	Расширитель	Верхняя ступень	Развивающий
Индия	CE-7.5	Поэтапное горение	Верхняя ступень	Активный
Индия	CE-20	Газогенератор	Верхняя ступень	Активный
Китайская Народная Республика	YF-73	Газогенератор	Верхняя ступень	На пенсии
	YF-75	Газогенератор	Верхняя ступень	Активный
	YF-75D	Цикл экспандера	Верхняя ступень	Активный
	YF-77	Газогенератор	Бустер	Активный
Япония	ЛЭ-7 / 7А	Поэтапное горение	Бустер	Активный
Япония	ЛЭ-5 / 5А / 5Б	Газогенератор (ЛЭ-5) Расширитель (5A / 5B)	Верхняя ступень	Активный

Сравнение криогенных ракетных двигателей первой ступени

модель	SSME / RS-25	ЛЭ-7А	РД-0120	Вулкаин2	RS-68	YF-77
Страна происхождения	Соединенные Штаты	Япония	Советский союз	Франция	Соединенные Штаты	Китайская Народная Республика
Цикл	Поэтапное горение	Поэтапное горение	Поэтапное горение	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	3177 кг	1832 кг	3449 кг	1,686 кг	6,696 кг	2700 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 (вак.)	453 с	440 с	454 с	433 с	409 с	438 с
Тяга (вакуум)	2,278 МН	1.098 МН	1,961 МН	1,120 МН	3,37 МН	673 кН
Тяга (SL)	1,817 МН	0,87 МН	1,517 МН	0,800 МН	2,949 млн	550 кН
Используется в	Космический шатл Система космического запуска	H-IIA H-IIB	Энергия	Ариана 5	Дельта IV	Длинный марш 5

Сравнение разгонных криогенных ракетных двигателей

**Характеристики**
	RL-10	HM7B	Винчи	КВД-1	CE-7.5	CE-20	YF-73	YF-75	YF-75D	РД-0146	ES-702	ES-1001	ЛЭ-5	ЛЭ-5А	ЛЭ-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
Цикл	Расширитель	Газогенератор	Расширитель	Поэтапное горение	Поэтапное горение	Газогенератор	Газогенератор	Газогенератор	Расширитель	Расширитель	Газогенератор	Газогенератор	Газогенератор	Цикл слива расширителя （Расширитель сопла）	Цикл слива расширителя （Расширитель камеры）
Тяга (вакуум)	66,7 кН (15000 фунтов-силы)	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)^[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 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 форсунок	40	83.1				100	40	80	80		40	40	140	130	110
я_зр (Vac.)	433	444.2	465	462	454	443	420	438	442	463	425^[7]	425^[8]	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
LH₂ 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	550		242	255.8	259.4	255	248	285

внешняя ссылка

[saturn-1] а ^б ^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.

[isbn0-470-08024-8-2] Библарц, Оскар; Саттон, Джордж Х. (2009). Элементы силовой установки ракеты. Нью-Йорк: Вили. п.597. ISBN 0-470-08024-8.

[3] Температура разжижения кислорода 89 кельвины, и при этой температуре он имеет плотность 1,14 кг / л. Для водорода это 20 К, чуть выше абсолютный ноль, и имеет плотность 0,07 кг / л.

[isbn0-7923-5813-9-4] Бисвас, С. (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 48,52кН (4,9 тс)

[6] без форсунки 66,64кН (6,8 тс)

[7] без насадки 286,8

[8] без форсунки 291,6

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6]

[7]

[8]