Рідинний ракетний двигун (РРД) — хімічний ракетний двигун, що використовує як ракетне пальне рідини, зокрема зріджені гази. За кількістю використовуваних хімічних складових, розрізняються одно-, дво- та трикомпонентні РРД.
Історія
Можливість використання рідин, зокрема рідких водню і кисню, як пального для ракет, зазначав Костянтин Ціолковський у статті «Дослідження світових просторів реактивними приладами», оприлюдненій 1903 року. Перший робочий дослідний РРД, побудував американський винахідник Роберт Ґоддард 1926 року. Подібні розробки в 1931–1933 роках, здійснювались в СРСР групою послідовників під керівництвом Фрідріха Цандера. Ці роботи продовжились у створеному 1933 року РНДІ, але 1938 року тематику РРД в ньому закрили, а провідних конструкторів Сергія Корольова і Валентина Глушка репресували, як «шкідників».
Найбільших успіхів у розробці РРД в першій половині XX століття, досягли німецькі конструктори Вальтер Тіль, Гельмут Вальтер, Вернер фон Браун та інші. Впродовж Другої світової війни вони створили кілька РРД для ракет військового призначення: балістичної V-2, зенітних Вассерфаль, Шметтерлінг, Рейнтохтер R3. У Третьому райху до 1944 року, насправді була створена нова галузь — ракетобудування, під загальним керівництвом В. Дорнбергера, тоді як в інших країнах, розробки РРД перебували на дослідній стадії.
Після закінчення війни, розробки німецьких конструкторів підштовхнули дослідження в галузі ракетобудування в СРСР і у США, куди емігрувало багато німецьких науковців та інженерів, зокрема фон Браун. Розпочата гонитва озброєнь і суперництво СРСР і США за першість в освоєнні космосу, дуже спонукали подальші розробки РРД.
1957 року в СРСР під керівництвом Корольова створили МБР Р-7, оснащену РРД РД-107 і РД-108, на той час найпотужнішими і найдосконалішими у світі, розробленими під керівництвом Глушка. Ця ракета була використана, як носій перших у світі ШСЗ, перших пілотованих КА і міжпланетних зондів.
1969 року у США запустили перший космічний корабель серії Аполлон, виведений на траєкторію польоту до Місяця ракетою-носієм Сатурн V, перший ступінь якої мав п'ять двигунів F-1. F-1 досі є найпотужнішим серед однокамерних РРД, поступаючись за тягою чотирикамерному двигуну РД-170, розробленому КБ «Енергомаш» в Радянському Союзі 1976 року. Нині космічні програми всіх країн ґрунтуються на використанні РРД.
Галузь використання, переваги та вади
Ракети-носії і рушійні установки різних космічних апаратів, є переважною сферою застосування РРД.
Переваги РРД:
Найвищий питомий імпульс у класі хімічних ракетних двигунів (понад 4500 м/с для пари кисень-водень, для гас-кисень — 3500 м/с).
Керованість тяги: керуюючи витратою пального, можна змінювати силу тяги у великих межах і повністю припиняти роботу двигуна, з подальшим повторним запуском. Це необхідно при маневруванні апарата в космічному просторі.
Під час створення великих ракет, наприклад, носіїв, що виводять на навколоземну орбіту багатотонні вантажі, використання РРД дозволяє досягти масової переваги порівняно з твердопаливними двигунами (РТПД). По-перше, завдяки вищому питомому імпульсу, а по-друге за рахунок того, що рідке пальне міститься в окремих баках, з яких воно подається в камеру згоряння насосами. Завдяки цьому, тиск у баках істотно (у десятки разів) нижче, ніж у камері згоряння, а самі баки виконуються тонкостінними і відносно легкими. У твердопаливних РТПД, вмістище палива, є одночасно і камерою згоряння, і мусить витримувати високий тиск (десятки атмосфер), а це спричинює збільшення його ваги. Чим більший обсяг пального в ракеті, тим більший розмір контейнерів для його зберігання, і тим дужче позначається вагова перевага РРД порівняно 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 відповідні за можливостями твердопаливні (попри те, що 1 кг рідкого палива в кілька разів дешевше від твердого). Перевозити рідинну ракету необхідно з великими пересторогами, а технологія підготовки її до запуску складніша, є копіткою і вимагає більше часу (особливо у разі використання скраплених газів, як складових пального), через це для ракет військового призначення, перевага надається твердопаливним двигунам, зважаючи на їхню вищу надійність, мобільність та боєготовність.
Складники рідкого палива в невагомості, некеровано переміщаються в просторі баків. Для їхнього осадження треба вживати особливих заходів, наприклад, залучати допоміжні двигуни, що працюють на твердому паливі або на газі.
Нині для хімічних ракетних двигунів (зокрема і для РРД) досягнуто межі енергетичних можливостей пального, отож теоретично не передбачається можливість істотного збільшення їхнього питомого імпульсу, а це обмежує можливості ракетної техніки, що заснована на використанні хімічних двигунів, вже освоєними двома напрямками: Космічні польоти в навколоземному просторі (пілотовані і безпілотні). Дослідження космосу в межах Сонячної системи за допомогою автоматичних апаратів (Вояджер, Галілео).
Якщо короткочасне відрядження людей на Марс або Венеру на РРД, ще є можливим (хоча існують сумніви в доцільності таких польотів), то для подорожі до дальших об'єктів Сонячної системи, розміри необхідної для цього ракети і тривалість польоту виглядають недосяжними.
Будова і спосіб дії двокомпонентних РРД
Існує чимала різноманітність схем будови РРД, при єдності головного принципу їхньої дії. Розглянемо улаштування і спосіб дії РРД, на прикладі двокомпонентного двигуна з насосним подаванням пального, як найпоширенішого, схема якого стала класичною. Інші типи РРД (за винятком трикомпонентного) є спрощеними різновидами розглянутого, і для їхнього опису, досить буде вказати спрощення.
На схемі праворуч схематично представлено будову РРД.
Компоненти палива — пальне (1) і окисник (2) надходять з баків на відцентрові насоси (3, 4), що приводяться в рух газовою турбіною (5). Під високим тиском складові пального надходять на форсункову головку (12) — вузол, в якому розміщені форсунки, крізь 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 розжареного газу на кінетичну енергію його направленого руху. Через сопло (14) газ викидається з великою швидкістю, надаючи двигуну реактивну тягу.
Паливна система РРД складається з пристроїв, що застосовуються для подавання пального до камери згоряння — паливних баків, трубопроводів, турбонасосного агрегату (ТНА — вузол, що складається з насосів і турбіни, змонтованих на єдиному валу), форсункової головки, і клапанів, які керують подаванням пального. Насосне подавання палива дозволяє створити в камері двигуна високий тиск, від десятків до 250 атмосфер (РРД 11Д520 РН Зеніт). Високий тиск забезпечує більший ступінь розширення робочого тіла, що є передумовою для досягнення високого значення питомого імпульсу. Водночас, при великому тиску в камері згоряння, досягається краще значення тягооснащеності двигуна — відношення величини тяги до маси двигуна. Чим вище значення цього показника, тим менше розміри і маса двигуна (за тієї же величини тяги), і тим вище ступінь його досконалості. Переваги насосної системи особливо позначаються в РРД з великою тягою — наприклад, у рушійних установках ракет-носіїв.
На схемі відпрацьовані гази з турбіни ТНА надходять крізь форсункову голівку в камеру згоряння разом з компонентами палива (11). Такий двигун називається двигуном із замкненим циклом (інакше — з закритим циклом), коли усе витрачене паливо, зокрема використовуване в приводі ТНА, проходить крізь камеру згоряння РРД. Тиск на виході турбіни в такому двигуні вищий, 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 складові пального (під високим тиском), на яких працює сам РРД (з іншим співвідношенням компонентів, здебільшого, — з надлишком пального, щоб знизити теплове навантаження на турбіну).
Противагою замкненому циклу є відкритий цикл, у разі якого вихлоп турбіни викидається просто в навколишнє середовище через відвідний патрубок. Втілення 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 порядок запуску всієї рушійної установки. Але системи з замкнутим циклом мають трохи кращі значення питомого імпульсу, і це змушує конструкторів долати технічні складнощі їхньої реалізації, особливо для великих двигунів ракет-носіїв, до яких висуваються особливо високі вимоги за цим показником.
На схемі один ТНА нагнітає обидва компоненти, що припустимо у випадках, коли складові мають співмірні густини. Для більшості рідин, що використовуються як компоненти ракетного палива, густина коливається в межах 1±0,5 г/см³, що дозволяє використовувати один турбопривід для обох насосів. Виняток становить рідкий водень, який за температури 20 K має густину 0,071 г/см³. Для такої легкої рідини потрібен насос з цілковито іншими властивостями, зокрема, з набагато більшою швидкістю обертання. Через це, у разі використання водню як пального, для кожної хімічної складової передбачається незалежний ТНА.
У разі невеликої тяги двигуна (отже й, невеликої витрати пального) турбонасосний агрегат стає занадто важким пристроєм, що погіршує масові показники рушійної установки. Противагою насосній паливній системі, слугує витискувальна, коли надходження пального в камеру згоряння забезпечує тиск наддуву в паливних баках, створюваний стисненим газом, найчастіше азотом, який негорючий, неотруйний, не окислювач і порівняно дешевий у виробництві. Для наддуву баків з рідким воднем застосовується гелій, оскільки інші гази при температурі рідкого водню конденсуються і перетворюються в рідини.
Стосовно розгляду роботи двигуна з витискувальною системою подавання пального, зі схеми вилучається ТНА, а компоненти палива надходять з баків одразу на головні клапани РРД (9) і (10). Тиск в паливних баках з витискувальним подаванням має бути вищим, ніж у камері згоряння, баки — міцніше (і важче), порівняно з насосною паливною системою. Переважно, тиск у камері згоряння двигуна з витискувальним подаванням пального, лежить у межах 10—15 атмосфер. Зазвичай, такі двигуни мають порівняно невелику тягу (в межах 10 т). Перевагами витискувальної системи є простота конструкції та швидкість реакції двигуна на команду запуску, особливо у разі використання самозаймистих компонентів палива. Такі двигуни використовують для маневрування космічних апаратів у космічному просторі. Витискувальна система використовувалась у трьох рушійних установках місячного корабля Аполлон — службовій (тяга 9760 кГс), посадковій (тяга 4760 кГс), і злітній (тяга 1 950 кГс).
Форсункова головка — вузол, в якому змонтовані форсунки, призначені для впорскування компонентів палива в камеру згоряння. Головна вимога до форсунок — якнайбільш швидке і ретельне перемішування складових під час надходження в камеру, оскільки від цього залежить стрімкість їхнього займання і згорання.
Крізь форсункову головку двигуна F-1, до камери згоряння щосекунди надходить 1,8 т рідкого кисню і 0,9 т гасу. Кожна порція цього пального і продуктів його згоряння перебуває в камері впродовж мілісекунд. За цей час паливо має згоріти якомога повніше, оскільки незгоріле пальне — це втрата тяги і питомого імпульсу.
Вирішення цієї проблеми досягається такими заходами:
Максимальне збільшення кількості форсунок в голівці, з пропорційним зменшенням витрат крізь одну форсунку. (У форсунковій голівці двигуна F-1 встановлюється 2600 форсунок для кисню і 3700 форсунок для гасу). Особлива геометрія розташування форсунок в голівці і порядок чергування форсунок пального і окисника.