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.

А Б В Г Д Е Ё Ж З И Й К Л М Н О П Р С Т У Ф Х Ц Ч Ш Щ Ъ Ы Ь Э Ю Я