Ракетные двигатели — одна из наиболее обсуждаемых тем на канале. При этом, ещё не было публикации с кратким ликбезом по их устройству. Сегодня поговорим о жидкостных ракетных двигателях (ЖРД). Во-первых, следует сказать, что ракетные двигатели — это реактивные двигатели. Реактивное движение возникает за счёт отделения от ракеты-носителя части массы (горящего топлива) с определённой скоростью относительно неё в направлении, противоположном движению. Далее перейдём к основным отличиям ракетных, скажем, от автомобильных, авиационных или судовых двигателей. В целом их довольно много, но наиболее заметным является то, что ракетным двигателям для работы нужно не только горючее, но и окислитель. Дело в том, что все вышеперечисленные двигатели работают в условиях плотной кислородсодержащей атмосферы Земли, в которой кислород, поддерживающий горение, и является окислителем. Ракета-носитель же слишком быстро выходит за пределы плотных слоёв атмосферы, поэтому ей и необходим окислитель в качестве дополнительного компонента топлива. Таким образом, запоминаем, что ракетное топливо является двухкомпонентным. В качестве горючего, как правило, используются: керосин; сжиженный метан; сжиженный водород. Окислитель: понятное дело, сжиженный кислород. Для сжижения газ сильно охлаждают. Помимо прочего, существуют топливные пары и без кислорода. Так, к примеру, на взлётной ступени американского взлётно-посадочного аппарата серии «Аполлон» и для взлётного двигателя и для двигателей системы ориентации в качестве горючего использовался аэрозин-50 (несимметричный диметилгидразин (CH3)2NNH2 (НДМГ, гептил) + гидразин (NH2)2), а окислителя — тетраоксид диазота (N2O4). Собственно, самой распространённой бескислородной парой является «гептил (горючее) – тетраоксид диазота (окислитель)». На ней, к примеру, летают РН семейства «Протон», но постепенно представители ракетно-космической отрасли отказываются от этой пары, так как гептил очень токсичен. Есть топливные пары без кислорода. Например, Такая пара используется в двигателях ракет семейства «Протон». Гептил очень токсичен. Существует несколько типов ракетных двигателей.

В жидкостных (ЖРД) топливо и окислитель находятся в жидком состоянии в двух раздельных резервуарах, из которых по трубопроводам они и попадают в камеру сгорания, где они смешиваются и, сюрприз, сгорают, создавая поток горячих газов с высокой скоростью и давлением. Проходя через сопло, сконструированное так, чтобы ещё больше их ускорять, эти газы и создают реактивную тягу. И это только звучит просто. Основная проблема, как вы понимаете, заключается в очень высокой температуре, которая способна разрушить двигатель. Решение очевидно — стенки камеры сгорания и сопло необходимо охлаждать. И проще всего это сделать, чтобы не увеличивать вес РН и не усложнять двигатель, как ни странно, горючим. Для этого в стенке камеры сгорания и максимально нагреваемой верхней части сопла создают специальные полости («рубашка охлаждения»), через которые горючее проходит перед тем, как попасть в камеру сгорания. Помните, что для сжижения газ сильно охлаждают? Этим и пользуются.

Именно горючее в данном случае выбирают из-за того, что его, как правило, охлаждают до более низких температур, чем окислитель, чтобы повысить плотность для размещения бо́льшего количества в баках. Это касается даже керосина. Например, в Falcon 9 его охлаждают до −7 °C, что увеличивает его плотность на 2,5 %. Вообще, в ракетных двигателях решено множество интереснейших инженерных задач, но в рамках этой публикации я расскажу ещё об одной. Чтобы подавать компоненты топлива в камеру сгорания под высоким давлением, нужны, понятное дело, насосы. При этом создаваемое ими давление должно быть настолько высоким, чтобы преодолевать давление, создаваемое в камере сгорания от сжигания топлива. Опять же, наша задача сделать так, чтобы не утяжелять РН. На этот раз мы непосредственно используем часть топлива, которое подаётся в газогенератор (скажем так, в камеру «предварительного» сгорания), в которой образуется горячий газ, приводящий в действие турбину, которая, в свою очередь, и запускает насосы (по два на валу турбины). Но что делать с топливом из газогенератора?

Вариантов, собственно, два: сбрасывать наружу и дожигать в камере сгорания. Первая схема, называемая «открытой», не очень эффективна, хоть и достаточно проста, ведь топливо из газогенератора не участвует в создании тяги РН, изначально занимая место. Из современных, к примеру, кислородно-керосиновый Merlin компании Space X работает по открытой схеме. А, скажем, кислородно-керосиновые РД-180 работают по закрытой схеме, в рамках которой горячий газ сначала вращает турбину турбонасосного агрегата, а затем подаётся в камеру сгорания, эффективно участвуя в создании тяги. Казалось бы, почему всё время не делать ракетные двигатели закрытого цикла? Дело в том, что такие двигатели дороже, сложнее в производстве, да и нагрузка на турбину значительно выше, что повышает риск отказов. Есть и ещё одна очень эффективная схема работы ракетного двигателя — полнопроточная закрытая. В этом случае всё топливо проходит через газогенератор. В СССР ещё в середине 1960-х создавались такие двигатели — РД-270. Для их работы требуются по два газогенератора и турбонасосных агрегата, ведущих в одну камеру сгорания, и работающих параллельно. Собственно, проблема заключалась в том, что для синхронизации работы тогда не существовало быстродействующего бортового компьютера, из-за чего, при рассинхронизации работы турбонасосных агрегатов, возникали низкочастотные пульсации в газогенераторе и камере сгорания. Почему-то, несмотря на развитие компьютерной техники, у нас не стали разрабатывать эти двигатели сегодня. Но нашёлся человек, который не дал пропасть заделу — всё тот же Илон Маск, в компании которого разработали кислородно-метановые двигатели полнопроточной закрытой схемы Raptor.

Открытая, закрытая, полнопоточная закрытая схема / © Википедия Можно ли сделать более эффективный ракетный двигатель? Пожалуй, наиболее интересным является создание трёхкомпонентного двигателя многократного использования. Тут речь о том, что на старте использовалась бы пара керосин-кислород, а на больших высотах первый заменялся бы на водород. Дело в том, что керосин обладает высокой плотностью, а водород обеспечивает более высокие значения удельного импульса, что вполне может значительно расширить возможности РН. К примеру, можно было бы создать с таким двигателем одноступенчатую многоразовую РН, способную доставлять на околоземные орбиты ничуть не меньше полезной нагрузки, что значительно удешевит этот процесс.