Цикл ступенчатого сгорания (иногда называемый циклом дожигания , циклом предварительного сгорания или замкнутым циклом ) — это энергетический цикл двухкомпонентного ракетного двигателя . В цикле ступенчатого сгорания топливо протекает через несколько камер сгорания и, таким образом, сгорает поэтапно. Главным преимуществом по сравнению с другими энергетическими циклами ракетных двигателей является высокая топливная эффективность , измеряемая через удельный импульс , в то время как его основным недостатком является сложность проектирования .
Обычно топливо проходит через два типа камер сгорания: первая называется предкамерой , а вторая называется основной камерой сгорания . В предварительной камере сгорания небольшая часть топлива, обычно богатая топливом, частично сжигается в нестехиометрических условиях , увеличивая объем потока, приводящего в движение турбонасосы , которые питают двигатель топливом. Затем газ впрыскивается в основную камеру сгорания и полностью сжигается с другим топливом для создания тяги .
Главным преимуществом является топливная эффективность, поскольку все топливо поступает в основную камеру сгорания, что также позволяет увеличить тягу. Цикл ступенчатого сгорания иногда называют замкнутым циклом , в отличие от газогенератора или открытого цикла , где часть топлива никогда не достигает основной камеры сгорания. Недостатком является сложность проектирования, отчасти из-за выхлопа горячего и сжатого газа из форкамеры, который, особенно при богатстве окислителем, создает чрезвычайно жесткие условия для турбин и трубопроводов.
Замкнутая схема была впервые предложена Алексеем Исаевым в 1949 году. Первым двигателем ступенчатого сгорания был двигатель С1.5400 (11Д33), использовавшийся в советской ракете «Молния» , разработанный Мельниковым, бывшим помощником Исаева. [1] Примерно в то же время (1959 год) Николай Кузнецов начал работу над двигателем замкнутого цикла НК-9 для орбитальной МБР Королева ГР-1 . Позднее Кузнецов развил эту конструкцию в двигатели НК-15 и НК-33 для неудачной лунной ракеты Н1 . Некриогенный двигатель N 2 O 4 / НДМГ РД-253, использующий ступенчатое сжигание, был разработан Валентином Глушко около 1963 года для ракеты «Протон» .
После отказа от Н1 Кузнецову было приказано уничтожить технологию НК-33, но вместо этого он сдал на склад десятки двигателей. В 1990-х годах компания Aerojet связалась с ней и в конечном итоге посетила завод Кузнецова. Столкнувшись с первоначальным скептицизмом по поводу высокого удельного импульса и других характеристик, Кузнецов отправил двигатель в США для испытаний. Американские инженеры рассматривали ступенчатое сгорание с высоким содержанием окислителя, но не посчитали его осуществимым направлением из-за ресурсов, которые, по их мнению, потребуются для работы конструкции. [2] Российский двигатель РД-180 также использует цикл ракетного двигателя с ступенчатым сгоранием. Lockheed Martin начала закупать РД-180 примерно в 2000 году для ракет Atlas III и позднее V. После 2006 года контракт на покупку перешел к United Launch Alliance (ULA — совместное предприятие Boeing/Lockheed-Martin), и с 2022 года ULA продолжает эксплуатировать Atlas V с двигателями РД-180.
Первый на Западе лабораторный испытательный двигатель с ступенчатым сгоранием был построен в Германии в 1963 году Людвигом Бёльковым . [ необходима цитата ]
Двигатели на перекиси водорода / керосине могут использовать замкнутый цикл, каталитически разлагая перекись для приведения в действие турбин перед сгоранием керосина в камере сгорания. Это дает преимущества эффективности ступенчатого сгорания, избегая при этом серьезных инженерных проблем.
Главный двигатель космического челнока RS -25 является еще одним примером ступенчатого двигателя внутреннего сгорания и первым, использовавшим жидкий кислород и жидкий водород. [3] Его аналогом в советском челноке был РД-0120 , который имел схожие удельный импульс , тягу и давление в камере, но с некоторыми отличиями, которые снижали сложность и стоимость за счет увеличения веса двигателя.
.jpg/1280px-SpaceX's_Raptor_oxygen_preburner_testing_at_Stennis_(2015).jpg)
Существует несколько вариантов цикла ступенчатого сгорания. Форсуночные горелки, которые сжигают небольшую часть окислителя с полным потоком топлива, называются топливо-богатыми , в то время как форсуночные горелки, которые сжигают небольшую часть топлива с полным потоком окислителя, называются окислитель-богатыми . У RD-180 есть окислитель-богатая форсуночная горелка, в то время как у RS-25 есть две окислительно-богатые форсуночные горелки. У SpaceX Raptor есть как окислительно-богатые, так и окислительно-богатые форсуночные горелки, конструкция называется полнопоточным ступенчатым сгоранием .
Конструкции ступенчатого сгорания могут быть как одновальными, так и двухвальными . В одновальной конструкции один комплект форсажной камеры и турбины приводит в действие оба турбонасоса топлива. Примерами являются Энергомаш РД-180 и Blue Origin BE-4 . В двухвальной конструкции два турбонасоса топлива приводятся в действие отдельными турбинами, которые, в свою очередь, приводятся в действие выходящим потоком либо одной, либо отдельных форсажных камер. Примерами двухвальных конструкций являются Rocketdyne RS -25 , JAXA LE-7 и Raptor . По сравнению с одновальной конструкцией двухвальная конструкция требует дополнительной турбины (и, возможно, еще одной форсажной камеры), но позволяет индивидуально управлять двумя турбонасосами. Двигатели Hydrolox, как правило, имеют двухвальную конструкцию из-за сильно различающихся плотностей топлива.
В дополнение к турбонасосам топлива, ступенчатые двигатели внутреннего сгорания часто требуют меньших подкачивающих насосов для предотвращения как обратного потока в форкамере, так и кавитации в турбонасосе . Например, РД-180 и РС-25 используют подкачивающие насосы, приводимые в действие циклами отвода и расширения , а также напорные баки для постепенного увеличения давления топлива перед входом в форкамеру.
Полнопоточная ступенчатая система сгорания (FFSC) представляет собой двухвальную конструкцию топливного цикла с ступенчатым сгоранием, в которой используются как окислительно-богатые, так и топливно-богатые предварительные горелки, где вся подача обоих видов топлива проходит через турбины. [4] Топливный турбонасос приводится в действие топливо-богатой предварительной горелкой, а турбонасос окислителя приводится в действие окислительно-богатой предварительной горелкой. [5] [4]
Преимущества цикла ступенчатого сгорания с полным потоком включают турбины, которые работают при более низкой температуре и давлении из-за увеличенного массового расхода, что приводит к более длительному сроку службы двигателя и более высокой надежности. Например, для конструкции двигателя, изученной DLR (Немецким аэрокосмическим центром) в рамках проекта SpaceLiner , ожидалось до 25 полетов, [4] для Raptor от SpaceX ожидается до 1000 полетов. [6] Кроме того, цикл с полным потоком устраняет необходимость в межкомпонентном уплотнении турбины, которое обычно требуется для отделения газа, богатого окислителем, от турбонасоса топлива или газа, богатого топливом, от турбонасоса окислителя, [7] тем самым повышая надежность.
Поскольку использование как топливных, так и окислительных предкамер приводит к полной газификации каждого топлива перед поступлением в камеру сгорания, двигатели FFSC относятся к более широкому классу ракетных двигателей, называемых газо-газовыми двигателями . [7] Полная газификация компонентов приводит к более быстрым химическим реакциям в камере сгорания, что позволяет уменьшить камеру сгорания. Это, в свою очередь, делает возможным увеличение давления в камере, что повышает эффективность.
Потенциальные недостатки цикла ступенчатого сгорания с полным потоком включают более строгие требования к материалам , а также повышенную сложность проектирования и количество деталей двух предварительных горелок по сравнению с циклом ступенчатого сгорания с одним валом.
По состоянию на 2024 год на испытательных стендах были испытаны четыре полнопоточных ступенчатых ракетных двигателя внутреннего сгорания: советский проект РД-270 на хранимом топливе на Энергомаше в 1960-х годах, финансируемый правительством США проект Hydrolox Integrated Powerhead Demonstrator на Aerojet Rocketdyne в середине 2000-х годов [7] , летный металоксный двигатель Raptor компании SpaceX, впервые испытанный в феврале 2019 года [8] и металоксный двигатель, разработанный для первой ступени ракеты Stoke Space Nova в 2024 году [9].
Первое летное испытание двигателя ступенчатого сгорания полного потока состоялось 25 июля 2019 года, когда SpaceX запустила свой двигатель Raptor methalox FFSC на испытательной ракете Starhopper на своем космодроме в Южном Техасе . [10] По состоянию на 2024 год Raptor является единственным двигателем FFSC, который был запущен в эксплуатацию на ракете-носителе.
сказал, что жидкий кислород и метан будут выбранными SpaceX в качестве топлива для миссии на Марс, что давно было его заявленной целью. Первоначальная работа SpaceX будет заключаться в создании ракеты на жидком кислороде/метане для будущей верхней ступени под кодовым названием Raptor. Конструкция этого двигателя будет отходить от системы газогенератора "открытого цикла", которую использует текущая серия двигателей Merlin 1. Вместо этого новый ракетный двигатель будет использовать гораздо более эффективный цикл "ступенчатого сгорания", который используют многие российские ракетные двигатели.