Криогенный ракетный двигатель — ракетный двигатель , в котором используется криогенное топливо и окислитель ; то есть и его топливо, и окислитель представляют собой газы , которые были сжижены и хранятся при очень низких температурах . [1] Эти высокоэффективные двигатели впервые были запущены на американском корабле «Атлас-Кентавр» и стали одним из основных факторов успеха НАСА в достижении Луны ракетой « Сатурн-5» . [1]
Ракетные двигатели, работающие на криогенном топливе, по-прежнему используются на высокопроизводительных верхних ступенях и ускорителях . Верхние ступени многочисленны. В число ракет-носителей входят Ariane 5 Европейского космического агентства , H-II JAXA , GSLV ISRO , LVM3 , американская Delta IV и система космического запуска . США , Россия , Япония , Индия , Франция и Китай — единственные страны, имеющие действующие криогенные ракетные двигатели .
Ракетным двигателям для создания полезной тяги необходимы высокие массовые расходы как окислителя, так и топлива. Кислород, самый простой и распространенный окислитель, находится в газовой фазе при стандартной температуре и давлении , как и водород, самое простое топливо. Хотя можно хранить топливо в виде сжатого газа, для этого потребуются большие и тяжелые резервуары, что сделает орбитальный космический полет трудным, если не невозможным. С другой стороны, если топливо достаточно охлаждено, оно существует в жидкой фазе с более высокой плотностью и более низким давлением, что упрощает заправку. Эти криогенные температуры варьируются в зависимости от топлива: жидкий кислород существует ниже -183 ° C (-297,4 ° F; 90,1 К), а жидкий водород ниже -253 ° C (-423,4 ° F; 20,1 К). Поскольку одно или несколько топлив находятся в жидкой фазе, все криогенные ракетные двигатели по определению являются жидкостными ракетными двигателями . [2]
Были опробованы различные комбинации криогенного топлива и окислителя, но комбинация жидкого водородного топлива ( LH2 ) и жидкого кислорода ( LOX ) окислителя является одной из наиболее широко используемых. [1] [3] Оба компонента легко и дешево доступны, и при сгорании имеют одно из самых высоких выделений энтальпии при сгорании , [4] создавая удельный импульс до 450 с при эффективной скорости выхлопа 4,4 километра в секунду ( 2,7 миль/с; 13 Маха).
Основными компонентами криогенного ракетного двигателя являются камера сгорания , пиротехнический инициатор , топливная форсунка, турбонасосы топлива и окислителя , криоклапаны, регуляторы, топливные баки и сопло ракетного двигателя . Что касается подачи топлива в камеру сгорания, криогенные ракетные двигатели почти исключительно питаются насосом . Двигатели с насосным питанием работают по газогенераторному циклу , циклу ступенчатого сгорания или детандерному циклу . Газогенераторные двигатели, как правило, используются в разгонных двигателях из-за их более низкого КПД, двигатели ступенчатого сгорания могут выполнять обе роли за счет большей сложности, а детандерные двигатели используются исключительно на верхних ступенях из-за их низкой тяги. [ нужна цитата ]
В настоящее время шесть стран успешно разработали и внедрили криогенные ракетные двигатели: