Криогенный ракетный двигатель — это ракетный двигатель , который использует криогенное топливо и окислитель ; то есть и топливо, и окислитель — это газы , которые были сжижены и хранятся при очень низких температурах . [1] Эти высокоэффективные двигатели впервые были запущены на американском космическом аппарате Atlas-Centaur и стали одним из главных факторов успеха NASA в достижении Луны с помощью ракеты Saturn V. [1]
Ракетные двигатели, работающие на криогенном топливе, продолжают использоваться и сегодня на высокопроизводительных верхних ступенях и ускорителях . Верхние ступени многочисленны. К ускорителям относятся Ariane 5 от ESA , H-II от JAXA , GSLV , LVM3 от ISRO , Delta IV от United States и Space Launch System . Единственными странами, имеющими эксплуатационные криогенные ракетные двигатели, являются США , Россия , Япония , Индия , Франция и Китай .
Ракетным двигателям требуются высокие массовые расходы как окислителя, так и топлива для создания полезной тяги. 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 сжатых газов, это потребует больших, тяжелых баков, которые сделают достижение орбитального космического полета трудным, если не невозможным. С другой стороны, если топливо достаточно охлаждено, оно существует в жидкой фазе при более высокой плотности и более низком давлении, что упрощает заправку. Эти криогенные температуры варьируются в зависимости от топлива, при этом жидкий кислород существует ниже -183 °C (-297,4 °F; 90,1 K), а жидкий водород ниже -253 °C (-423,4 °F; 20,1 K). Поскольку одно или несколько топлив находятся в жидкой фазе, все криогенные ракетные двигатели по определению являются жидкостными ракетными двигателями . [2]
Были испробованы различные комбинации криогенного топлива и окислителя, но комбинация жидкого водорода ( LH2 ) в качестве топлива и жидкого кислорода ( LOX ) в качестве окислителя является одной из наиболее широко используемых. [1] [3] Оба компонента легко и дешево доступны, а при сгорании имеют одно из самых высоких значений энтальпии сгорания , [ 4 ] создавая удельный импульс до 450 с при эффективной скорости истечения 4,4 км/с (2,7 миль/с; 13 Маха).
Основными компонентами криогенного ракетного двигателя являются камера сгорания , пиротехнический инициатор , топливный инжектор, турбонасосы топлива и окислителя , криоклапаны, регуляторы, топливные баки и сопло ракетного двигателя . С точки зрения подачи топлива в камеру сгорания криогенные ракетные двигатели почти исключительно насосные . Двигатели с насосной подачей работают в газогенераторном цикле , цикле ступенчатого сгорания или цикле расширения . Газогенераторные двигатели, как правило, используются в ускорительных двигателях из-за их более низкой эффективности, двигатели ступенчатого сгорания могут выполнять обе роли за счет большей сложности, а двигатели расширения используются исключительно на верхних ступенях из-за их низкой тяги. [ необходима цитата ]
В настоящее время шесть стран успешно разработали и внедрили криогенные ракетные двигатели: