12.2. КИСЛОРОДО-ВОДОРОДНЫЕ ЖРД RL-10, НМ-7 И LE-5

Эти двигатели, имеющие тягу 60-100 кН, предназначены для выведения спутников на высокие геоцентрические орбиты, а автоматических станций — с низкой околоземной орбиты на траекторию полета к планетам Солнечной системы.

RL-10 - один из первых кислородо-водородных ЖРД; его создание относится к 1960-м гг. Более 160 экземпляров этого ЖРД использовались в различных полетах, главным образом в качестве маршевого двигателя второй ступени ракеты-носителя «Атлас-Центавр», в программе изучения Луны космическими аппаратами «Сервейтор» и в запусках автоматических межпланетных станций. ЖРД работает по испарительному циклу («безгенераторная» схема), когда жидкий водород преобразуется в газообразное состояние, проходя через охлаждающий тракт сопла и камеры сгорания, и вращает, турбину (рис. 152). Другой интересной особенностью этого двигателя является большая степень расширения сопла для модификации RL-10A-3), требующая «полуторной» длины охлаждающего тракта. В этом варианте жидкий водород через коллектор, размещенный между критическим сечением и срезом сопла, поступает в охлаждающий тракт и течет к срезу сопла, а после этого — в обратном направлении, к смесительной головке. На участке между коллектором и срезом сопла трубок в два раза больше, чем в камере сгорания. Трубки для протока водорода в противоположные стороны расположены через

Рис. 152. Схема ЖРД RL-10-A-3 [76].

одну. Редуктор, передающий вращение на насос кислорода, охлаждается водородом и работает без смазки, что позволяет избежать трудностей, связанных с ее использованием при криогенных температурах. Низкая входная температура рабочего тела турбины сводит к минимуму напряжения в ней и значительно упрощает теплоизоляцию насоса от турбины.

Тяга в пустоте составляет 67 кН при давлении в камере сгорания и соотношении компонентов Удельный импульс двигателя в пустоте с, длина двигателя 1,78 м, диаметр 1 м. Усовершенствованный вариант этого разрабатывался для автоматических межпланетных станций, выводимых в космос с использованием разгонной ступени «Центавр». В первом полете он должен вывести АМС «Галилей» на траекторию полета к Юпитеру. Удлинение сопла до степени расширения позволило поднять тягу до при удельном импульсе 446,4 с. Разработчик (фирма «Пратт-Уитни») изучает возможность дальнейшего усовершенствования этого ЖРД путем увеличения степени расширения сопла до 205 и использования топливных пар фтор — водород и жидкий кислород — пропан.

Западноевропейский разработанный французской фирмой и западногерманским концерном имеет относительно низкую тягу, 61,6 кН для модификации А (ее эксплуатация начата в 1979 г.) и 62,7 кН для модификации В (эксплуатируется с 1983 г.). Этот двигатель выполнен по открытой газогенераторной схеме. Форсунки смесительной головки выполнены в виде двух соосных трубок, причем кислород поступает по центральной трубке. Газогенератор работает на (с избытком водорода), температура рабочего тела турбины 890 К. Обе модификации двигателя имеют большие степени расширения сопла (соответственно 62,5 и 82,5), работают при среднем уровне давления в камере (3 и 3,5 МПа), имеют высокий удельный импульс (442,4 и 445,9 с) при соотношении компонентов топлива соответственно 4,43 и 4,8.

ЖРД LE-5 предназначен для второй ступени ракеты-носителя разработанной японским управлением космических исследований для вывода на геостационарную орбиту полезной нагрузки массой 550 кг. Разработка ракеты завершена в 1985 г. Время работы двигателя 370 с, тяга соотношение компонентов топлива 5,5 (табл. 22) [179].

Наиболее интересной особенностью этого ЖРД, работающего по газогенераторному циклу, является испарительный способ запуска самотеком. Сущность этого способа запуска становится понятной из схемы двигателя, приведенной на рис. 153. До запуска компоненты топлива захолаживают оба ТНА с выбросом пара в окружающее пространство.

Таблица 22. (см. скан) Сравнение параметров кислородо-водородных ЖРД

Захолаживания камеры сгорания не требуется. В факельное воспламенительное устройство подаются газообразные водород и кислород, отобранные из основных топливных магистралей. Зажигание в камере сгорания осуществляется при давлениях наддува баков. Начальное давление в камере сгорания при Для предварительной ступени тяги 25% горючего после охлаждающего тракта камеры сгорания поступают последовательно на турбины ТНА компонентов топлива. По достижении заданного уровня предварительной ступени тяги (50%) управляющая ракетой ЭВМ выдает команду на главную ступень запуска. По этой команде осуществляется зажигание в газогенераторе и начинает закрываться стартовый клапан. После этого двигатель переходит на номинальный режим работы в газогенераторном цикле.

Смесительная головка двигателя имеет 208 коаксиальных форсунок (рис. 154). Небольшая часть горючего поступает в камеру сгорания через пористое огневое днище смесительной головки и охлаждает ее. Камера сгорания (рис. 155) выполнена из 240 медных трубок и усилена наружной оболочкой. Трубки имеют переменное сечение с максимальным

Рис. 153. Схема ЖРД LE-5 [179]. 1 - ТНА окислителя; 2 — клапан дренажа подшипников ТНА окислителя; 3 — воспламе-нительное устройство; 4 — пусковые клапаны воспламенительного устройства; 5 — клапан дренажа подшипников ТНА горючего; 6 — главный клапан окислителя газогенератора; 7 — главный клапан горючего газогенератора; 8 — клапан захолаживания тракта окислителя; 9 — клапан захолаживания тракта горючего; 10— воспламенительное устройство газогенератора; 11 — клапан продувки тракта горючего газогенератора; 12 — газогенератор; 13 — пусковой клапан двигателя; 14 — вспомогательная турбина; 15 — пусковые клапаны газогенератора; горючего; 17 — главный клапан горючего; 18 — камера сгорания; 19 — главный клапан окислителя; 20 — теплообменник в системе охлаждения сопла.

отношением ширины и высоты что позволяет обеспечить наибольшие скорости течения охладителя и наилучший теплообмен в зоне критического сечения. Камера сгорания охлаждается регенеративно до степени расширения 8,48, что позволяет проводить испытания на уровне моря без отрыва потока. Камера снабжена также 24 акустическими поглотителями с резонансной частотой порядка 6000 Гц для предотвращения высокочастотной неустойчивости. Сопловой насадок состоит из 650 сужающихся трубок. Для его охлаждения используется 3% расхода горючего, отбираемого из тракта регенеративного охлаждения камеры сгорания. Для увеличения удельного импульса на выходе из каждой трубки соплового насадка установлено коническое сопло со степенью расширения 10.

Двигатель испытывался на стенде, схема которого приведена на рис. 156. Максимальная продолжительность испытания,

Рис. 154. (см. скан) Смесительная головка ЖРД LE-5 [179].

обеспечиваемая стендом, 600 с. Двухступенчатый паровой эжектор обеспечивал разрежение в барокамере до 1730 Па перед запуском, 667 Па на номинальном режиме и 3330 Па при имитации промежутков между космическими запусками. Зажигание в газогенераторе происходит через 3,9-4 с после первой

(кликните для просмотра скана)

команды на запуск при номинальных условиях. Удельный импульс двигателя выше 448 с, импульс последействия, величина которого не должна сильно разниться от испытания к испытанию и от двигателя к двигателю (чтобы гарантировать вывод полезной нагрузки на заданную орбиту), находился в пределах Дополнительные подробности о конструктивных особенностях стенда, полученных результатах и мерах по доработке конструкции двигателя приведены в работе [180].