Ағылшыншамен салыстырыңыз: абзацты басыңыз — түпнұсқа терезеде ашылады. Абзац астындағы EN түймесі оны мәтін ішінде көрсетеді.
Мазмұны
Кіріспе
Сұйық отын мен тотықтырғыштарды қолданатын зымыран қозғалтқышы.
Rocket engine that uses liquid fuels and oxidizers
Сұйық отынды зымыран немесе сұйық зымыран, сұйық отынды қозғалтқышты пайдаланады. (Балама тәсілдерде газды немесе қатты отын қолданылады.) Сұйық отындардың тығыздығы жоғары және олардың жану өнімдерінің меншікті импульсі (Isp) жоғары болғандықтан, олар тиімді отын болып табылады. Бұл отын бактерілерінің көлемін салыстырмалы түрде кішкентай етіп жасауға мүмкіндік береді.
A liquid propellant rocket or liquid rocket utilizes a rocket engine burning liquid propellants. (Alternate approaches use gaseous or solid propellants.) Liquids are desirable propellants because they have reasonably high density and their combustion products have high specific impulse (Isp). This allows the volume of the propellant tanks to be relatively low.
Түрлері
Сұйық ракеталар бір түрлі жанармайды пайдаланатын моножелдеткішті ракеталар немесе екі түрлі жанармайды пайдаланатын екі желдеткішті ракеталар болуы мүмкін. Үш түрлі жанармайды пайдаланатын үш желдеткішті ракеталар сирек кездеседі. Сұйық тотықтырғыштар гибридтік ракеталарда да қолданылады, олар қатты ракеталардың кейбір артықшылықтарын ұсынады. Екі желдеткішті сұйық ракеталар сұйық сутек немесе RP-1 сияқты сұйық отын және сұйық оттегі сияқты сұйық тотықтырғыш пайдаланады. Қозғалтқыш криогендік ракеталық қозғалтқыш болуы мүмкін, онда отын және тотықтырғыш, мысалы, сутек пен оттегі, өте төмен температурада сұйытылған газдар болып табылады. Сұйық ракеталық қозғалтқыштардың көпшілігі өзгермелі итеру күші үшін реттелінеді. Кейбірлері жанармай қоспасының арақатынасын (тотықтырғыш пен отынның араласуының арақатынасын) бақылауға мүмкіндік береді. Кейбірлерін тоқтатып, тиісті тұтандыру жүйесі немесе өздігінен тұтанатын жанармай болса, қайта іске қосуға болады. Гибридтік ракеталар қатты отынға сұйық немесе газ тәрізді тотықтырғыш қолданады. Сұйық жүйелер қатты және гибридтік ракеталық қозғалтқыштарға қарағанда жоғары нақты импульс береді және резервуарлардың жоғары тиімділігін қамтамасыз ете алады. Сұйық ракеталық қозғалтқышты әдетте бірнеше рет ұшу үшін қайта пайдалануға болады, мысалы, Space Shuttle және Falcon 9 сериялы ракеталарында, бірақ қатты ракеталық қозғалтқыштардың қайта пайдалануы да Шатл бағдарламасы кезінде тиімді көрсетілді. Сұйық ракеталық қозғалтқыштар ұшу бойында бұрылуы мүмкін, ал қатты ракеталық қозғалтқыштар бір бағытта бағытталған. Бұрылу ракеталық қозғалтқыштың бағытын өзгертуге мүмкіндік береді, бұл ракетаның траекториясын дәлірек басқаруға мүмкіндік береді. Жану камерасына жанармай ағыны реттелуі мүмкін, бұл ұшу кезінде итеру күшінің шамасын басқаруға мүмкіндік береді. Бұл ұшу кезінде қателерді нақты уақытта түзетуге және тиімділікті арттыруға мүмкіндік береді. Төтенше жағдайда сұйық жанармайлы ракеталарды басқару арқылы тоқтатуға болады, бұл қауіпсіздікті арттырып, миссияны тоқтату мүмкіндігін береді. Насордың орнына кейбір конструкцияларда гелий сияқты жоғары қысымды инертті газды пайдаланып, жанармайды қысыммен ұстайды. Бұл ракеталар көбінесе төмен дельта v береді, өйткені қысымды резервуарлардың массасы тиімділікті төмендетеді. Жоғары биіктікте немесе вакуумде пайдалану үшін кейбір конструкцияларда резервуар массасы қабылданатын болуы мүмкін. Сондықтан ракеталық қозғалтқыштың негізгі компоненттері – жану камерасы (жарылыс камерасы), пиротехникалық тұтандырғыш, жанармай беру жүйесі, клапандар, реттегіштер, жанармай резервуарлары және ракеталық қозғалтқыш соплосы. Жанармайды жану камерасына беру үшін сұйық жанармайлы қозғалтқыштар қысыммен немесе сорғымен жабдықталады, сорғымен жабдықталып жұмыс істейтін қозғалтқыштар әртүрлі қозғалтқыш циклдарында жұмыс істейді.
Liquid rockets can be monopropellant rockets using a single type of propellant, or bipropellant rockets using two types of propellant. Tripropellant rockets using three types of propellant are rare. Liquid oxidizer propellants are also used in hybrid rockets, with some of the advantages of a solid rocket. Bipropellant liquid rockets use a liquid fuel such as liquid hydrogen or RP 1, and a liquid oxidizer such as liquid oxygen. The engine may be a cryogenic rocket engine, where the fuel and oxidizer, such as hydrogen and oxygen, are gases which have been liquefied at very low temperatures. Most designs of liquid rocket engines are throttleable for variable thrust operation. Some allow control of the propellant mixture ratio (ratio at which oxidizer and fuel are mixed). Some can be shut down and, with a suitable ignition system or self igniting propellant, restarted. Hybrid rockets apply a liquid or gaseous oxidizer to a solid fuel. Liquid systems enable higher specific impulse than solids and hybrid rocket motors and can provide very high tankage efficiency. A Liquid rocket engine can also usually be reused for several flights, as in the Space Shuttle and Falcon 9 series rockets, although reuse of solid rocket motors was also effectively demonstrated during the Shuttle program. Liquid rocket engines can swivel throughout flight, whereas solid rocket motors point in one direction. Swiveling allows the rocket engine to be pointed in different directions, which allows for finer tuned control over the trajectory of the rocket. The flow of propellant into the combustion chamber can be throttled, which allows for control over the magnitude of the thrust throughout the flight. This enables real time error correction during the flight along with efficiency gains. In the case of an emergency, liquid propelled rockets can be shutdown in a controlled manner, which provides an extra level of safety and mission abort capability. Instead of a pump, some designs use a tank of a high pressure inert gas such as helium to pressurize the propellants. These rockets often provide lower delta v because the mass of the pressurant tankage reduces performance. In some designs for high altitude or vacuum use the tankage mass can be acceptable. The major components of a rocket engine are therefore the combustion chamber (thrust chamber), pyrotechnic igniter, propellant feed system, valves, regulators, propellant tanks and the rocket engine nozzle. For feeding propellants to the combustion chamber, liquid propellant engines are either pressure fed or pump fed, with pump fed engines working in a variety of engine cycles.
Қысымдылық
Сұйық отындар көбінесе жеңіл центробегтік турбонасос арқылы жану камерасына сорылады. Соңғы уақытта кейбір аэроғарыш компаниялары осы мақсатта аккумуляторлары бар электрлік насостарды қолданып жүр. Ал қарапайым, кішкентай қозғалтқыштарда насордың орнына жоғары қысымдағы резервуарда сақталған инертті газ отындарды жану камерасына итеру үшін қолданылады. Мұндай қозғалтқыштардың массалық коэффициенті жоғары болуы мүмкін, бірақ олар әдетте сенімдірек, сондықтан орбитаны сақтау үшін спутниктерде кеңінен қолданылады.
Liquid propellants are often pumped into the combustion chamber with a lightweight centrifugal turbopump. Recently some aerospace companies have used electric pumps with batteries for this. In simpler small engines an inert gas stored in a tank at a high pressure is sometimes used instead of pumps to force propellants into the combustion chamber. These engines may have a higher mass ratio, but are usually more reliable, and are therefore used widely in satellites for orbit maintenance.
Қозғалтқыштар
Жылдар бойы отын мен тотықтырғыштардың мыңдаған комбинациялары қолданылып келді. Олардың ең көп тарағаны мен пайдалысы мыналар:
Thousands of combinations of fuels and oxidizers have been tried over the years. Some of the more common and practical ones are:
Криогенді
Сұйық оттегі (LOX, O2) және сұйық сутегі (LH, H2) – ғарыш шаттлының негізгі қозғалтқыштары, ғарыш ұшыру жүйесінің негізгі сатысы, Ariane 5 негізгі сатысы және Ariane 5 ECA екінші сатысы, Blue Origin компаниясының New Shepard BE 3, Delta IV бірінші және екінші сатысы, Ares I жоғарғы сатылары, Saturn V екінші және үшінші сатылары, Saturn IB және Saturn I, сондай-ақ Centaur зымыран сатысы, Long March 3, Long March 5, Long March 8, H II, H IIA, H IIB бірінші және екінші сатысы және GSLV Mk II және GSLV Mk III жоғарғы сатылары. Бұл қоспаның негізгі артықшылықтары – таза жану (жану өнімі тек су буы) және жоғары тиімділік. Сұйық оттегі (LOX) және сұйық метан (CH4, сұйытылған табиғи газ, LNG) – Raptor (SpaceX) және BE 4 (Blue Origin) қозғалтқыштары. (НАСА-ның Propulsion Cryogenics & Advanced Development жобасы және Morpheus жобасы бойынша да қараңыз.) Оттегі мен сутегінің ең тиімді қоспасы сұйық сутегін сақтау үшін қажеттің өте төмен температурасынан (шамамен) және сутегінің өте төмен отын тығыздығынан (RP 1-ге қарағанда) зардап шегеді, бұл жеңіл және оқшауланған болуы керек үлкен ыдыстарды талап етеді. Ғарыш шаттлының сыртқы ыдысындағы жеңіл көбік изоляциясы шаттлдың бір бөлігі жұлынып, қанатына зақым келтіріп, атмосфераға қайта кіргенде оның қирауына себеп болды. Сұйық метан/СЖҚ, LH-ға қарағанда бірнеше артықшылықтары бар. Оның тиімділігі (макс. ерекше импульс) LH-дан төмен, бірақ RP1 (керосин) және қатты отыннан жоғары, ал оның жоғары тығыздығы, басқа көмірсутекті отындар сияқты, LH-дан жоғары итермелеу күшін қамтамасыз етеді, бірақ оның тығыздығы RP1-ге қарағанда жоғары емес. Ғарышта СЖҚ-ны сұйық күйде ұстау үшін RP1-ден айырмашылығы, қыздырғыштар қажет емес. СЖҚ арзан, өйткені оны көп көлемде алуға болады. Оны ұзақ уақыт сақтауға болады және LH-дан жарылғыш қаупі аз.
Liquid oxygen (LOX, O2) and liquid hydrogen (LH, H2) – Space Shuttle main engines, Space Launch System core stage, Ariane 5 main stage and the Ariane 5 ECA second stage, the BE 3 of Blue Origin's New Shepard, the first and second stage of the Delta IV, the upper stages of the Ares I, Saturn V's second and third stages, Saturn IB, and Saturn I as well as Centaur rocket stage, the upper stages of the Long March 3, Long March 5, Long March 8, the first stage and second stage of the H II, H IIA, H IIB, and the upper stage of the GSLV Mk II and GSLV Mk III. The main advantages of this mixture are a clean burn (water vapor is the only combustion product) and high performance. Liquid oxygen (LOX) and liquid methane (CH4, liquefied natural gas, LNG) – the Raptor (SpaceX) and BE 4 (Blue Origin) engines. (See also Propulsion Cryogenics & Advanced Development project of NASA, and Project Morpheus.) One of the most efficient mixtures, oxygen and hydrogen, suffers from the extremely low temperatures required for storing liquid hydrogen (around ) and very low fuel density (, compared to RP 1 at ), necessitating large tanks that must also be lightweight and insulating. Lightweight foam insulation on the Space Shuttle external tank led to the 's destruction, as a piece broke loose, damaged its wing and caused it to break up on atmospheric reentry. Liquid methane/LNG has several advantages over LH. Its performance (max. specific impulse) is lower than that of LH but higher than that of RP1 (kerosene) and solid propellants, and its higher density, similarly to other hydrocarbon fuels, provides higher thrust to volume ratios than LH, although its density is not as high as that of RP1. In space, LNG does not need heaters to keep it liquid, unlike RP1. LNG is less expensive, being readily available in large quantities. It can be stored for more prolonged periods of time, and is less explosive than LH.
Инжекторлар
Сұйық ракеталардағы инжектордың іске асырылуы соқпақтың теориялық қуатының қанша пайызына жететінін анықтайды. Инжектордың нашар жұмысы жанылмаған отынның қозғалтқыштан шығуына және тиімділіктің төмендеуіне себеп болады. Бұдан өзге, инжекторлар соқпақтағы жылу жүктемесін азайтуда да маңызды рөл атқарады; камера шетінен отын мөлшерін арттыру арқылы соқпақ қабырғаларының температурасын айтарлықтай төмендетуге болады.
The injector implementation in liquid rockets determines the percentage of the theoretical performance of the nozzle that can be achieved. A poor injector performance causes unburnt propellant to leave the engine, giving poor efficiency. Additionally, injectors are also usually key in reducing thermal loads on the nozzle; by increasing the proportion of fuel around the edge of the chamber, this gives much lower temperatures on the walls of the nozzle.
Жанар-жағар майдың тұрақтылығы
Чаггинг сияқты тұрақсыздықтарды болдырмау үшін, бұл салыстырмалы түрде төмен жылдамдықтағы тербеліс, қозғалтқыш инжекторлар арқылы қысымның түсуін қамтамасыз ету арқылы жобалануы керек, бұл ағынды камера қысымына тәуелсіз етеді. Бұл қысымның түсуіне әдетте инжекторлар арқылы камерадағы қысымның кемінде 20% қолдану арқылы қол жеткізіледі. Дегенмен, әсіресе үлкен қозғалтқыштарда жоғары жылдамдықтағы жану тербелісі оңай туындайды және олар толыққанды түсініксіз. Бұл жоғары жылдамдықтағы тербелістер қозғалтқыштың газ жағындағы шекаралық қабатын бұзады, бұл салқындату жүйесінің тез жұмыс істен шығуына әкеліп соғады, нәтижесінде қозғалтқыш жойылды. Мұндай тербелістер үлкен қозғалтқыштарда жиі кездеседі және Сатурн V-тің дамуын қиындатты, бірақ соңында жеңіліп, шешілді. Кейбір жану камералары, мысалы RS 25 қозғалтқыштарында, белгілі бір резонанстық жиіліктердің өсуін тоқтату үшін демпферлік механизм ретінде Гельмгольц резонаторларын қолданады. Осы мәселелерді болдырмау үшін RS 25 инжекторының дизайны отынды жану камерасына инжекциялау алдында буландыруға көп күш жұмсады. Тұрақсыздықтардың пайда болуын қамтамасыз ету үшін көптеген басқа да шаралар қолданылса да, кейінгі зерттеулер олардың қажет еместігін көрсетті және газ фазасындағы жану сенімді жұмыс істеді. Тұрақтылықты тексеру көбінесе кішкентай жарылғыш заттарды қолдануды қамтиды. Олар камера ішінде жұмыс істеп тұрғанда жарылады, импульстік қоздыру тудырады. Камераның қысым графигін қарастырып, бұл қоздырудың әсері қаншалықты жылдам басылатынын анықтау арқылы камераның тұрақтылығын бағалауға және қажет болған жағдайда оның құрамдас бөліктерін қайта жобалауға болады.
To avoid instabilities such as chugging, which is a relatively low speed oscillation, the engine must be designed with enough pressure drop across the injectors to render the flow largely independent of the chamber pressure. This pressure drop is normally achieved by using at least 20% of the chamber pressure across the injectors. Nevertheless, particularly in larger engines, a high speed combustion oscillation is easily triggered, and these are not well understood. These high speed oscillations tend to disrupt the gas side boundary layer of the engine, and this can cause the cooling system to rapidly fail, destroying the engine. These kinds of oscillations are much more common on large engines, and plagued the development of the Saturn V, but were finally overcome. Some combustion chambers, such as those of the RS 25 engine, use Helmholtz resonators as damping mechanisms to stop particular resonant frequencies from growing. To prevent these issues the RS 25 injector design instead went to a lot of effort to vaporize the propellant prior to injection into the combustion chamber. Although many other features were used to ensure that instabilities could not occur, later research showed that these other features were unnecessary, and the gas phase combustion worked reliably. Testing for stability often involves the use of small explosives. These are detonated within the chamber during operation, and causes an impulsive excitation. By examining the pressure trace of the chamber to determine how quickly the effects of the disturbance die away, it is possible to estimate the stability and redesign features of the chamber if required.
Қозғалтқыштың циклдері
Сұйық отынмен жұмыс істейтін ракеталар үшін ұшқыш затты жану камерасына берудің төрт әртүрлі тәсілі қолданылады. Отын мен тотықтырғышты жану камерасына, жанып тұрған ыстық газдардың қысымына қарсы сору қажет, ал қозғалтқыш қуаты ұшқыш затты жану камерасына сору жылдамдығымен шектеледі. Атмосфералық немесе ұшыруға арналған жағдайларда, жоғары қысымды, демек жоғары қуатты қозғалтқыш циклдары ауырлықтың әсерін азайту үшін тиімді. Ұрыс орбитасы үшін төмен қуатты циклдар көбінесе жеткілікті.
For liquid propellant rockets, four different ways of powering the injection of the propellant into the chamber are in common use. Fuel and oxidizer must be pumped into the combustion chamber against the pressure of the hot gasses being burned, and engine power is limited by the rate at which propellant can be pumped into the combustion chamber. For atmospheric or launcher use, high pressure, and thus high power, engine cycles are desirable to minimize gravity drag. For orbital use, lower power cycles are usually fine. Pressure fed cycle The propellants are forced in from pressurised (relatively heavy) tanks. The heavy tanks mean that a relatively low pressure is optimal, limiting engine power, but all the fuel is burned, allowing high efficiency. The pressurant used is frequently helium due to its lack of reactivity and low density. Examples: AJ 10, used in the Space Shuttle OMS, Apollo SPS, and the second stage of the Delta II. Electric pump fed An electric motor, generally a brushless DC electric motor, drives the pumps. The electric motor is powered by a battery pack. It is relatively simple to implement and reduces the complexity of the turbomachinery design, but at the expense of the extra dry mass of the battery pack. Example engine is the Rutherford designed and used by Rocket Lab. Gas generator cycle A small percentage of the propellants are burnt in a preburner to power a turbopump and then exhausted through a separate nozzle, or low down on the main one. This results in a reduction in efficiency since the exhaust contributes little or no thrust, but the pump turbines can be very large, allowing for high power engines. Examples: Saturn V's F 1 and J 2, Delta IV's RS 68, Ariane 5's HM7B, Falcon 9's Merlin. Tap off cycle Takes hot gases from the main combustion chamber of the rocket engine and routes them through engine turbopump turbines to pump propellant, then is exhausted. Since not all propellant flows through the main combustion chamber, the tap off cycle is considered an open cycle engine. Examples include the J 2S and BE 3. Expander cycle Cryogenic fuel (hydrogen, or methane) is used to cool the walls of the combustion chamber and nozzle. Absorbed heat vaporizes and expands the fuel which is then used to drive the turbopumps before it enters the combustion chamber, allowing for high efficiency, or is bled overboard, allowing for higher power turbopumps. The limited heat available to vaporize the fuel constrains engine power. Examples: RL10 for Atlas V and Delta IV second stages (closed cycle), H II's LE 5 (bleed cycle). Staged combustion cycle A fuel or oxidizer rich mixture is burned in a preburner and then drives turbopumps, and this high pressure exhaust is fed directly into the main chamber where the remainder of the fuel or oxidizer undergoes combustion, permitting very high pressures and efficiency. Examples: SSME, RD 191, LE 7. Full flow staged combustion cycle Fuel and oxidizer rich mixtures are burned in separate preburners and driving the turbopumps, then both high pressure exhausts, one oxygen rich and the other fuel rich, are fed directly into the main chamber where they combine and combust, permitting very high pressures and high efficiency. Example: SpaceX Raptor.
Қысыммен қоректендіру циклы: Ұшқыш заттар қысыммен (салыстырмалы түрде ауыр) резервуарлардан күшпен беріледі. Ауыр резервуарлар салыстырмалы түрде төмен қысымды тиімді етеді, бұл қозғалтқыш қуатын шектейді, бірақ барлық отын жанып, жоғары тиімділікке мүмкіндік береді. Қысымды жасау үшін көбінесе гелий қолданылады, себебі ол реакцияға түспейді және тығыздығы төмен. Мысалдар: AJ 10 (ғарыш кемесіндегі ОМС, Аполлон SPS және Delta II-нің екінші сатысында қолданылған).
For liquid propellant rockets, four different ways of powering the injection of the propellant into the chamber are in common use. Fuel and oxidizer must be pumped into the combustion chamber against the pressure of the hot gasses being burned, and engine power is limited by the rate at which propellant can be pumped into the combustion chamber. For atmospheric or launcher use, high pressure, and thus high power, engine cycles are desirable to minimize gravity drag. For orbital use, lower power cycles are usually fine. Pressure fed cycle The propellants are forced in from pressurised (relatively heavy) tanks. The heavy tanks mean that a relatively low pressure is optimal, limiting engine power, but all the fuel is burned, allowing high efficiency. The pressurant used is frequently helium due to its lack of reactivity and low density. Examples: AJ 10, used in the Space Shuttle OMS, Apollo SPS, and the second stage of the Delta II. Electric pump fed An electric motor, generally a brushless DC electric motor, drives the pumps. The electric motor is powered by a battery pack. It is relatively simple to implement and reduces the complexity of the turbomachinery design, but at the expense of the extra dry mass of the battery pack. Example engine is the Rutherford designed and used by Rocket Lab. Gas generator cycle A small percentage of the propellants are burnt in a preburner to power a turbopump and then exhausted through a separate nozzle, or low down on the main one. This results in a reduction in efficiency since the exhaust contributes little or no thrust, but the pump turbines can be very large, allowing for high power engines. Examples: Saturn V's F 1 and J 2, Delta IV's RS 68, Ariane 5's HM7B, Falcon 9's Merlin. Tap off cycle Takes hot gases from the main combustion chamber of the rocket engine and routes them through engine turbopump turbines to pump propellant, then is exhausted. Since not all propellant flows through the main combustion chamber, the tap off cycle is considered an open cycle engine. Examples include the J 2S and BE 3. Expander cycle Cryogenic fuel (hydrogen, or methane) is used to cool the walls of the combustion chamber and nozzle. Absorbed heat vaporizes and expands the fuel which is then used to drive the turbopumps before it enters the combustion chamber, allowing for high efficiency, or is bled overboard, allowing for higher power turbopumps. The limited heat available to vaporize the fuel constrains engine power. Examples: RL10 for Atlas V and Delta IV second stages (closed cycle), H II's LE 5 (bleed cycle). Staged combustion cycle A fuel or oxidizer rich mixture is burned in a preburner and then drives turbopumps, and this high pressure exhaust is fed directly into the main chamber where the remainder of the fuel or oxidizer undergoes combustion, permitting very high pressures and efficiency. Examples: SSME, RD 191, LE 7. Full flow staged combustion cycle Fuel and oxidizer rich mixtures are burned in separate preburners and driving the turbopumps, then both high pressure exhausts, one oxygen rich and the other fuel rich, are fed directly into the main chamber where they combine and combust, permitting very high pressures and high efficiency. Example: SpaceX Raptor.
Электрлік сорғымен қоректендіру: Электр қозғалтқышы, әдетте щеткасыз тұрақты ток электр қозғалтқышы, сорғыларды қозғалтады. Электр қозғалтқышы аккумуляторлармен жұмыс істейді. Оны іске асыру салыстырмалы түрде оңай және турбомашинаның күрделілігін азайтады, бірақ аккумуляторлардың қосымша салмағы бар. Мысал: Rocket Lab компаниясының Rutherford қозғалтқышы.
For liquid propellant rockets, four different ways of powering the injection of the propellant into the chamber are in common use. Fuel and oxidizer must be pumped into the combustion chamber against the pressure of the hot gasses being burned, and engine power is limited by the rate at which propellant can be pumped into the combustion chamber. For atmospheric or launcher use, high pressure, and thus high power, engine cycles are desirable to minimize gravity drag. For orbital use, lower power cycles are usually fine. Pressure fed cycle The propellants are forced in from pressurised (relatively heavy) tanks. The heavy tanks mean that a relatively low pressure is optimal, limiting engine power, but all the fuel is burned, allowing high efficiency. The pressurant used is frequently helium due to its lack of reactivity and low density. Examples: AJ 10, used in the Space Shuttle OMS, Apollo SPS, and the second stage of the Delta II. Electric pump fed An electric motor, generally a brushless DC electric motor, drives the pumps. The electric motor is powered by a battery pack. It is relatively simple to implement and reduces the complexity of the turbomachinery design, but at the expense of the extra dry mass of the battery pack. Example engine is the Rutherford designed and used by Rocket Lab. Gas generator cycle A small percentage of the propellants are burnt in a preburner to power a turbopump and then exhausted through a separate nozzle, or low down on the main one. This results in a reduction in efficiency since the exhaust contributes little or no thrust, but the pump turbines can be very large, allowing for high power engines. Examples: Saturn V's F 1 and J 2, Delta IV's RS 68, Ariane 5's HM7B, Falcon 9's Merlin. Tap off cycle Takes hot gases from the main combustion chamber of the rocket engine and routes them through engine turbopump turbines to pump propellant, then is exhausted. Since not all propellant flows through the main combustion chamber, the tap off cycle is considered an open cycle engine. Examples include the J 2S and BE 3. Expander cycle Cryogenic fuel (hydrogen, or methane) is used to cool the walls of the combustion chamber and nozzle. Absorbed heat vaporizes and expands the fuel which is then used to drive the turbopumps before it enters the combustion chamber, allowing for high efficiency, or is bled overboard, allowing for higher power turbopumps. The limited heat available to vaporize the fuel constrains engine power. Examples: RL10 for Atlas V and Delta IV second stages (closed cycle), H II's LE 5 (bleed cycle). Staged combustion cycle A fuel or oxidizer rich mixture is burned in a preburner and then drives turbopumps, and this high pressure exhaust is fed directly into the main chamber where the remainder of the fuel or oxidizer undergoes combustion, permitting very high pressures and efficiency. Examples: SSME, RD 191, LE 7. Full flow staged combustion cycle Fuel and oxidizer rich mixtures are burned in separate preburners and driving the turbopumps, then both high pressure exhausts, one oxygen rich and the other fuel rich, are fed directly into the main chamber where they combine and combust, permitting very high pressures and high efficiency. Example: SpaceX Raptor.
Газ генераторлық циклы: Ұшқыш заттардың шағын бөлігі алдын ала күйдіргіште жанып, турбосорғыны қозғалтады, содан кейін газдар жеке сопло арқылы шығарылады немесе негізгі соплоның төменгі жағынан шығарылады. Бұл тиімділіктің төмендеуіне әкеледі, себебі шығарылатын газдар аз немесе мүлдем итеру күшін қамтамасыз етпейді, бірақ сорғы турбиналары өте үлкен болуы мүмкін, бұл жоғары қуатты қозғалтқыштарға мүмкіндік береді. Мысалдар: Saturn V-тің F 1 және J 2, Delta IV-тің RS 68, Ariane 5-тің HM7B, Falcon 9-дың Merlin.
For liquid propellant rockets, four different ways of powering the injection of the propellant into the chamber are in common use. Fuel and oxidizer must be pumped into the combustion chamber against the pressure of the hot gasses being burned, and engine power is limited by the rate at which propellant can be pumped into the combustion chamber. For atmospheric or launcher use, high pressure, and thus high power, engine cycles are desirable to minimize gravity drag. For orbital use, lower power cycles are usually fine. Pressure fed cycle The propellants are forced in from pressurised (relatively heavy) tanks. The heavy tanks mean that a relatively low pressure is optimal, limiting engine power, but all the fuel is burned, allowing high efficiency. The pressurant used is frequently helium due to its lack of reactivity and low density. Examples: AJ 10, used in the Space Shuttle OMS, Apollo SPS, and the second stage of the Delta II. Electric pump fed An electric motor, generally a brushless DC electric motor, drives the pumps. The electric motor is powered by a battery pack. It is relatively simple to implement and reduces the complexity of the turbomachinery design, but at the expense of the extra dry mass of the battery pack. Example engine is the Rutherford designed and used by Rocket Lab. Gas generator cycle A small percentage of the propellants are burnt in a preburner to power a turbopump and then exhausted through a separate nozzle, or low down on the main one. This results in a reduction in efficiency since the exhaust contributes little or no thrust, but the pump turbines can be very large, allowing for high power engines. Examples: Saturn V's F 1 and J 2, Delta IV's RS 68, Ariane 5's HM7B, Falcon 9's Merlin. Tap off cycle Takes hot gases from the main combustion chamber of the rocket engine and routes them through engine turbopump turbines to pump propellant, then is exhausted. Since not all propellant flows through the main combustion chamber, the tap off cycle is considered an open cycle engine. Examples include the J 2S and BE 3. Expander cycle Cryogenic fuel (hydrogen, or methane) is used to cool the walls of the combustion chamber and nozzle. Absorbed heat vaporizes and expands the fuel which is then used to drive the turbopumps before it enters the combustion chamber, allowing for high efficiency, or is bled overboard, allowing for higher power turbopumps. The limited heat available to vaporize the fuel constrains engine power. Examples: RL10 for Atlas V and Delta IV second stages (closed cycle), H II's LE 5 (bleed cycle). Staged combustion cycle A fuel or oxidizer rich mixture is burned in a preburner and then drives turbopumps, and this high pressure exhaust is fed directly into the main chamber where the remainder of the fuel or oxidizer undergoes combustion, permitting very high pressures and efficiency. Examples: SSME, RD 191, LE 7. Full flow staged combustion cycle Fuel and oxidizer rich mixtures are burned in separate preburners and driving the turbopumps, then both high pressure exhausts, one oxygen rich and the other fuel rich, are fed directly into the main chamber where they combine and combust, permitting very high pressures and high efficiency. Example: SpaceX Raptor.
Төмендету циклы: Ракеталық қозғалтқыштың негізгі жану камерасынан ыстық газдар алынып, турбосорғы турбиналарын қозғалту үшін жіберіледі, содан кейін шығарылады. Ұшқыш заттардың барлығы негізгі жану камерасынан өтетін болмағандықтан, төмендету циклы ашық циклды қозғалтқыш деп есептеледі. Мысалдар: J 2S және BE 3.
For liquid propellant rockets, four different ways of powering the injection of the propellant into the chamber are in common use. Fuel and oxidizer must be pumped into the combustion chamber against the pressure of the hot gasses being burned, and engine power is limited by the rate at which propellant can be pumped into the combustion chamber. For atmospheric or launcher use, high pressure, and thus high power, engine cycles are desirable to minimize gravity drag. For orbital use, lower power cycles are usually fine. Pressure fed cycle The propellants are forced in from pressurised (relatively heavy) tanks. The heavy tanks mean that a relatively low pressure is optimal, limiting engine power, but all the fuel is burned, allowing high efficiency. The pressurant used is frequently helium due to its lack of reactivity and low density. Examples: AJ 10, used in the Space Shuttle OMS, Apollo SPS, and the second stage of the Delta II. Electric pump fed An electric motor, generally a brushless DC electric motor, drives the pumps. The electric motor is powered by a battery pack. It is relatively simple to implement and reduces the complexity of the turbomachinery design, but at the expense of the extra dry mass of the battery pack. Example engine is the Rutherford designed and used by Rocket Lab. Gas generator cycle A small percentage of the propellants are burnt in a preburner to power a turbopump and then exhausted through a separate nozzle, or low down on the main one. This results in a reduction in efficiency since the exhaust contributes little or no thrust, but the pump turbines can be very large, allowing for high power engines. Examples: Saturn V's F 1 and J 2, Delta IV's RS 68, Ariane 5's HM7B, Falcon 9's Merlin. Tap off cycle Takes hot gases from the main combustion chamber of the rocket engine and routes them through engine turbopump turbines to pump propellant, then is exhausted. Since not all propellant flows through the main combustion chamber, the tap off cycle is considered an open cycle engine. Examples include the J 2S and BE 3. Expander cycle Cryogenic fuel (hydrogen, or methane) is used to cool the walls of the combustion chamber and nozzle. Absorbed heat vaporizes and expands the fuel which is then used to drive the turbopumps before it enters the combustion chamber, allowing for high efficiency, or is bled overboard, allowing for higher power turbopumps. The limited heat available to vaporize the fuel constrains engine power. Examples: RL10 for Atlas V and Delta IV second stages (closed cycle), H II's LE 5 (bleed cycle). Staged combustion cycle A fuel or oxidizer rich mixture is burned in a preburner and then drives turbopumps, and this high pressure exhaust is fed directly into the main chamber where the remainder of the fuel or oxidizer undergoes combustion, permitting very high pressures and efficiency. Examples: SSME, RD 191, LE 7. Full flow staged combustion cycle Fuel and oxidizer rich mixtures are burned in separate preburners and driving the turbopumps, then both high pressure exhausts, one oxygen rich and the other fuel rich, are fed directly into the main chamber where they combine and combust, permitting very high pressures and high efficiency. Example: SpaceX Raptor.
Кеңейту циклы: Криогенді отын (сутек немесе метан) жану камерасының қабырғаларын және соплоны салқындату үшін қолданылады. Жұтылған жылу отынды буландырып, кеңейтеді, ол кейін турбосорғыларды қозғалту үшін қолданылады, содан кейін жану камерасына кірмес бұрын, жоғары тиімділікке мүмкіндік береді немесе артық буды шығарып, жоғары қуатты турбосорғыларға мүмкіндік береді. Отынды буландыру үшін қол жетімді шектеулі жылу қозғалтқыш қуатын шектейді. Мысалдар: Atlas V және Delta IV-тің екінші сатылары үшін RL10 (жабық цикл), H II-нің LE 5 (буды шығару циклы).
For liquid propellant rockets, four different ways of powering the injection of the propellant into the chamber are in common use. Fuel and oxidizer must be pumped into the combustion chamber against the pressure of the hot gasses being burned, and engine power is limited by the rate at which propellant can be pumped into the combustion chamber. For atmospheric or launcher use, high pressure, and thus high power, engine cycles are desirable to minimize gravity drag. For orbital use, lower power cycles are usually fine. Pressure fed cycle The propellants are forced in from pressurised (relatively heavy) tanks. The heavy tanks mean that a relatively low pressure is optimal, limiting engine power, but all the fuel is burned, allowing high efficiency. The pressurant used is frequently helium due to its lack of reactivity and low density. Examples: AJ 10, used in the Space Shuttle OMS, Apollo SPS, and the second stage of the Delta II. Electric pump fed An electric motor, generally a brushless DC electric motor, drives the pumps. The electric motor is powered by a battery pack. It is relatively simple to implement and reduces the complexity of the turbomachinery design, but at the expense of the extra dry mass of the battery pack. Example engine is the Rutherford designed and used by Rocket Lab. Gas generator cycle A small percentage of the propellants are burnt in a preburner to power a turbopump and then exhausted through a separate nozzle, or low down on the main one. This results in a reduction in efficiency since the exhaust contributes little or no thrust, but the pump turbines can be very large, allowing for high power engines. Examples: Saturn V's F 1 and J 2, Delta IV's RS 68, Ariane 5's HM7B, Falcon 9's Merlin. Tap off cycle Takes hot gases from the main combustion chamber of the rocket engine and routes them through engine turbopump turbines to pump propellant, then is exhausted. Since not all propellant flows through the main combustion chamber, the tap off cycle is considered an open cycle engine. Examples include the J 2S and BE 3. Expander cycle Cryogenic fuel (hydrogen, or methane) is used to cool the walls of the combustion chamber and nozzle. Absorbed heat vaporizes and expands the fuel which is then used to drive the turbopumps before it enters the combustion chamber, allowing for high efficiency, or is bled overboard, allowing for higher power turbopumps. The limited heat available to vaporize the fuel constrains engine power. Examples: RL10 for Atlas V and Delta IV second stages (closed cycle), H II's LE 5 (bleed cycle). Staged combustion cycle A fuel or oxidizer rich mixture is burned in a preburner and then drives turbopumps, and this high pressure exhaust is fed directly into the main chamber where the remainder of the fuel or oxidizer undergoes combustion, permitting very high pressures and efficiency. Examples: SSME, RD 191, LE 7. Full flow staged combustion cycle Fuel and oxidizer rich mixtures are burned in separate preburners and driving the turbopumps, then both high pressure exhausts, one oxygen rich and the other fuel rich, are fed directly into the main chamber where they combine and combust, permitting very high pressures and high efficiency. Example: SpaceX Raptor.
Күрделі жану циклы: Отын немесе тотықтырғышқа бай қоспа алдын ала күйдіргіште жанып, турбосорғыларды қозғалтады, ал бұл жоғары қысымды газдар тікелей негізгі камераға жіберіледі, онда қалған отын немесе тотықтырғыш жану процесінен өтеді, бұл өте жоғары қысымға және тиімділікке мүмкіндік береді. Мысалдар: SSME, RD 191, LE 7.
For liquid propellant rockets, four different ways of powering the injection of the propellant into the chamber are in common use. Fuel and oxidizer must be pumped into the combustion chamber against the pressure of the hot gasses being burned, and engine power is limited by the rate at which propellant can be pumped into the combustion chamber. For atmospheric or launcher use, high pressure, and thus high power, engine cycles are desirable to minimize gravity drag. For orbital use, lower power cycles are usually fine. Pressure fed cycle The propellants are forced in from pressurised (relatively heavy) tanks. The heavy tanks mean that a relatively low pressure is optimal, limiting engine power, but all the fuel is burned, allowing high efficiency. The pressurant used is frequently helium due to its lack of reactivity and low density. Examples: AJ 10, used in the Space Shuttle OMS, Apollo SPS, and the second stage of the Delta II. Electric pump fed An electric motor, generally a brushless DC electric motor, drives the pumps. The electric motor is powered by a battery pack. It is relatively simple to implement and reduces the complexity of the turbomachinery design, but at the expense of the extra dry mass of the battery pack. Example engine is the Rutherford designed and used by Rocket Lab. Gas generator cycle A small percentage of the propellants are burnt in a preburner to power a turbopump and then exhausted through a separate nozzle, or low down on the main one. This results in a reduction in efficiency since the exhaust contributes little or no thrust, but the pump turbines can be very large, allowing for high power engines. Examples: Saturn V's F 1 and J 2, Delta IV's RS 68, Ariane 5's HM7B, Falcon 9's Merlin. Tap off cycle Takes hot gases from the main combustion chamber of the rocket engine and routes them through engine turbopump turbines to pump propellant, then is exhausted. Since not all propellant flows through the main combustion chamber, the tap off cycle is considered an open cycle engine. Examples include the J 2S and BE 3. Expander cycle Cryogenic fuel (hydrogen, or methane) is used to cool the walls of the combustion chamber and nozzle. Absorbed heat vaporizes and expands the fuel which is then used to drive the turbopumps before it enters the combustion chamber, allowing for high efficiency, or is bled overboard, allowing for higher power turbopumps. The limited heat available to vaporize the fuel constrains engine power. Examples: RL10 for Atlas V and Delta IV second stages (closed cycle), H II's LE 5 (bleed cycle). Staged combustion cycle A fuel or oxidizer rich mixture is burned in a preburner and then drives turbopumps, and this high pressure exhaust is fed directly into the main chamber where the remainder of the fuel or oxidizer undergoes combustion, permitting very high pressures and efficiency. Examples: SSME, RD 191, LE 7. Full flow staged combustion cycle Fuel and oxidizer rich mixtures are burned in separate preburners and driving the turbopumps, then both high pressure exhausts, one oxygen rich and the other fuel rich, are fed directly into the main chamber where they combine and combust, permitting very high pressures and high efficiency. Example: SpaceX Raptor.
Толық ағынды күрделі жану циклы: Отын және тотықтырғышқа бай қоспалар жеке алдын ала күйдіргіштерде жанып, турбосорғыларды қозғалтады, содан кейін екі жоғары қысымды газдар, біреуі оттегіге бай, екіншісі отынға бай, тікелей негізгі камераға жіберіледі, онда олар бірігіп, жанып, өте жоғары қысымға және жоғары тиімділікке мүмкіндік береді. Мысал: SpaceX Raptor.
For liquid propellant rockets, four different ways of powering the injection of the propellant into the chamber are in common use. Fuel and oxidizer must be pumped into the combustion chamber against the pressure of the hot gasses being burned, and engine power is limited by the rate at which propellant can be pumped into the combustion chamber. For atmospheric or launcher use, high pressure, and thus high power, engine cycles are desirable to minimize gravity drag. For orbital use, lower power cycles are usually fine. Pressure fed cycle The propellants are forced in from pressurised (relatively heavy) tanks. The heavy tanks mean that a relatively low pressure is optimal, limiting engine power, but all the fuel is burned, allowing high efficiency. The pressurant used is frequently helium due to its lack of reactivity and low density. Examples: AJ 10, used in the Space Shuttle OMS, Apollo SPS, and the second stage of the Delta II. Electric pump fed An electric motor, generally a brushless DC electric motor, drives the pumps. The electric motor is powered by a battery pack. It is relatively simple to implement and reduces the complexity of the turbomachinery design, but at the expense of the extra dry mass of the battery pack. Example engine is the Rutherford designed and used by Rocket Lab. Gas generator cycle A small percentage of the propellants are burnt in a preburner to power a turbopump and then exhausted through a separate nozzle, or low down on the main one. This results in a reduction in efficiency since the exhaust contributes little or no thrust, but the pump turbines can be very large, allowing for high power engines. Examples: Saturn V's F 1 and J 2, Delta IV's RS 68, Ariane 5's HM7B, Falcon 9's Merlin. Tap off cycle Takes hot gases from the main combustion chamber of the rocket engine and routes them through engine turbopump turbines to pump propellant, then is exhausted. Since not all propellant flows through the main combustion chamber, the tap off cycle is considered an open cycle engine. Examples include the J 2S and BE 3. Expander cycle Cryogenic fuel (hydrogen, or methane) is used to cool the walls of the combustion chamber and nozzle. Absorbed heat vaporizes and expands the fuel which is then used to drive the turbopumps before it enters the combustion chamber, allowing for high efficiency, or is bled overboard, allowing for higher power turbopumps. The limited heat available to vaporize the fuel constrains engine power. Examples: RL10 for Atlas V and Delta IV second stages (closed cycle), H II's LE 5 (bleed cycle). Staged combustion cycle A fuel or oxidizer rich mixture is burned in a preburner and then drives turbopumps, and this high pressure exhaust is fed directly into the main chamber where the remainder of the fuel or oxidizer undergoes combustion, permitting very high pressures and efficiency. Examples: SSME, RD 191, LE 7. Full flow staged combustion cycle Fuel and oxidizer rich mixtures are burned in separate preburners and driving the turbopumps, then both high pressure exhausts, one oxygen rich and the other fuel rich, are fed directly into the main chamber where they combine and combust, permitting very high pressures and high efficiency. Example: SpaceX Raptor.
Салқындату
Инжекторлар көбінесе жану камерасының қабырғасында отынға қанық қабат жасалатындай етіп орналастырылады. Бұл температураны төмендетіп, ағын бойындағы тамаққа және тіпті соплоға дейін әсер етеді, соның арқасында жану камерасын жоғары қысымда жұмыс істеуге болады. Бұл жоғары кеңею коэффициентіне ие соплоны қолдануға мүмкіндік береді, нәтижесінде жоғары импульс пен жүйенің жақсы тиімділігіне қол жеткізіледі. Сұйық ракеталық қозғалтқыштар көбінесе регенеративті салқындату жүйесін қолданады, ол отынды немесе сирек жағдайда тотықтырғышты камера мен соплоны салқындату үшін пайдаланады.
Injectors are commonly laid out so that a fuel rich layer is created at the combustion chamber wall. This reduces the temperature there, and downstream to the throat and even into the nozzle and permits the combustion chamber to be run at higher pressure, which permits a higher expansion ratio nozzle to be used which gives a higher I and better system performance. A liquid rocket engine often employs regenerative cooling, which uses the fuel or less commonly the oxidizer to cool the chamber and nozzle.
Жалынды
Жалынды оқытудың көптеген тәсілдері бар, бірақ сұйық отынды ракеталарда, басқа ракеталарға қарағанда, тұрақты және маңызды тұтандыру көзі қажет; тұтандырудың кешігуі (кейбір жағдайларда ондаған миллисекундтай аз уақыт) артық отынның салдарынан камерадағы қысымның артуына әкелуі мүмкін. Қатты іске қосылу тіпті қозғалтқыштың жарылуына себеп болуы мүмкін. Әдетте, тұтандыру жүйелері инжектор бетіне отты таратуға тырысады, массалық ағыны камераның толық массалық ағынының шамамен 1% құрайды. Негізгі клапандар ашылғанға дейін тұтандыру көзінің болуын қамтамасыз ету үшін кейде қауіпсіздік құлыптары қолданылады; алайда, кейбір жағдайларда құлыптардың сенімділігі тұтандыру жүйесінен төмен болуы мүмкін. Жүйе қауіпсіз жұмыс істеуі керек пе, әлде миссияның жалпы сәттілігі маңыздырақ пе, соған байланысты. Жоғарғы, ұшқышсыз сатыларда құлыптар сирек қолданылады, себебі құлыптың істен шығуы миссияның сәтсіздігіне әкелуі мүмкін, бірақ RS 25 қозғалтқышында ғарыш кемесінің ұшыру алдында қозғалтқыштарды тоқтату үшін құлыптар бар. Сонымен қатар, тұтандырғыштың сәтті тұтанғанын анықтау өте қиын, кейбір жүйелер жалынмен кесілген жіңішке сымдарды пайдаланады, сондай-ақ қысым датчиктері де қолданылады. Тұтандыру әдістеріне пиротехникалық, электрлік (ұшқын немесе қыздырылған сым) және химиялық әдістер жатады. Гиперголды отындар өздігінен тұтанудың артықшылығына ие, сенімді және қиын іске қосылу мүмкіндігі азырақ. 1940 жылдары кеңес орыстары гиперголды отынды пайдаланып қозғалтқыштарды іске қоса бастады, содан кейін тұтанғаннан кейін негізгі отынға ауысты. Бұл американдық F 1 ракеталық қозғалтқышында да қолданылды. Пирофорлы затты пайдаланып тұтандыру: Триэтилалюминий ауамен жанасқанда тұтанады және сумен жанасқанда тұтанады және/немесе ыдырайды, сондай-ақ кез келген басқа тотықтырғышпен – ол криогенді сұйық оттегімен жанасқанда тұтана алатын аз ғана заттардың бірі. Оның оңай тұтануы оны ракеталық қозғалтқыш тұтандырғышы ретінде ерекше бағалы етеді. Триэтилборанмен бірге қолданылғанда триэтилалюминий триэтилбораны, көбінесе TEA TEB деп белгілі, жасалуы мүмкін.
Ignition can be performed in many ways, but perhaps more so with liquid propellants than other rockets a consistent and significant ignitions source is required; a delay of ignition (in some cases as small as a few tens of milliseconds) can cause overpressure of the chamber due to excess propellant. A hard start can even cause an engine to explode. Generally, ignition systems try to apply flames across the injector surface, with a mass flow of approximately 1% of the full mass flow of the chamber. Safety interlocks are sometimes used to ensure the presence of an ignition source before the main valves open; however reliability of the interlocks can in some cases be lower than the ignition system. Thus it depends on whether the system must fail safe, or whether overall mission success is more important. Interlocks are rarely used for upper, uncrewed stages where failure of the interlock would cause loss of mission, but are present on the RS 25 engine, to shut the engines down prior to liftoff of the Space Shuttle. In addition, detection of successful ignition of the igniter is surprisingly difficult, some systems use thin wires that are cut by the flames, pressure sensors have also seen some use. Methods of ignition include pyrotechnic, electrical (spark or hot wire), and chemical. Hypergolic propellants have the advantage of self igniting, reliably and with less chance of hard starts. In the 1940s, the Russians began to start engines with hypergols, to then switch over to the primary propellants after ignition. This was also used on the American F 1 rocket engine on the Apollo program. Ignition with a pyrophoric agent: Triethylaluminium ignites on contact with air and will ignite and/or decompose on contact with water, and with any other oxidizer—it is one of the few substances sufficiently pyrophoric to ignite on contact with cryogenic liquid oxygen. The enthalpy of combustion, ΔcH°, is Its easy ignition makes it particularly desirable as a rocket engine ignitor. May be used in conjunction with triethylborane to create triethylaluminum triethylborane, better known as TEA TEB.
Ресей КСРО
Сұйық отынмен жұмыс істейтін зымыран идеясы заманауи контексте алғаш рет 1903 жылы орыс зымыран ғалымы Константин Циолковскийдің "Зымырандық көліктермен ғарышты зерттеу" атты кітабында пайда болды. Оның астронавтикаға қосқан үлесінің шамасы таң қалдырады, оның ішінде Циолковский зымыран теңдеуі, көп сатылы зымырандар және сұйық отындық зымырандарда сұйық оттегі мен сұйық сутегін пайдалану. Циолковский Еуропадағы Вернер фон Браун сияқты келешектегі зымыран ғалымдарына әсер етті. Пенемендедегі кеңес іздеу тобы Циолковскийдің кітабының неміс тіліндегі аудармасын тапты, оның "жалдамай барлық беттері фон Браунның түсініктемелерімен және жазбаларымен безендірілген" еді. Кеңес Одағының жетекші зымыран қозғалтқышын жасаушысы Валентин Глушко және зымыран жасаушысы Сергей Королев жас кезінде Циолковскийдің еңбектерін оқыды және екеуі де Циолковскийдің теорияларын шындыққа айналдыруға ұмтылды. 1929-1930 жылдары Ленинградта Глушко Газ динамикасы зертханасында (GDL) зымырандарды зерттеуді жүргізді, онда сұйық отындық және электрлік зымыран қозғалтқыштарын зерттеу үшін жаңа зерттеу бөлімі құрылды. Нәтижесінде ОРМ (орыс тілінде "эксперименталды зымыран қозғалтқышы") ОРМ 1-ден ОРМ 52-ге дейін қозғалтқыштар жасалды. Сұйық отындық зымырандардың 100 сынақ тесті жүргізілді, отынның әртүрлі түрлері қолданылды, төмен және жоғары қайнайтын температурасы бар отындар және 300 кг-ға дейін итеру күшіне қол жеткізілді. 1933 жылдың қаңтарында Цандер GIRD X зымыранын әзірлеуді бастады. Бұл конструкция сұйық оттегі мен бензинмен жұмыс істеді және ол жану камерасының ішкі қабырғасымен ағып, оған кірмес бұрын сұйық оттегімен қалпына келтірілетін алғашқы қозғалтқыштардың бірі болды. Сынақтар кезінде күюдің проблемалары бензиннен аз энергиялы спиртке ауысуға себеп болды. Соңғы зымыранның ұзындығы , диаметрі , массасы болды және ол тонналық жүк көтергішін биіктікке жеткізе алады деп күтілді. GIRD X зымыраны 25 қараша 1933 жылы ұшырылды және 80 метрлік биіктікке көтерілді. 1933 жылы GDL және GIRD бірігіп, Реактивті ғылыми-зерттеу институты (RNII) құрылды. RNII-де Глушко сұйық отынмен жұмыс істейтін ОРМ 53-тен ОРМ 102-ге дейін зымыран қозғалтқыштарын дамытуды жалғастырды, ал ОРМ 65 РП 318 зымыранмен жабдықталған ұшақты қуаттандырды. RNII-де Тихонравов оттегі/спирт сұйық отындық зымыран қозғалтқыштарын әзірлеумен айналысты. 1930 жылдардың соңында RNII-де сұйық отынмен жұмыс істейтін зымыран қозғалтқыштарына басымдық төмендетілді, алайда зерттеулер өнімді болды және кеңестік зымыран бағдарламасының кейінгі жетістіктері үшін өте маңызды болды.
The idea of a liquid fueled rocket as understood in the modern context first appeared in 1903 in the book Exploration of the Universe with Rocket Propelled Vehicles by the Russian rocket scientist Konstantin Tsiolkovsky. The magnitude of his contribution to astronautics is astounding, including the Tsiolkovsky rocket equation, multi staged rockets, and using liquid oxygen and liquid hydrogen in liquid propellant rockets. Tsiolkovsky influenced later rocket scientists throughout Europe, like Wernher von Braun. Soviet search teams at Peenemünde found a German translation of a book by Tsiolkovsky of which "almost every page was embellished by von Braun's comments and notes." Leading Soviet rocket engine designer Valentin Glushko and rocket designer Sergey Korolev studied Tsiolkovsky's works as youths and both sought to turn Tsiolkovsky's theories into reality. From 1929 to 1930 in Leningrad Glushko pursued rocket research at the Gas Dynamics Laboratory (GDL), where a new research section was set up for the study of liquid propellant and electric rocket engines. This resulted in the creation of ORM (from "Experimental Rocket Motor" in Russian) engines ОРМ 1 to ОРМ 52. A total of 100 bench tests of liquid propellant rockets were conducted using various types of fuel, both low and high boiling and thrust up to 300 kg was achieved. In January 1933 Tsander began development of the GIRD X rocket. This design burned liquid oxygen and gasoline and was one of the first engines to be regeneratively cooled by the liquid oxygen, which flowed around the inner wall of the combustion chamber before entering it. Problems with burn through during testing prompted a switch from gasoline to less energetic alcohol. The final missile, long by in diameter, had a mass of , and it was anticipated that it could carry a payload to an altitude of The GIRD X rocket was launched on 25 November 1933 and flew to a height of 80 meters. In 1933 GDL and GIRD merged and became the Reactive Scientific Research Institute (RNII). At RNII Gushko continued the development of liquid propellant rocket engines ОРМ 53 to ОРМ 102, with ОРМ 65 powering the RP 318 rocket powered aircraft. At RNII Tikhonravov worked on developing oxygen/alcohol liquid propellant rocket engines. Ultimately liquid propellant rocket engines were given a low priority during the late 1930s at RNII, however the research was productive and very important for later achievements of the Soviet rocket program.
Перу
Перулік Педро Паулет, өмір бойы Перуде зымырандармен тәжірибе жасаған, 1927 жылы Лимадағы El Comercio газетіне хат жазып, үш онжылдық бұрын Парижде студент кезінде сұйық отынды зымыран қозғалтқышымен тәжірибе жүргізгенін мәлімдеді. Зымырандарды зерттеу тарихшылары, олардың ішінде Макс Валье, Вилли Лей және Джон Д. Кларк, Паулеттің хабарламасына әртүрлі деңгейде сенім білдірді. Валье, Verein für Raumschiffahrt басылымы Die Rakete-де Паулеттің сұйық отынмен жұмыс істейтін зымыран дизайнын жоғары бағалап, қозғалтқыштың "керемет күші" бар екенін және оның жоспарлары болашақ зымырандарды дамыту үшін қажет екенін айтты. Герман Оберт 1965 жылы Паулетті зымыран саласындағы пионер деп атады. Вернер фон Браун да Паулетті "сұйық отынды қозғалтқыштың пионері" деп сипаттап, "Паулет адамның Айға жетуіне көмектесті" деді. Кейіннен Паулетке нацистік Германия тарапынан зымыран технологиясын дамытуға көмектесу үшін Astronomische Gesellschaft-ке қосылу туралы ұсыныс түсті, бірақ ол жобаның қарулану мақсатында екенін білген соң көмектесуден бас тартты және отынының формуласын ешқашан жарияламады. Фильм режиссері және зерттеуші Альваро Мехианың сөзіне сәйкес, Фредерик I. Ордвей III кейіннен Паулеттің жаңалықтарын суық соғыс кезеңінде жоққа шығаруға тырысып, фон Браунның нацистік Германиямен байланысын жасыруға ұмтылды.
Peruvian Pedro Paulet, who had experimented with rockets throughout his life in Peru, wrote a letter to El Comercio in Lima in 1927, claiming he had experimented with a liquid rocket engine while he was a student in Paris three decades earlier. Historians of early rocketry experiments, among them Max Valier, Willy Ley, and John D. Clark, have given differing amounts of credence to Paulet's report. Valier applauded Paulet's liquid propelled rocket design in the Verein für Raumschiffahrt publication Die Rakete, saying the engine had "amazing power" and that his plans were necessary for future rocket development. Hermann Oberth would name Paulet as a pioneer in rocketry in 1965. Wernher von Braun would also describe Paulet as "the pioneer of the liquid fuel propulsion motor" and stated that "Paulet helped man reach the Moon". Paulet was later approached by Nazi Germany, being invited to join the Astronomische Gesellschaft to help develop rocket technology, though he refused to assist after discovering that the project was destined for weaponization and never shared the formula for his propellant. According to filmmaker and researcher Álvaro Mejía, Frederick I. Ordway III would later attempt to discredit Paulet's discoveries in the context of the Cold War and in an effort to shift the public image of von Braun away from his history with Nazi Germany.
Америка Құрама Штаттары
Сұйық отынды ракетаның алғашқы ұшуы 1926 жылғы 16 наурызда Массачусетс штатының Оберн қаласында өтті, американдық профессор Роберт Х. Годдард сұйық оттегі мен бензин отынын пайдаланып аппаратты ұшырды. "Нелл" деп аталған ракета 2,5 секундтық ұшу барысында көкөніс шаруашылығына құлап, бар болғаны 12,5 метрге көтерілді, бірақ сұйық итергішті пайдаланатын ракеталардың мүмкін екенін көрсету үшін бұл маңызды тәжірибе болды. Годдард бұл туралы он бес жыл бұрын ұсынған және 1921 жылдан бастап осымен белсенді түрде тәжірибе жасады. Неміс-румыниялық ғалым Герман Оберт 1922 жылы сұйық отынды пайдалануды ұсынатын кітап жариялады.
The first flight of a liquid propellant rocket took place on March 16, 1926 at Auburn, Massachusetts, when American professor Dr. Robert H. Goddard launched a vehicle using liquid oxygen and gasoline as propellants. The rocket, which was dubbed "Nell", rose just 41 feet during a 2.5 second flight that ended in a cabbage field, but it was an important demonstration that rockets utilizing liquid propulsion were possible. Goddard proposed liquid propellants about fifteen years earlier and began to seriously experiment with them in 1921. The German Romanian Hermann Oberth published a book in 1922 suggesting the use of liquid propellants.
Германия
Германияда инженерлер мен ғалымдар сұйық отынды қозғалтқыштарға қызығып, 1920 жылдардың соңында Opel RAK бағдарламасында, әлемдегі алғашқы зымыран бағдарламасында оларды жасап, сынақтан өткізді. Макс Вальедің мәлімдемесіне сәйкес, Opel RAK зымырандарының конструкторы Фридрих Вильгельм Сандер 1929 жылдың 10 және 12 сәуірінде Рюссельсхаймдағы Opel Rennbahn трассасында екі сұйық отынды зымыранды ұшырды. Бұл Opel RAK зымырандары Еуропадағы алғашқы, ал Годдардтан кейін әлемдегі екінші сұйық отынды зымырандар болды. Валье "Ракеталық сапар" кітабында ракеталардың диаметрі 21 см, ұзындығы 74 см, бос салмағы 7 кг, отынмен толтырылғанда 16 кг екенін сипаттады. Максималды тартылыс күші 45-50 кп, ал жану уақыты 132 секундты құрады. Бұл көрсеткіштер газ қысымымен жұмыс істейтін сорғыны қолдануға нұсқайды. Бұл сынақтардың басты мақсаты – ағылшын арнасынан өту жоспарланған ұшу үшін құрылып жатқан Gebrüder Müller Griessheim ұшағына сұйық отынды қозғалтқыш жүйесін әзірлеу болды. Сонымен қатар, ғарыш тарихын зерттеуші Франк Х. Винтер, Вашингтондағы Ұлттық әуе және ғарыш мұражайының кураторы, Opel тобының қатты отынды зымырандармен қатар, сұйық отынды зымырандарды да жасап жатқанын растайды. Олар жылдамдық рекордтарын жаңару және Opel RAK зымырандарымен алғашқы пилотты зымыран ұшақтарын жасау үшін қолданылды. 1929 жылдың мамыр айында қозғалтқыш 200 кг (440 фунт) күшін 15 минуттан астам уақыт бойы өндірді, ал шілдеде Opel RAK командасы 300 кг (660 фунт) күшпен 30 минуттан астам қуатты фазаға қол жеткізді, деп хабарлайды Макс Валье. Ұлы экономикалық дағдарыс Opel RAK қызметін тоқтатты. 1930 жылдардың басында неміс әскері үшін жұмыс істегеннен кейін Сандер 1935 жылы, Германияда жеке зымыран жасауға тыйым салынған кезде гестапомен тұтқындалды. Ол мемлекетке опасыздық жасады деген айыппен 5 жылға бас бостандығынан айырылып, компаниясын сатуға мәжбүр болды және 1938 жылы қайтыс болды. Макс Валье (Артур Рудольф және Хейландт арқылы), 1930 жылы тәжірибе жүргізу кезінде қаза тапқан, және Фридрих Сандердің сұйық отынды зымырандар жөніндегі жұмыстары неміс әскері, Heereswaffenamt тарапынан тәркіленіп, 1930 жылдардың басында және ортасында Берлин маңындағы полигонға генерал Уолтер Дорнбергердің басшылығымен енгізілді. Макс Валье 1930 жылдардың басында сұйық зымырандарды зерттейтін әуесқойлар тобының, VfR-дың негізін қалаушы болды, оның көптеген мүшелері кейіннен маңызды зымыран технологияларын дамытуға үлкен үлес қосты, соның ішінде Вернер фон Браун. Фон Браун нацистер үшін V-2 зымыран қаруын жасаған әскери зерттеу орталығының басшысы болды. 1930 жылдардың соңында экипажбен ұшу үшін зымырандық қозғалтқыштарды сынау жұмыстары күш алды, Германияның Heinkel He 176 ұшағы 1939 жылдың 20 маусымында неміс авиациялық инженеры Хеллмут Вальтер жасаған сұйық отынды зымыран қозғалтқышын пайдаланып, алғашқы пилотты зымырандық ұшуды жасады. Әскери қызметте болған жалғыз зымырандық ұшақ – Me 163 Komet (1944-45 жж.) Вальтер жасаған сұйық отынды қозғалтқышты – Walter HWK 109 509 қолданды, ол толық қуатында 1700 кг (16,7 кН) тартылыс күшін өндірді.
In Germany, engineers and scientists became enthralled with liquid propulsion, building and testing them in the late 1920s within Opel RAK, the world's first rocket program, in Rüsselsheim. According to Max Valier's account, Opel RAK rocket designer, Friedrich Wilhelm Sander launched two liquid fuel rockets at Opel Rennbahn in Rüsselsheim on April 10 and April 12, 1929. These Opel RAK rockets have been the first European, and after Goddard the world's second, liquid fuel rockets in history. In his book "Raketenfahrt" Valier describes the size of the rockets as of 21 cm in diameter and with a length of 74 cm, weighing 7 kg empty and 16 kg with fuel. The maximum thrust was 45 to 50 kp, with a total burning time of 132 seconds. These properties indicate a gas pressure pumping. The main purpose of these tests was to develop the liquid rocket propulsion system for a Gebrüder Müller Griessheim aircraft under construction for a planned flight across the English channel. Also spaceflight historian Frank H. Winter, curator at National Air and Space Museum in Washington, DC, confirms the Opel group was working, in addition to their solid fuel rockets used for land speed records and the world's first crewed rocket plane flights with the Opel RAK.1, on liquid fuel rockets. By May 1929, the engine produced a thrust of 200 kg (440 lb.) "for longer than fifteen minutes and in July 1929, the Opel RAK collaborators were able to attain powered phases of more than thirty minutes for thrusts of 300 kg (660 lb.) at Opel's works in Rüsselsheim," again according to Max Valier's account. The Great Depression brought an end to the Opel RAK activities. After working for the German military in the early 1930s, Sander was arrested by Gestapo in 1935, when private rocket engineering became forbidden in Germany. He was convicted of treason to 5 years in prison and forced to sell his company, he died in 1938. Max Valier's (via Arthur Rudolph and Heylandt), who died while experimenting in 1930, and Friedrich Sander's work on liquid fuel rockets was confiscated by the German military, the Heereswaffenamt and integrated into the activities under General Walter Dornberger in the early and mid 1930s in a field near Berlin. Max Valier was a co founder of an amateur research group, the VfR, working on liquid rockets in the early 1930s, and many of whose members eventually became important rocket technology pioneers, including Wernher von Braun. Von Braun served as head of the army research station that designed the V 2 rocket weapon for the Nazis. By the late 1930s, use of rocket propulsion for crewed flight began to be seriously experimented with, as Germany's Heinkel He 176 made the first crewed rocket powered flight using a liquid rocket engine, designed by German aeronautics engineer Hellmuth Walter on June 20, 1939. The only production rocket powered combat aircraft ever to see military service, the Me 163 Komet in 1944 45, also used a Walter designed liquid rocket engine, the Walter HWK 109 509, which produced up to 1,700 kgf (16.7 kN) thrust at full power.
Екінші дүниежүзілік соғыстан кейінгі кезең
Екінші дүниежүзілік соғыстан кейін американдық үкімет пен әскерилер сұйық отынды ракеталарды қару ретінде мұқият қарастырып, оларды дамытуға қаржы жұмсауды бастады. КСРО да осылай жасады, осылайша ғарышқа қатысты жарыс басталды. 2010 жылдары ғарышқа ұшу үшін 3D-басылған қозғалтқыштар қолданыла бастады. Мұндай қозғалтқыштардың мысалдарына SpaceX Dragon 2 ұшырудан қашу жүйесінде қолданылатын SuperDraco және Astra, Orbex, Relativity Space, Skyrora немесе Launcher ұшыру құралдарының бірінші немесе екінші сатыларында қолданылатын қозғалтқыштар жатады.
After World War II the American government and military finally seriously considered liquid propellant rockets as weapons and began to fund work on them. The Soviet Union did likewise, and thus began the Space Race. In 2010s 3D printed engines started being used for spaceflight. Examples of such engines include SuperDraco used in launch escape system of the SpaceX Dragon 2 and also engines used for first or second stages in launch vehicles from Astra, Orbex, Relativity Space, Skyrora, or Launcher.