Жидкостные ракетные двигатели: принципы работы и применение.

Введение

Ракетный двигатель, использующий жидкое топливо и окислитель

Ракетный двигатель на жидком топливе, или жидкостный ракетный двигатель, использует ракетный двигатель, работающий на жидких компонентах топлива. (В качестве альтернативы могут использоваться газообразные или твердые топлива.) Жидкие топлива предпочтительны благодаря их достаточно высокой плотности и высокому удельному импульсу (Isp) продуктов сгорания. Это позволяет сделать объём топливных баков относительно небольшим.

Типы

Жидкие ракеты могут быть монопропеллерными, использующими один тип топлива, или бипропеллерными, использующими два типа топлива. Трипропеллерные ракеты, использующие три типа топлива, встречаются редко. Жидкие окислители также используются в гибридных ракетах, сочетая некоторые преимущества твердотопливных ракет. Бипропеллерные жидкостные ракеты используют жидкое топливо, такое как жидкий водород или RP-1, и жидкий окислитель, такой как жидкий кислород. Двигатель может быть криогенным, в котором топливо и окислитель, например, водород и кислород, находятся в газообразном состоянии, сжиженном при очень низких температурах. Большинство конструкций жидкостных ракетных двигателей имеют регулируемую тягу. Некоторые позволяют контролировать соотношение компонентов топлива (соотношение, при котором смешиваются окислитель и топливо). Некоторые могут быть выключены и, при наличии подходящей системы зажигания или самовоспламеняющегося топлива, перезапущены. Гибридные ракеты подают жидкий или газообразный окислитель к твердому топливу. Жидкостные системы обеспечивают более высокий удельный импульс, чем твердотопливные и гибридные ракетные двигатели, и могут обеспечивать очень высокую эффективность использования баков. Жидкостный ракетный двигатель обычно может быть повторно использован для нескольких полетов, как в ракетах Space Shuttle и серии Falcon 9, хотя повторное использование твердотопливных ракетных двигателей также было успешно продемонстрировано в рамках программы Space Shuttle. Жидкостные ракетные двигатели могут отклоняться в полете, в то время как твердотопливные двигатели направлены в одном направлении. Отклонение позволяет направлять двигатель ракеты в разные стороны, обеспечивая более точный контроль траектории полета. Поток топлива в камеру сгорания можно регулировать, что позволяет контролировать величину тяги на протяжении всего полета. Это обеспечивает коррекцию ошибок в реальном времени во время полета и повышение эффективности. В случае аварийной ситуации жидкостные ракеты могут быть остановлены контролируемым образом, что обеспечивает дополнительный уровень безопасности и возможность прерывания миссии. Вместо насоса некоторые конструкции используют резервуар с инертным газом под высоким давлением, например, гелием, для создания давления в топливных баках. Такие ракеты часто обеспечивают меньшую дельта-v, поскольку масса резервуара с газом снижает характеристики. В некоторых конструкциях для использования на больших высотах или в вакууме масса резервуара может быть приемлемой. Основными компонентами ракетного двигателя являются камера сгорания (камера тяги), пиротехнический запальник, система подачи топлива, клапаны, регуляторы, топливные баки и сопло ракетного двигателя. Для подачи топлива в камеру сгорания жидкостные ракетные двигатели могут быть с подачей под давлением или с насосной подачей, причем двигатели с насосной подачей работают в различных циклах.

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.

Напряжение

Жидкие ракетные топлива часто подаются в камеру сгорания с помощью легкого центробежного турбонасоса. В последнее время некоторые аэрокосмические компании стали использовать для этого электрические насосы, работающие от аккумуляторов. В более простых и малогабаритных двигателях вместо насосов иногда применяется инертный газ, хранящийся в баллоне под высоким давлением, для нагнетания топлива в камеру сгорания. Такие двигатели могут иметь более высокое отношение массы к тяге, но обычно более надежны и поэтому широко используются на спутниках для коррекции и поддержания орбиты.

Двигательные материалы

Тысячи комбинаций топлива и окислителей были опробованы за прошедшие годы. Некоторые из наиболее распространенных и практичных из них:

Криогенный

Жидкий кислород (LOX, O2) и жидкий водород (LH, H2) – основные двигатели космического челнока, центральная ступень системы запуска Space Launch System, главная ступень Ariane 5 и вторая ступень Ariane 5 ECA, двигатель BE 3 ракеты New Shepard компании Blue Origin, первая и вторая ступени Delta IV, верхние ступени Ares I, вторая и третья ступени Saturn V, Saturn IB и Saturn I, а также ступень ракеты Centaur, верхние ступени Long March 3, Long March 5, Long March 8, первая и вторая ступени H II, H IIA, H IIB, а также верхняя ступень GSLV Mk II и GSLV Mk III. Основными преимуществами этой смеси являются чистое сгорание (продуктом сгорания является только водяной пар) и высокая эффективность. Жидкий кислород (LOX) и жидкий метан (CH4, сжиженный природный газ, СПГ) – двигатели Raptor (SpaceX) и BE 4 (Blue Origin). (См. также проект NASA «Криогенная разработка и продвинутые разработки» и проект Morpheus.) Одна из наиболее эффективных смесей, кислород и водород, страдает от крайне низких температур, необходимых для хранения жидкого водорода (около ) и очень низкой плотности топлива (по сравнению с RP-1 при ), что требует больших, но при этом легких и изолированных баков. Легкая пенополиуретановая теплоизоляция внешнего бака космического челнока привела к его гибели, когда отколотый кусок повредил крыло и вызвал разрушение при возвращении в атмосферу. Жидкий метан/СПГ имеет несколько преимуществ перед LH. Его эффективность (максимальный удельный импульс) ниже, чем у LH, но выше, чем у RP-1 (керосин) и твердотопливных двигателей, а его более высокая плотность, как и у других углеводородных топлив, обеспечивает более высокое отношение тяги к объему, чем у LH, хотя его плотность и не так высока, как у RP-1. В космосе СПГ не требует нагревателей для поддержания жидкого состояния, в отличие от RP-1. СПГ дешевле, поскольку он легко доступен в больших количествах. Его можно хранить в течение более длительного времени, и он менее взрывоопасен, чем LH.

Инжекторы

Реализация инжектора в жидкостных ракетных двигателях определяет, какой процент от теоретической производительности сопла может быть достигнут. Неэффективная работа инжектора приводит к выходу несгоревшего топлива из двигателя, что снижает эффективность. Кроме того, инжекторы обычно играют ключевую роль в уменьшении тепловых нагрузок на сопло; увеличивая долю топлива по периметру камеры сгорания, удается значительно снизить температуру стенок сопла.

Стабильность горения

Чтобы избежать неустойчивостей, таких как рыскание (chugging), представляющего собой колебания относительно низкой частоты, двигатель должен быть спроектирован с достаточным перепадом давления на инжекторах, чтобы обеспечить независимость потока от давления в камере сгорания. Обычно этот перепад давления достигается за счет создания падения давления не менее 20% от давления в камере на инжекторах. Тем не менее, особенно в крупных двигателях, легко возбудить высокочастотные колебания процесса сгорания, природа которых до конца не изучена. Эти высокочастотные колебания, как правило, нарушают газодинамический пограничный слой двигателя, что может привести к быстрому выходу из строя системы охлаждения и разрушению двигателя. Подобные колебания гораздо чаще встречаются в крупных двигателях и осложняли разработку ракеты Saturn V, но в конечном итоге были преодолены. В некоторых камерах сгорания, например, в двигателе RS 25, используются резонаторы Гельмгольца в качестве демпфирующих устройств для подавления роста определенных резонансных частот. Чтобы предотвратить эти проблемы, в конструкции инжектора RS 25 было предпринято значительное усилие по испарению топлива перед его впрыском в камеру сгорания. Хотя для обеспечения устойчивости использовалось множество других конструктивных решений, последующие исследования показали, что эти решения были излишними, и газофазное сгорание оказалось надежным. При испытаниях на устойчивость часто используют небольшие взрывчатые вещества. Они детонируют внутри камеры во время работы, создавая импульсное воздействие. Анализируя показания датчиков давления в камере и определяя скорость затухания возмущений, можно оценить устойчивость и, при необходимости, изменить конструкцию камеры.

Циклы двигателя

Для ракет с жидкостным ракетным топливом обычно используются четыре различных способа подачи топлива в камеру сгорания. Топливо и окислитель должны подаваться в камеру сгорания против давления горячих газов, в которых происходит сгорание, а мощность двигателя ограничена скоростью, с которой топливо может быть подано в камеру сгорания. Для использования в атмосфере или в качестве носителя желательны двигатели с высоким давлением и, следовательно, высокой мощностью, чтобы минимизировать аэродинамическое сопротивление. Для орбитального использования обычно подходят циклы с меньшей мощностью. Цикл подачи под давлением. Топливо и окислитель подаются из резервуаров под давлением (относительно тяжелых). Большой вес резервуаров означает, что оптимальным является относительно низкое давление, что ограничивает мощность двигателя, но все топливо сгорает, обеспечивая высокую эффективность. В качестве рабочего тела часто используется гелий из-за его низкой реакционной способности и низкой плотности. Примеры: AJ 10, используемый в OMS космического шаттла, Apollo SPS и второй ступени Delta II. Цикл с электронасосом. Электродвигатель, как правило, бесщеточный двигатель постоянного тока, приводит в действие насосы. Электродвигатель питается от аккумуляторной батареи. Его реализация относительно проста и снижает сложность конструкции турбомашины, но за счет дополнительной сухой массы аккумуляторного блока. Примером двигателя является Rutherford, разработанный и используемый Rocket Lab. Газогенераторный цикл. Небольшой процент топлива сжигается в предварительной камере сгорания для привода турбонасоса, а затем выбрасывается через отдельное сопло или в нижней части основного сопла. Это приводит к снижению эффективности, поскольку выхлоп вносит незначительный вклад или вообще не вносит вклад в тягу, но турбины насосов могут быть очень большими, что позволяет создавать двигатели с высокой мощностью. Примеры: F 1 и J 2 ракеты-носителя Saturn V, RS 68 ракеты-носителя Delta IV, HM7B ракеты-носителя Ariane 5, Merlin ракеты-носителя Falcon 9. Цикл отвода газов. Горячие газы отбираются из основной камеры сгорания ракетного двигателя и направляются через турбины турбонасоса двигателя для перекачки топлива, а затем выбрасываются. Поскольку не все топливо проходит через основную камеру сгорания, цикл отвода газов считается двигателем открытого цикла. Примеры: J 2S и BE 3. Цикл расширителя. Криогенное топливо (водород или метан) используется для охлаждения стенок камеры сгорания и сопла. Поглощенное тепло испаряет и расширяет топливо, которое затем используется для привода турбонасосов перед поступлением в камеру сгорания, обеспечивая высокую эффективность, или выбрасывается за борт, позволяя использовать турбонасосы большей мощности. Ограниченное количество тепла, доступного для испарения топлива, ограничивает мощность двигателя. Примеры: RL10 для второй ступени Atlas V и Delta IV (замкнутый цикл), LE 5 для H II (цикл с продувкой). Цикл ступенчатого сгорания. Смесь, богатая топливом или окислителем, сжигается в предварительной камере сгорания и затем приводит в действие турбонасосы, а этот выхлоп под высоким давлением подается непосредственно в основную камеру, где остаток топлива или окислителя подвергается сгоранию, обеспечивая очень высокое давление и эффективность. Примеры: SSME, RD 191, LE 7. Цикл полного потока ступенчатого сгорания. Смеси, богатые топливом и окислителем, сжигаются в отдельных предварительных камерах сгорания и приводят в действие турбонасосы, затем оба выхлопа высокого давления, один богатый кислородом, а другой - топливом, подаются непосредственно в основную камеру, где они смешиваются и сгорают, обеспечивая очень высокое давление и высокую эффективность. Пример: 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.

Охлаждение

Инжекторы обычно располагаются таким образом, чтобы у стенок камеры сгорания создавался слой, обогащенный топливом. Это снижает температуру там, а также ниже по потоку – в горло и даже в сопло – и позволяет камере сгорания работать при более высоком давлении, что дает возможность использовать сопло с более высокой степенью расширения, обеспечивающее более высокий удельный импульс и улучшенную производительность системы. В жидкостных ракетных двигателях часто применяется регенеративное охлаждение, использующее топливо или, реже, окислитель для охлаждения камеры сгорания и сопла.

Зажигание

Зажигание может быть выполнено многими способами, но, пожалуй, в большей степени для жидкостных ракетных двигателей, чем для других типов, требуется постоянный и значительный источник зажигания; задержка зажигания (в некоторых случаях всего на несколько десятков миллисекунд) может привести к превышению давления в камере из-за избытка топлива. Резкий старт может даже вызвать взрыв двигателя. Как правило, системы зажигания стремятся обеспечить распространение пламени по всей поверхности инжектора с массовым расходом, составляющим примерно 1% от полного массового расхода камеры сгорания. Иногда используются блокировочные устройства для обеспечения наличия источника зажигания перед открытием главных клапанов; однако надежность этих устройств в некоторых случаях может быть ниже, чем у самой системы зажигания. Таким образом, выбор зависит от того, должна ли система обеспечивать безопасность при отказе, или приоритетнее общая успешность миссии. Блокировочные устройства редко используются на верхних, беспилотных ступенях, где отказ блокировки приведет к потере миссии, но они присутствуют в двигателе RS 25 для выключения двигателей перед взлетом космического шаттла. Кроме того, обнаружение успешного зажигания зажигателя оказывается на удивление сложной задачей, некоторые системы используют тонкие проволоки, которые перерезаются пламенем, также применяются датчики давления. Методы зажигания включают пиротехнические, электрические (искра или нагретая проволока) и химические. Гиперголические топлива обладают преимуществом самовоспламенения, надежно и с меньшей вероятностью резкого старта. В 1940-х годах советские инженеры начали запускать двигатели с использованием гиперголов, а затем переключались на основное топливо после зажигания. Это также использовалось в американском ракетном двигателе F-1 в программе «Аполлон». Зажигание с использованием пирофорного вещества: Триэтилалюминий воспламеняется при контакте с воздухом и воспламеняется и/или разлагается при контакте с водой и любым другим окислителем — это одно из немногих веществ, достаточно пирофорных, чтобы воспламеняться при контакте с криогенным жидким кислородом. Энтальпия сгорания, ΔcH°, составляет. Легкость воспламенения делает его особенно ценным в качестве зажигателя ракетного двигателя. Может использоваться в сочетании с триэтилбораном для получения триэтилалюминийтриэтилборана, более известного как TEA TEB.

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.

Россия Советский Союз

Идея ракеты с жидким топливом, в том виде, в котором она понимается сегодня, впервые появилась в 1903 году в книге Константина Циолковского, российского ученого-ракетостроителя, – «Исследование космического пространства реактивными приборами». Масштаб его вклада в космонавтику огромен и включает в себя уравнение Циолковского, многоступенчатые ракеты, а также использование жидкого кислорода и жидкого водорода в жидкостных ракетных двигателях. Циолковский оказал влияние на последующих ракетчиков в Европе, таких как Вернер фон Браун. Советские поисковые группы в Пеенемюнде обнаружили немецкий перевод книги Циолковского, на "почти каждой странице которой были пометки и комментарии фон Брауна". Ведущий советский конструктор ракетных двигателей Валентин Глушко и конструктор ракет Сергей Королёв изучали работы Циолковского в юности и оба стремились реализовать его теории на практике. С 1929 по 1930 год в Ленинграде Глушко проводил ракетные исследования в Лаборатории газовой динамики (ЛГД), где был создан новый отдел для изучения жидкостных и электрических ракетных двигателей. Это привело к созданию двигателей серии ОРМ (от "Опытный ракетный двигатель"), от ОРМ 1 до ОРМ 52. Всего было проведено 100 стендовых испытаний жидкостных ракет с использованием различных видов топлива – как низкокипящих, так и высококипящих, и достигнута тяга до 300 кг. В январе 1933 года Цандер начал разработку ракеты GIRD X. Эта конструкция работала на жидком кислороде и бензине и была одним из первых двигателей, в котором применялось регенеративное охлаждение: жидкий кислород обтекал внутреннюю стенку камеры сгорания перед поступлением в нее. Возникшие во время испытаний проблемы с прогоранием заставили перейти с бензина на менее энергоемкий спирт. Финальная ракета, длиной и диаметром , имела массу , и предполагалось, что она сможет вывести на высоту полезную нагрузку. Ракета GIRD X была запущена 25 ноября 1933 года и достигла высоты 80 метров. В 1933 году ЛГД и GIRD объединились, образовав Реактивный научно-исследовательский институт (РНИИ). В РНИИ Глушко продолжил разработку жидкостных ракетных двигателей серии ОРМ, от ОРМ 53 до ОРМ 102, при этом ОРМ 65 использовался на ракетоплане РП-318. В РНИИ Тихонравов работал над созданием жидкостных ракетных двигателей на кислороде и спирте. В конце 1930-х годов в РНИИ жидкостным ракетным двигателям был снижен приоритет, однако исследования оказались продуктивными и имели большое значение для дальнейших достижений советской ракетной программы.

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

Перуанец Педро Паулет, который всю жизнь экспериментировал с ракетами в Перу, в 1927 году написал письмо в газету El Comercio в Лиме, заявив, что еще три десятилетия назад, будучи студентом в Париже, он проводил эксперименты с жидкостным ракетным двигателем. Историки ранних ракетных экспериментов, такие как Макс Валье, Вилли Лей и Джон Д. Кларк, по-разному оценивали достоверность сообщения Паулета. Валье высоко оценил конструкцию ракеты с жидкостным двигателем Паулета в публикации Verein für Raumschiffahrt Die Rakete, отметив, что двигатель обладал "поразительной мощностью" и что его планы необходимы для дальнейшего развития ракетной техники. Германн Оберт в 1965 году назвал Паулета пионером ракетостроения. Вернер фон Браун также описывал Паулета как "пионера двигателя на жидком топливе" и утверждал, что "Паулет помог человечеству достичь Луны". Позже нацистская Германия обратилась к Паулету с предложением присоединиться к Astronomische Gesellschaft для помощи в разработке ракетных технологий, однако он отказался сотрудничать, узнав, что проект предназначен для создания вооружений, и так и не раскрыл формулу своего топлива. По словам режиссера и исследователя Альваро Мехиа, Фредерик I. Ордвей III впоследствии попытался дискредитировать открытия Паулета в контексте холодной войны, стремясь изменить общественное восприятие фон Брауна и отделить его от его связей с нацистской Германией.

Соединенные Штаты

Первый полет ракеты с жидким топливом состоялся 16 марта 1926 года в Оберне, штат Массачусетс, когда американский профессор доктор Роберт Годдард запустил аппарат, использующий жидкий кислород и бензин в качестве топлива. Ракета, получившая название "Нелл", поднялась всего на 12,5 метров во время 2,5-секундного полета, который закончился в капустном поле, но это была важная демонстрация возможности создания ракет, использующих жидкостную тягу. Годдард предложил использовать жидкое топливо около пятнадцати лет назад и начал серьезно экспериментировать с ним в 1921 году. Немецко-румынский ученый Герман Оберт опубликовал книгу в 1922 году, в которой предлагалось использовать жидкое топливо.

Германия

В Германии инженеры и ученые увлеклись жидкостными ракетными двигателями, создав и испытав их в конце 1920-х годов в рамках Opel RAK – первой в мире ракетной программы, в Рюссельсхайме. Согласно отчету Макса Валье, конструктора ракеты Opel RAK, Фридрих Вильгельм Зандер запустил две ракеты на жидком топливе на Opel Rennbahn в Рюссельсхайме 10 и 12 апреля 1929 года. Эти ракеты Opel RAK стали первыми европейскими, а после Годдарда – вторыми в мире ракетами на жидком топливе в истории. В своей книге "Raketenfahrt" Валье описывает размеры ракет: диаметр 21 см и длину 74 см, вес 7 кг без топлива и 16 кг с топливом. Максимальная тяга составляла 45–50 кп, а общая продолжительность горения – 132 секунды. Эти характеристики указывают на использование газового давления для подачи топлива. Основной целью этих испытаний была разработка жидкостного ракетного двигателя для самолета Gebrüder Müller Griessheim, находившегося в стадии строительства для планируемого перелета через Ла-Манш. Историк космонавтики Фрэнк Х. Винтер, куратор Национального музея авиации и космонавтики в Вашингтоне, подтверждает, что группа Opel, помимо ракет на твердом топливе, использовавшихся для рекордов скорости на суше и первых в мире полетов пилотируемого ракетного самолета с Opel RAK.1, работала и над ракетами на жидком топливе. К маю 1929 года двигатель выдавал тягу 200 кг «более пятнадцати минут, а в июле 1929 года сотрудники Opel RAK смогли достичь управляемых фаз полета продолжительностью более тридцати минут при тяге 300 кг (660 фунтов)», – снова по отчету Макса Валье, на заводе Opel в Рюссельсхайме. Великая депрессия положила конец деятельности Opel RAK. После работы в немецкой армии в начале 1930-х годов Зандер был арестован гестапо в 1935 году, когда частная разработка ракетных двигателей была запрещена в Германии. Его приговорили к 5 годам тюрьмы за государственную измену и вынудили продать свою компанию; он умер в 1938 году. Работы Макса Валье (через Артура Рудольфа и Хейландта), погибшего в 1930 году во время экспериментов, и Фридриха Зандера по жидкостным ракетным двигателям были конфискованы немецкими военными, Heereswaffenamt, и интегрированы в деятельность генерала Вальтера Дорнбергера в начале и середине 1930-х годов на полигоне под Берлином. Макс Валье был одним из основателей любительской исследовательской группы VfR, работавшей над жидкостными ракетами в начале 1930-х годов, и многие из ее членов впоследствии стали выдающимися пионерами ракетной техники, включая Вернера фон Брауна. Фон Браун возглавлял армейскую исследовательскую станцию, разработавшую ракетное оружие V-2 для нацистов. К концу 1930-х годов начались серьезные эксперименты с использованием ракетных двигателей для пилотируемых полетов: немецкий Heinkel He 176 совершил первый пилотируемый полет на ракете с использованием жидкостного ракетного двигателя, разработанного немецким авиационным инженером Хеллмутом Вальтером 20 июня 1939 года. Единственным серийным боевым самолетом на ракетном двигателе, когда-либо состоявшим на вооружении, был Me 163 Komet в 1944–45 годах, который также использовал жидкостный ракетный двигатель Вальтера HWK 109-509, развивавший тягу до 1700 кгс (16,7 кН) на максимальной мощности.

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.

После Второй мировой войны

После Второй мировой войны американское правительство и военные наконец всерьёз задумались о ракетах на жидком топливе как об оружии и начали финансировать работы в этой области. Советский Союз поступил аналогичным образом, и таким образом началась космическая гонка. В 2010-х годах двигатели, изготовленные методом 3D-печати, стали применяться в космических полётах. Примеры таких двигателей включают SuperDraco, используемый в системе аварийного спасения при запуске SpaceX Dragon 2, а также двигатели, применяемые в первой или второй ступени ракет-носителей Astra, Orbex, Relativity Space, Skyrora и Launcher.