Введение
Метод работы ракетного двигателя
Цикл с неполным сгоранием (иногда называемый циклом предварительного сгорания, циклом топинга или замкнутым циклом) – это энергетический цикл жидкостного ракетного двигателя. В цикле с неполным сгоранием топливо проходит через несколько камер сгорания и, таким образом, сгорает поэтапно. Основное преимущество по сравнению с другими энергетическими циклами ракетных двигателей – высокая топливная эффективность, измеряемая удельным импульсом, а главный недостаток – инженерная сложность. Обычно топливо проходит через два типа камер сгорания: первый называется предкамерой сгорания, а второй – основной камерой сгорания. В предкамере сгорания небольшая часть топлива, как правило, богатая топливом, частично сгорает в нестехиометрических условиях, а увеличивающийся объем потока используется для привода турбонасосов, подающих топливо в двигатель. Затем газ вводится в основную камеру сгорания и полностью сгорает с остальным топливом для создания тяги.
Компромиссные меры
Основное преимущество – топливная экономичность, достигаемая за счет подачи всего топлива в основную камеру сгорания, что также обеспечивает более высокую тягу. Цикл ступенчатого сгорания иногда называют замкнутым циклом, в отличие от газогенераторного, или открытого цикла, где часть топлива не поступает в основную камеру сгорания. Недостатком является сложность конструкции, отчасти обусловленная выхлопными газами предварительной камеры сгорания – горячего и сильно сжатого газа, который, особенно при избытке окислителя, создает крайне неблагоприятные условия для турбин и трубопроводов.
История
Поэтапное сгорание (Замкнутая схема) было впервые предложено Алексеем Исаевым в 1949 году. Первым двигателем с поэтапным сгоранием был S1.5400 (11D33), использовавшийся в советской ракете "Молния", разработанный Мельниковым, бывшим помощником Исаева. Примерно в то же время (1959), Николай Кузнецов начал работу над двигателем замкнутого цикла NK 9 для орбитальной МБР Королева, GR 1. Кузнецов позже развил эту конструкцию в двигатели NK 15 и NK 33 для неудачной лунной ракеты N1. Некриогенный двигатель на N2O4/UDMH RD 253 с использованием поэтапного сгорания был разработан Валентином Глушко около 1963 года для ракеты "Протон". После отказа от программы N1, Кузнецову было приказано уничтожить технологию НК 33, но вместо этого он законсервировал десятки двигателей. В 1990-х годах компания Aerojet связалась с Кузнецовым и в итоге посетила его завод. Встретив первоначальный скептицизм относительно высокого удельного импульса и других характеристик, Кузнецов отправил двигатель в США для испытаний. Американские инженеры рассматривали схему поэтапного сгорания, богатую окислителем, но не считали её целесообразной из-за ресурсов, которые, по их мнению, потребовались бы для реализации этой конструкции. Российский двигатель РД 180 также использует цикл ракетного двигателя с поэтапным сгоранием. Lockheed Martin начала закупать RD 180 примерно в 2000 году для ракет Atlas III, а затем и V. Контракт на закупку впоследствии перешел к United Launch Alliance (ULA – совместному предприятию Boeing / Lockheed Martin) после 2006 года, и ULA продолжает использовать Atlas V с двигателями RD 180 по состоянию на 2022 год. Первый в западных странах лабораторный двигатель с поэтапным сгоранием был построен в Германии в 1963 году Людвигом Боэльковым. Двигатели, работающие на перекиси водорода/керосине, могут использовать процесс замкнутого цикла, каталитически разлагая перекись для привода турбин перед сгоранием с керосином в основной камере сгорания. Это обеспечивает преимущества поэтапного сгорания, избегая при этом серьезных инженерных проблем. Главный двигатель космического челнока RS 25 является еще одним примером двигателя с поэтапным сгоранием и первым, использующим жидкий кислород и жидкий водород. Его советским аналогом был RD 0120, который обладал схожим удельным импульсом, тягой и давлением в камере, но с некоторыми отличиями, снижающими сложность и стоимость за счет увеличения веса двигателя.
Варианты
Существует несколько вариантов цикла ступенчатого сгорания. Предварительные камеры сгорания, в которых сжигается небольшая часть окислителя с полным потоком топлива, называются топливообогащенными, а предварительные камеры сгорания, в которых сжигается небольшая часть топлива с полным потоком окислителя, называются окислительобогащенными. РД-180 имеет окислительобогащенную предварительную камеру сгорания, в то время как RS-25 имеет две топливообогащенные предварительные камеры сгорания. Двигатель SpaceX Raptor использует как окислительобогащенные, так и топливообогащенные предварительные камеры сгорания, что представляет собой конструкцию с полным потоком ступенчатого сгорания. Конструкции ступенчатого сгорания могут быть одновальными или двухвальными. В одновальной конструкции один комплект предварительной камеры сгорания и турбины приводит в движение оба топливных турбонасоса. Примерами являются Energomash РД-180 и Blue Origin BE-4. В двухвальной конструкции два топливных турбонасоса приводятся в движение отдельными турбинами, которые, в свою очередь, приводятся в движение потоком от одной или нескольких предварительных камер сгорания. Примеры двухвальных конструкций включают Rocketdyne RS-25, JAXA LE-7 и Raptor. По сравнению с одновальной конструкцией, двухвальная конструкция требует дополнительную турбину (и, возможно, еще одну предварительную камеру сгорания), но позволяет осуществлять индивидуальное управление двумя турбонасосами. Гидролоксные двигатели обычно имеют двухвальную конструкцию из-за значительной разницы в плотности компонентов топлива. Помимо топливных турбонасосов, двигатели ступенчатого сгорания часто требуют небольших повышающих насосов для предотвращения обратного потока в предварительную камеру сгорания и кавитации турбонасоса. Например, РД-180 и RS-25 используют повышающие насосы, приводимые в действие отводными и расширительными циклами, а также резервуарами под давлением, для постепенного увеличения давления топлива перед поступлением в предварительную камеру сгорания.
Полный цикл сгорания с поэтапным потоком
Полное поэтапное сгорание (FFSC) – это двухвальный цикл с поэтапным сгоранием, использующий как окислительно-богатые, так и топливно-богатые предкамеры сгорания. Цикл обеспечивает полный поток обоих компонентов топлива через турбины, что и отражено в названии. Преимуществами цикла полного поэтапного сгорания являются более низкая температура и давление в турбинах благодаря увеличению массового расхода, что приводит к увеличению ресурса двигателя и повышению его надежности. Например, для конструкции двигателя, изучавшейся DLR (Немецким аэрокосмическим центром) в рамках проекта SpaceLiner, предполагалось до 25 полетов. Кроме того, цикл полного потока устраняет необходимость в межпропеллентному уплотнению турбины, обычно требуемому для разделения окислительно-богатых газов от топливного турбонасоса или топливно-богатых газов от окислительного турбонасоса, тем самым повышая надежность. Поскольку использование как топлива, так и окислителя в предкамерах сгорания обеспечивает полную газификацию каждого компонента перед поступлением в камеру сгорания, двигатели FFSC относятся к более широкому классу ракетных двигателей, называемых двигателями с газообразными рабочими телами. Первое летное испытание двигателя с полным потоком сгорания состоялось 25 июля 2019 года, когда SpaceX провела испытательный полет своего двигателя Raptor methalox FFSC на тестовой ракете Starhopper со стартовой площадки в Южном Техасе. По состоянию на 22 августа 2023 года Raptor – единственный двигатель FFSC, совершивший полет на ракете-носителе.
Сжигание поэтапное, богатое окислителями
S1.5400 — Первый ракетный двигатель с замкнутой камерой сгорания, использовавшийся на верхней ступени Блока L. РД-170, РД-171, РД-180 и РД-191 — серия советских и российских двигателей, используемых на ракетах-носителях «Энергия», «Зенит», «Атлас V», «Ангара» и ранее на ракетах-носителях «Атлас III». РД-171 (и его преемник РД-171М), 180 и 191 являются производными от РД-170. РД-0124 — серия кислородно-керосиновых двигателей, используемых во второй ступени ракеты «Союз 2.1б», а также в верхних ступенях ракет серии «Ангара». YF-100 — китайский двигатель, разработанный в 2000-х годах; использовался на ракетах-носителях Long March 5, Long March 6 и Long March 7. AR1 — проект Aerojet Rocketdyne, частично финансируемый ВВС США в качестве потенциальной замены российского двигателя РД-180. BE-4 — двигатель Blue Origin LCH4/LOX, использующий цикл с поэтапным сгоранием, богатый кислородом (ORSC), — планируется использовать на ракете-носителе ULA Vulcan, которая заменит Atlas V и Delta IV, первый лётный тест в 2021 году, а также на ракете-носителе Blue Origin New Glenn, первый лётный тест не ранее 2021 года. РД-253 — советский двигатель, разработанный в 1960-х годах и использовавшийся на первой ступени ракеты-носителя «Протон». Более поздние варианты включают РД-275 и РД-275М. SCE 200 — индийский двигатель основной ступени на RP-1/LOX, находящийся в разработке. Hadley — разрабатываемый компанией Ursa Major Technologies LOX/керосиновый двигатель ускорителя, расположенный недалеко от Денвера, штат Колорадо. Rocket Factory Augsburg "Helix" — LOX/керосиновый двигатель, находящийся в разработке и предназначенный для привода RFA One возле Аугсбурга, Германия. Launcher E 2 — LOX/керосиновый двигатель, находящийся в разработке и предназначенный для привода ракеты-носителя Launcher Light.
Сжигание поэтапное, богатое топливом
RS 25 — жидкостный ракетный двигатель на LH2/LOX, разработанный в США в 1970–1980-х годах, использовавшийся на космическом шаттле до 2011 года (с периодическими модернизациями) и планируемый к дальнейшему использованию в космической пусковой системе в 2020-х годах. RD 0120 — жидкостный ракетный двигатель на LH2/LOX, использовавшийся на ракете-носителе "Энергия". LE 7 — жидкостный ракетный двигатель на LH2/LOX, используемый в семействе ракет H II. KVD 1 (RD 56) — советский жидкостный ракетный двигатель для верхней ступени на LH2/LOX, разработанный для так и не полетевшей модернизированной версии ракеты-носителя Н-1. Используется на GSLV Mk1. CE 7.5 — индийский жидкостный ракетный двигатель для верхней ступени на LH2/LOX, используемый на GSLV Mk2.
Поэтапное сгорание с полным потоком
РД-270 — советский двигатель, разрабатывавшийся в 1962–1970 годах для проекта УР-700; так и не был испытан в полете.