Введение
Цикл газогенератора, также называемый открытым циклом, является одним из наиболее часто используемых энергетических циклов в жидкостных ракетных двигателях на двухкомпонентном топливе. Часть несгоревшего топлива сжигается в газогенераторе (или камере предварительного сгорания), а образовавшийся горячий газ используется для привода насосов топлива, после чего выбрасывается за борт и теряется. Из-за этой потери данный тип двигателя и называется открытым циклом. Продукты сгорания газогенератора сначала проходят через турбину, а затем выбрасываются за борт. Выброс может осуществляться непосредственно из турбины, либо иногда – в сопло (ниже критического сечения) для незначительного повышения эффективности. Эти продукты не используются в основной камере сгорания. Это и объясняет название «открытый цикл». Главный недостаток заключается в том, что это топливо практически не вносит вклад в тягу, поскольку не поступает в камеру сгорания. Главное преимущество цикла – упрощенная инженерная конструкция по сравнению со ступенчатым (замкнутым) циклом сгорания.
The gas generator cycle, also called open cycle, is one of the most commonly used power cycles in bipropellant liquid rocket engines. Part of the unburned propellant is burned in a gas generator (or preburner) and the resulting hot gas is used to power the propellant pumps before being exhausted overboard, and lost. Because of this loss, this type of engine is termed open cycle. The gas generator cycle exhaust products pass over the turbine first. Then they are expelled overboard. They can be expelled directly from the turbine, or are sometimes expelled into the nozzle (downstream from the throat) for a small gain in efficiency. The main combustion chamber does not use these products. This explains the name of the open cycle. The major disadvantage is that this propellant contributes little to no thrust because they are not injected into the combustion chamber. The major advantage of the cycle is reduced engineering complexity compared to the staged combustion (closed) cycle.
Примеры
RD 107, RD 108 — советский тип двигателя, разработанный в 1950-х годах и используемый на ракетах семейства Р-7, включая действующий "Союз-2". F-1 — двигатель на RP-1/LOX, использованный на первой ступени ракеты "Сатурн-V". Самый мощный жидкостный ракетный двигатель с одной камерой сгорания, когда-либо поднимавшийся в космос. J-2 — двигатель верхней ступени на LH2/LOX, разработанный в 1960-х годах и использовавшийся на ракете "Сатурн-V". RS-27A — американский двигатель на RP-1/LOX, впервые примененный в 1990 году. Vulcain — семейство европейских двигателей первой ступени, работающих на LH2/LOX, используемых на ракетах Ariane 5 и планируемых для Ariane 6. Merlin — двигатель на RP-1/LOX, разработанный SpaceX для ракет Falcon 9 и Falcon Heavy, применяемый как на первой, так и на второй ступени. RS-68 — двигатель на LH2/LOX, созданный в 1990-х годах компанией Aerojet Rocketdyne. Крупнейший ракетный двигатель, работающий на водороде, когда-либо поднимавшийся в космос. CE-20 — индийский двигатель на LH2/LOX, разработанный в 2010-х годах для использования на ракете-носителе LVM3. YF-20 — китайский двигатель на N2O4/UDMH, разработанный в 1990-х годах и использовавшийся на ракетах "Чанчжэн-2", "Чанчжэн-3" и "Чанчжэн-4". TQ-12 — двигатель на LCH4/LOX, разработанный компанией LandSpace. Совершил первый полет в 2022 году на ракете Zhuque-2.
RS 27A—American RP 1/LOX engine first flown in 1990. Vulcain—A family of European first stage engines using LH2/LOX flown on Ariane 5 and planned for Ariane 6. Merlin—RP 1/LOX engine developed by SpaceX for Falcon 9 and Falcon Heavy, used on both first and second stages. RS 68—LH2/LOX engine built in the 1990s by Aerojet Rocketdyne. Largest hydrogen fueled rocket engine ever flown. CE 20—Indian LH2/LOX engine developed in the 2010s for use on the LVM3 launch vehicle. YF 20—Chinese N2O4/UDMH engine developed in the 1990s and used on Long March 2, 3, and 4. TQ 12—LCH4/LOX engine developed by LandSpace. First flew in 2022 on Zhuque 2.