Closed -loop vätskedrivande raketmotor ( LRE ) är en vätskedrivande raketmotor gjord enligt schemat med efterbränning av generatorgas. I en raketmotor med sluten krets förgasas var och en (eller en) av komponenterna i en gasgenerator genom att bränna vid en relativt låg temperatur med en liten del av den andra komponenten, och den resulterande heta gasen används som arbetsvätska för turbopumpsturbin ( TPU ). Generatorgasen som har arbetat på turbinen matas sedan in i motorns förbränningskammare , där även resten av den oanvända bränslekomponenten matas in. I förbränningskammaren fullbordas förbränningen av komponenter med skapandet av jettryck .
Beroende på vilken komponent som är helt förgasad finns det slutna kretsmotorer med oxiderande generatorgas (exempel: RD-253 , RD-170 / 171, RD-180 , RD-120 , NK-33 , RD0124 (RD0124A) [1 ] ) , med reducerande generatorgas (exempel: RD-0120 , SSME , RD-857 , LE-7 /LE-7A) och med full förgasning av komponenter ( RD-270 , Raptor ).
Den slutna raketmotorn föreslogs först av A. M. Isaev 1949. Den första motorn som skapades enligt detta schema var LRE 11D33 (S1.5400), utvecklad av tidigare assistent Isaev Melnikov, som användes i de skapade sovjetiska bärraketerna (LV) [2] [3] . Ungefär samtidigt, 1959, började N. D. Kuznetsov arbetet med en raketmotor för flytande drivmedel med en sluten krets NK-9 för den ballistiska missilen GR-1 designad av S. P. Korolev . Kuznetsov utvecklade senare detta schema i NK-15- och NK-33- motorerna för de misslyckade N1- och N1F - månuppskjutningsfordonen . En modifiering av NK-33-motorn, NK-33-1 LPRE , är planerad att användas i centrala skedet av Soyuz-2-3 bärraket . Den första icke-kryogena slutna kretsraketmotorn RD-253 baserad på heptyl / N 2 O 4 - komponenter utvecklades av V. P. Glushko för Proton -raketen 1963.
Efter misslyckandet med utvecklingsprogrammet N1 och N1F LV beordrades Kuznetsov att förstöra utvecklingsteknologin NK-33 LRE , men i stället sattes dussintals motorer i malpåse och placerades i lager. På 1990 -talet besökte Aerojet-experter anläggningen, under vilken en överenskommelse nåddes om att demonstrera motortester i USA för att bekräfta specifika impulsparametrar och andra specifikationer [4] . Den ryska RD-180- motorn , anskaffad av Lockheed Martin och senare ULA för Atlas III och Atlas V bärraketer , använder också en sluten krets efterbrännande generatorgas som är övermättad med oxidationsmedel .
Den första slutna kretsen LRE i väst var en laboratoriemotor designad 1963 av den tyske ingenjören Ludwig Boelkow .
RS-25 Space Shuttle Main Engine (SSME) är ett annat exempel på en raketmotor med sluten krets och är den första motorn av denna typ som använder syre- / vätekomponenter . Dess sovjetiska motsvarighet är RD-0120 , som används i centralenheten i Energias bärraketssystem .
Till skillnad från motorer med öppen krets , i en motor med sluten krets, släpps generatorgasen efter drift på turbinen inte ut i miljön, utan matas in i förbränningskammaren, och deltar därmed i att skapa dragkraft och öka motoreffektiviteten ( specifik impuls ).
I en sluten kretsmotor är flödet av arbetsvätskan genom HP-turbinen betydligt högre än i en öppen kretsmotor, vilket gör det möjligt att uppnå högre tryck i förbränningskammaren. Samtidigt reduceras förbränningskammarens dimensioner, och munstyckets expansionsgrad ökas, vilket gör det mer effektivt när man arbetar i atmosfären.
Nackdelen med detta schema är de svåra driftsförhållandena för turbinen, ett mer komplext rörsystem på grund av behovet av att transportera varm generatorgas till huvudförbränningskammaren, vilket har stor inverkan på motorns övergripande design och komplicerar dess kontroll. .
En sluten krets med fullständig förgasning av bränslekomponenter är en slags sluten krets där förgasning av allt bränsle utförs i två gasgeneratorer : i den ena förbränns en liten del av bränslet med nästan fullständig förbrukning av oxidationsmedlet, och i den andra, nästan hela förbrukningen av bränsle förbränns med resten av oxidationsmedlet. De resulterande generatorgaserna används för att driva turbopumpenheter (TPU).
Det stora flödet av arbetsvätskan genom turbopumparnas turbiner gör det möjligt att erhålla mycket höga tryck i motorns förbränningskammare. När man använder detta schema kan turbiner ha en lägre driftstemperatur, eftersom mer massa passerar genom dem, vilket bör leda till längre motordrift och större tillförlitlighet. Närvaron av två gasgeneratorer gör att du kan installera bränsle- och oxidationspumpar separat från varandra, vilket minskar risken för brand.
Fullständig förgasning av komponenterna leder också till snabbare kemiska förbränningsreaktioner i huvudkammaren, vilket ökar den specifika impulsen hos raketmotorn av denna design med 10-20 sekunder jämfört med motorer av andra konstruktioner. Till exempel har motorerna RD-270 och RD-0244 ( kompressormotor DU 3D37 SLBM R-29RM ) nära tryck i förbränningskammaren (26,1/27,5 MPa ), men på grund av förgasning av bränslekomponenter, en ökning av effektivitet uppnås upp till 7-8% (302/325 sek).
Begränsande faktorer för utvecklingen av motorer av denna typ är deras högre kostnad jämfört med LRE i andra system, såväl som de tillåtna temperaturerna vid vilka kemiska komponenter kan lagras innan de bränns i förbränningskammaren.
I Sovjetunionen implementerades detta system för motordrift med full förgasning av komponenter i RD-270 raketmotor för flytande drivmedel för oxiderande och bränsleoberoende kretsar 1969.
För ett väte / syre -par , enligt detta schema , utförde NASA och det amerikanska flygvapnet bänktester av " Integrated Demonstrator of Power Nozzle " [5] .
SpaceX utvecklar och testar Raptor -motorn , som använder metan och syre .
| Motorer | |||||||||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| |||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
| se även evighetsmaskin Kuggväxelmotor gummimotor | |||||||||||||||||