Revision 45235448 of "ЖРД замкнутой схемы" on ruwiki

[[Файл:Staged combustion rocket cycle.png|thumb|220px|ЖРД замкнутой схемы]]
'''ЖРД замкнутой схемы''' — [[жидкостный ракетный двигатель]], выполненный по схеме с дожиганием генераторного газа. В [[ракетный двигатель|ракетном двигателе]] замкнутой схемы один из компонентов газифицируется в газогенераторе за счёт сжигания при относительно невысокой температуре с небольшой частью другого компонента, и получаемый горячий газ используется в качестве рабочего тела турбины турбонасосного агрегата (ТНА). Сработавший на турбине генераторный газ затем подаётся в камеру сгорания двигателя, куда также подаётся оставшаяся часть неиспользованного компонента топлива. В камере сгорания завершается сжигание компонентов с созданием реактивной [[Тяга (самолёт)|тяги]].

В зависимости от того, какой именно компонент газифицируется полностью, различают двигатели закрытой схемы '''с окислительным генераторным газом''' (примеры: [[РД-253]], [[РД-170]]/171, [[РД-180]], [[РД-120]], [[НК-33]]), '''с восстановительным генераторным газом''' (примеры: [[RS-24|SSME]], [[РД-0120]], [[РД-857]]) и '''с полной газификацией компонентов''' ([[РД-270]]).

== Сравнение с другими схемами ==
В отличие от [[ЖРД открытого цикла|двигателей открытой схемы]], в двигателе замкнутой схемы генераторный газ после срабатывания на турбине не выбрасывается в окружающую среду, а подаётся в камеру сгорания, участвуя таким образом в создании тяги и повышая эффективность двигателя ([[удельный импульс]]).

В двигателе закрытой схемы расход рабочего тела через турбину ТНА существенно выше, чем в двигателе открытой схемы, что делает возможным достижение более высоких давлений в камере сгорания. При этом размеры камеры сгорания уменьшаются, а степень расширения [[сопло|сопла]] увеличивается, что делает его более эффективным при работе в атмосфере.

Недостатком этой схемы являются тяжёлые условия работы турбины, более сложная система трубопроводов из-за необходимости транспортировки горячего генераторного газа к основной камере сгорания, что имеет большое влияние на общую конструкцию двигателя и усложняет управление его работой.

== История ==
Замкнутая схема ЖРД была впервые предложена [[Исаев, Алексей Михайлович|А. М. Исаевым]] в 1949 году. Первый двигатель, созданный по этой схеме, был ЖРД [[11Д33]] (S1.5400), разработанный бывшим помощником Исаева Мельниковым, который использовался в создаваемых [[СССР|советских]] [[Ракета-носитель|ракетах-носителях]] (РН).<ref>George Sutton. История ЖРД. 2006</ref><ref>[http://www.energia.ru/energia/launchers/engines.html РКК «Энергия»: ЖРД 11Д33]</ref> Примерно в то же время, в 1959 году, [[Кузнецов, Николай Дмитриевич|Н. Д. Кузнецов]] начал работу над ЖРД с замкнутой схемой [[НК-9]] для [[Межконтинентальная баллистическая ракета|баллистической ракеты]] [[ГР-1]] конструкции [[Королёв, Сергей Павлович|С. П. Королёва]]. Кузнецов позже развил эту схему в двигателях [[НК-15]] и [[НК-33]] для неудачного [[Луна|лунной]] РН [[Н-1|Н1 и Н1Ф]]. Модификацию двигателя НК-33, ЖРД [[НК-33-1]], планируется использовать на центральной ступени РН «[[Союз-2-3]]». Первый [[криогеника|некриогенный]] ЖРД закрытой схемы [[РД-253]] на компонентах [[Несимметричный диметилгидразин|гептил]]/[[Тетраоксид диазота|N<sub>2</sub>O<sub>4</sub>]] был разработан [[Глушко, Валентин Петрович|В. П. Глушко]] для РН «[[Протон (ракета-носитель)|Протон]]» в 1963 году.

После неудачи программы разработки РН Н1 и Н1Ф, Кузнецову было приказано уничтожить технологию разработки ЖРД [[НК-33]], но вместо этого десятки двигателей были законсервированы и помещены на склад. В 1990-х, специалисты [[Аэроджет]] посетили это предприятие, в ходе которого была достигнута договорённость о демонстрационных испытаниях двигателя в США для подтверждения параметров [[Удельный импульс|удельного импульса]] и других спецификаций.<ref>Cosmodrome. History Channel, interviews with Aerojet and Kuznetsov engineers about the history of staged combustion</ref> Российский двигатель [[РД-180]], получаемый [[Локхид Мартин]] и позже ULA ({{lang-en|United Launch Alliance}} — Объединённый альянс запусков) для РН [[Атлас (ракеты)|Атлас III]] и [[Атлас-5]], также использует замкнутую схему с дожиганием генераторного газа, который перенасыщен [[окислитель|окислителем]].

Первым ЖРД замкнутой схемы на западе был лабораторный двигатель, созданный в 1963 году [[ФРГ|немецким]] инженером {{translation2|Людвиг Бёльков|Людвигом Бёльковым|en|Ludwig Bölkow}}.

Маршевый двигатель [[Спейс шаттл|космического челнока]] [[RS-24]] (SSME) является ещё одним примером ЖРД замкнутой схемы и являются первыми двигателем данного типа, которые использовали компоненты [[Жидкий кислород|кислород]]/[[Жидкий водород|водород]]. Российский аналог [[РД-0120]] — использовался в центральном блоке системы РН «[[Энергия (ракета-носитель)|Энергия]]» — имеет ряд технических усовершенствований.

== Замкнутая схема с полной газификацией компонентов ==
[[Файл:Full flow staged rocket cycle.png|thumb|260px|Замкнутая схема с полной газификацией компонентов топлива]]

Замкнутая схема с полной газификацией компонентов топлива ({{lang-en|Full flow staged combustion}}, FFSCC — «полнопоточный ступенчатый цикл сгорания» или «газ-газ») представляет из себя разновидность замкнутой схемы, в которой осуществляется газификация всего топлива в двух газогенераторах: в одном небольшая часть горючего сжигается с почти полным расходом окислителя, а в другом — почти полный расход горючего сжигается с оставшейся частью окислителя. Получившиеся генераторные газы используются для привода турбонасосных агрегатов (ТНА).

Большой расход рабочего тела через турбины позволяет получать очень высокие давления в камере сгорания двигателя. При использовании данной схемы турбины имеют ме́ньшую температуру, так как через них проходит бо́льшая масса, что должно привести к более продолжительному функционированию двигателя и его бо́льшей надёжности. Полная газификация компонентов приводит также к более быстрым химическим реакциям сгорания в основной камере, что в ряде случаев увеличивает [[удельный импульс]] ЖРД данной схемы на 10-20 сек — по сравнению с двигателями других схем (например, [[РД-270]] и РД-0244).<ref>См. также [[жидкий водород]] для сравнения характеристик газифицированного и жидкого водорода.</ref>

В настоящее время по этой схеме [[НАСА]] и [[ВВС США]] разрабатывают «{{translation2|Интегрированный демонстратор силовой насадки||en|integrated powerhead demonstrator}}».<ref>[http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/252/22.shtml Стендовые испытания ЖРД нового поколения] Новости космонавтики, январь 2004</ref> В России данная схема работы двигателя с полной газификацией компонентов была реализована в ЖРД РД-270 для окислительного и топливного независимых контуров в [[1969 год]]у.

== Примечания ==
{{Примечания}}

== Ссылки ==
* [http://www.aero.org/publications/crosslink/winter2004/03_sidebar3.html Rocket power cycles]
* [http://science.nasa.gov/headlines/y2005/14oct_betterrocket.htm?list804693 Nasa’s full flow stages combustion cycle demonstrator]
* [http://www.lpre.de/resources/software/RPA.htm Design Tool for Liquid Rocket Engine Thermodynamic Analysis]


{{Двигатели|state3=expanded}}

[[Категория:Ракетные двигатели]]
[[Категория:Движители]]

[[ca:Cicle de combustió esglaonada (coets)]]
[[en:Staged combustion cycle (rocket)]]
[[es:Combustión escalonada]]
[[ja:二段燃焼サイクル]]
[[zh:分级燃烧循环]]