A zárt hurkú folyékony hajtóanyagú rakétamotor ( LRE ) egy folyékony hajtóanyagú rakétamotor , amely a generátorgáz utóégetésével készül. A zárt rendszerű rakétahajtóműben minden alkatrészt (vagy egyet) gázgenerátorban gázosítanak úgy, hogy viszonylag alacsony hőmérsékleten elégetik a másik alkatrész kis részével, és a keletkező forró gázt használják fel a gázgenerátorban . turbószivattyús turbina (TPU). A turbinán megmunkált generátorgáz ezután az égéstérbe kerül.motor, amelybe a fel nem használt üzemanyag-komponens maradékát is szállítják. Az égéstérben az alkatrészek égése a sugárhajtás létrehozásával fejeződik be .
Attól függően, hogy melyik alkatrész teljesen elgázosodott, léteznek oxidáló generátorgázzal működő zárt rendszerű motorok (példák: RD-253 , RD-170 / 171, RD-180 , RD-120 , NK-33 , RD0124 (RD0124A) [1 ] ) , redukáló generátorgázzal (példák: RD-0120 , SSME , RD-857 , LE-7 /LE-7A) és az alkatrészek teljes gázosításával ( RD-270 , Raptor ).
A zárt láncú rakétamotort először A. M. Isaev javasolta 1949-ben. Az első ilyen séma szerint létrehozott motor az LRE 11D33 (S1.5400) volt, amelyet Isaev Melnikov volt asszisztense fejlesztett ki, és amelyet a megalkotott szovjet hordozórakétákban (LV) használtak [2] [3] . Körülbelül ugyanebben az időben, 1959-ben, N. D. Kuznyecov elkezdett dolgozni egy folyékony hajtóanyagú rakétamotoron, zárt láncú NK-9-cel az S. P. Koroljev által tervezett GR-1 ballisztikus rakétához . Később Kuznyecov ezt a sémát az NK-15 és NK-33 hajtóművekben fejlesztette ki a sikertelen N1 és N1F holdhordozórakétákhoz . Az NK-33 hajtómű egy módosítását, az NK-33-1 LPRE -t tervezik a Szojuz-2-3 hordozórakéta központi szakaszában használni . Az első nem kriogén zárt láncú, heptil / N 2 O 4 komponenseken alapuló RD-253 rakétamotort V. P. Glushko fejlesztette ki a Proton hordozórakéta számára 1963-ban.
Az N1 és N1F LV fejlesztési program kudarca után Kuznyecov parancsot kapott, hogy semmisítse meg az NK-33 LRE fejlesztési technológiát , de ehelyett több tucat hajtóművet letaroltak és raktárba helyeztek. Az 1990-es években az Aerojet szakértői meglátogatták a létesítményt, amelynek során megállapodás született az Egyesült Államokban végzett motortesztek bemutatásáról, hogy megerősítsék a konkrét impulzusparamétereket és egyéb specifikációkat [4] . Az orosz RD-180-as motor, amelyet a Lockheed Martin , majd később az ULA vásárolt az Atlas III és Atlas V hordozórakétákhoz , szintén zárt rendszerű utóégető generátorgázt használ, amely oxidálószerrel túltelített .
Az első zárt áramkörű LRE Nyugaton egy laboratóriumi motor volt, amelyet 1963-ban Ludwig Boelkow német mérnök tervezett .
Az RS-25 Space Shuttle Main Engine (SSME) egy másik példa a zárt rendszerű rakétahajtóművekre, és az első ilyen típusú hajtómű, amely oxigén / hidrogén alkatrészeket használ . Szovjet megfelelője az RD-0120 , amelyet az Energia hordozórakéta-rendszer központi egységében használnak .
A nyitott láncú motorokkal ellentétben a zárt láncú motorokban a generátorgáz a turbinán történő működés után nem kerül ki a környezetbe, hanem az égéstérbe kerül, így részt vesz a tolóerő létrehozásában és a motor hatásfokának növelésében ( fajlagos impulzus ).
Zárt rendszerű motorban a HP turbinán áthaladó munkaközeg áramlási sebessége lényegesen nagyobb, mint egy nyitott rendszerű motorban, ami lehetővé teszi nagyobb nyomás elérését az égéstérben. Ugyanakkor az égéstér mérete csökken, és a fúvóka tágulási foka nő, ami hatékonyabbá teszi a légkörben végzett munkát.
Ennek a sémának a hátránya a turbina bonyolult működési feltételei, egy bonyolultabb csőrendszer, amely a forró generátorgáznak a fő égéstérbe történő szállításának szükségessége miatt van, ami nagy hatással van a motor általános kialakítására és bonyolítja a vezérlést. .
A tüzelőanyag-alkatrészek teljes gázosításával járó zárt kör egyfajta zárt kör, amelyben az összes tüzelőanyag elgázosítása két gázgenerátorban történik : az egyikben az üzemanyag kis részét elégetik az oxidálószer majdnem teljes fogyasztásával, és a másik, szinte a teljes üzemanyag-fogyasztást elégetik az oxidálószer maradékával. A keletkező generátorgázokat turbószivattyús egységek (TPU) meghajtására használják.
A munkaközeg nagy áramlási sebessége a turbószivattyúk turbináin keresztül nagyon magas nyomás elérését teszi lehetővé a motor égésterében. Ennek a sémának a használatakor a turbinák alacsonyabb üzemi hőmérsékletűek lehetnek, mivel több tömeg halad át rajtuk, ami hosszabb motorműködést és nagyobb megbízhatóságot eredményez. A két gázgenerátor jelenléte lehetővé teszi az üzemanyag- és oxidációs szivattyúk egymástól elkülönített telepítését, ami csökkenti a tűzveszélyt.
Az alkatrészek teljes elgázosítása gyorsabb kémiai égési reakciókat is eredményez a főkamrában, ami 10-20 másodperccel növeli az ilyen típusú rakétahajtómű fajlagos impulzusát más kivitelű motorokhoz képest. Például az RD-270 és RD-0244 motorok ( feltöltős motor DU 3D37 SLBM R-29RM ) szoros nyomást mutatnak az égéstérben (26,1/27,5 MPa ), de az üzemanyag-komponensek elgázosítása miatt megnövekszik a nyomás hatásfoka 7-8%-ig (302/325 mp) érhető el.
Az ilyen típusú motorok fejlesztését korlátozó tényezők a magasabb költségük a többi rendszer LRE-jéhez képest, valamint az a megengedett hőmérséklet, amelyen a vegyi komponensek tárolhatók, mielőtt az égéstérben elégetnék.
A Szovjetunióban ezt a motorműködési sémát az alkatrészek teljes gázosításával az RD-270 folyékony hajtóanyagú rakétamotorban hajtották végre oxidáló és üzemanyag-független áramkörökhöz 1969-ben.
Egy hidrogén / oxigén pár esetében e séma szerint a NASA és az Egyesült Államok légiereje próbapadi teszteket végzett az „ Integrated Demonstrator of Power Nozzle ” [5] .
A SpaceX fejleszti és teszteli a Raptor motort , amely metánt és oxigént használ .
| Motorok | |||||||||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| |||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
| Lásd még örökmozgó Fogaskerék motor gumi motor | |||||||||||||||||