Рідинний ракетний двигун

Годдарт і його перша ракета з РРД

Рідинний ракетний двигун. Експонат Полтавський музей авіації та космонавтики.

Можливість використання рідин, зокрема рідких водню і кисню, як палива для ракет зазначав Костянтин Ціолковський у статті «Дослідження світових просторів реактивними приладами», опублікованій 1903 року. Перший робочий експериментальний РРД побудував американський винахідник Роберт Годдард 1926 року. Аналогічні розробки в 1931–1933 роках здійснювались в СРСР групою ентузіастів під керівництвом Фрідріха Цандера. Ці роботи продовжились в організованому 1933 року РНДІ, але 1938 року тематику РРД в ньому закрили, а провідних конструкторів Сергія Корольова і Валентина Глушка репресували, як «шкідників».

Найбільших успіхів у розробці РРД в першій половині XX століття досягли німецькі конструктори Вальтер Тіль, Гельмут Вальтер, Вернер фон Браун та інші. Впродовж Другої світової війни вони створили кілька РРД для ракет військового призначення: балістичної V-2, зенітних Вассерфаль, Шметтерлінг, Рейнтохтер R3. У Третьому райху до 1944 року фактично була створена нова галузь — ракетобудування, під загальним керівництвом В. Дорнбергера, в той час, як в інших країнах розробки РРД перебували на експериментальній стадії.

Після закінчення війни розробки німецьких конструкторів підштовхнули дослідження в галузі ракетобудування в СРСР і у США, куди емігрувало багато німецьких вчених та інженерів, зокрема фон Браун. Розпочата гонка озброєнь і суперництво СРСР і США за лідерство в освоєнні космосу стали потужними стимуляторами розробок РРД.

1957 року в СРСР під керівництвом Корольова створили МБР Р-7, оснащену РРД РД-107 і РД-108, на той час найпотужнішими і найдосконалішими у світі, розробленими під керівництвом Глушка. Ця ракета була використана, як носій перших у світі ШСЗ, перших пілотованих КА і міжпланетних зондів.

1969 року у США запустили перший космічний корабель серії Аполлон, виведений на траєкторію польоту до Місяця ракетою-носієм Сатурн V, перший ступінь якої мав п'ять двигунів F-1. F-1 досі є найпотужнішим серед однокамерних РРД, поступаючись за тягою чотирикамерному двигуну РД-170, розробленому КБ «Енергомаш» в Радянському Союзі 1976 року. Нині космічні програми всіх країн базуються на використанні РРД.

Рідинний ракетний двигун Р201-300. Застосування: ракета Х-22, літаки Ту-22, Ту-95. Дальність польоту – 300 км.

Ракети-носії і рушійні установки різних космічних апаратів є переважною сферою застосування РРД.

Переваги РРД:

Найвищий питомий імпульс у класі хімічних ракетних двигунів (понад 4 500 м/с для пари кисень-водень, для гас-кисень — 3 500 м/с).

Керованість тяги: регулюючи витрату палива, можна змінювати розмір тяги у великому діапазоні і повністю припиняти роботу двигуна з подальшим повторним запуском. Це необхідно при маневруванні апарата в космічному просторі.

При створенні великих ракет, наприклад, носіїв, що виводять на навколоземну орбіту багатотонні вантажі, використання РРД дозволяє досягти масової переваги порівняно з твердопаливними двигунами (РТПД). По-перше, за рахунок вищого питомого імпульсу, а по-друге за рахунок того, що рідке паливо міститься в окремих баках, з яких воно подається в камеру згоряння насосами. За рахунок цього тиск у баках істотно (у десятки разів) нижче, ніж у камері згоряння, а самі баки виконуються тонкостінними і відносно легкими. У РТПД контейнер палива є одночасно і камерою згоряння, і повинен витримувати високий тиск (десятки атмосфер), а це тягне за собою збільшення його ваги. Чим більший обсяг палива в ракеті, тим більший розмір контейнерів для його зберігання, і тим більше позначається вагова перевага РРД порівняно з РТПД, і навпаки: для малих ракет наявність турбонасосного агрегату зводить нанівець цю перевагу.

Недоліки РРД:

РРД і ракета на його основі значно складніше влаштовані, і дорожчі, ніж еквівалентні за можливостями твердопаливні (попри те, що 1 кг рідкого палива в кілька разів дешевше від твердого). Транспортувати рідинну ракету необхідно з великими пересторогами, а технологія підготовки її до запуску складніша, трудомісткіша і вимагає більше часу (особливо при використанні скраплених газів, як компоненти палива), тому для ракет військового призначення перевага віддається твердопаливним двигунам, зважаючи на їхню вищу надійність, мобільність та боєготовність.

Компоненти рідкого палива в невагомості некеровано переміщаються в просторі баків. Для їхнього осадження необхідно застосовувати спеціальні заходи, наприклад, включати допоміжні двигуни, що працюють на твердому паливі або на газі.

Нині для хімічних ракетних двигунів (зокрема і для РРД) досягнуто межі енергетичних можливостей палива, і тому теоретично не передбачається можливість істотного збільшення їхнього питомого імпульсу, а це обмежує можливості ракетної техніки, що базується на використанні хімічних двигунів, вже освоєними двома напрямками:

• Космічні польоти в навколоземному просторі (пілотовані і безпілотні).
• Дослідження космосу в межах Сонячної системи за допомогою автоматичних апаратів (Вояджер , Галілео).

Якщо короткочасна пілотована експедиція на Марс або Венеру на РРД ще є можливою (хоча існують сумніви в доцільності таких польотів), то для подорожі до дальших об'єктів Сонячної системи розміри необхідної для цього ракети і тривалість польоту виглядають нереалістично.

Схема двокомпонентного РРД
1 — магістраль пального
2 — магістраль окисника
3 — насос пального
4 — насос окисник
5 — турбіна
6 — газогенератор
7 — клапан газогенератора (пальне)
8 — клапан газогенератора (окисник)
9 — головний клапан пального
10 — головний клапан окисника
11 — вихлоп турбіни
12 — змішувальна головка
13 — Камера згоряння
14 — сопло

Існує чимала різноманітність схем будови РРД, при єдності головного принципу їхньої дії. Розглянемо пристрій і принцип дії РРД на прикладі двокомпонентного двигуна з насосною подачею палива, як найпоширенішого, схема якого стала класичною. Інші типи РРД (за винятком трикомпонентного) є спрощеними варіантами розглянутого, і при їхньому описі досить буде вказати спрощення.

На схемі справа схематично представлено будову РРД.

Компоненти палива — пальне (1) і окисник (2) надходять з баків на відцентрові насоси (3, 4), що приводяться в рух газовою турбіною (5). Під високим тиском компоненти палива надходять на форсункову головку (12) — вузол, в якому розміщені форсунки, через які компоненти нагнітаються в камеру згоряння (13), перемішуються і згорають, створюючи нагріте до високої температури газоподібне робоче тіло, яке, розширюючись у соплі, здійснює роботу і перетворює внутрішню енергію газу в кінетичну енергію його направленого руху. Через сопло (14) газ виходить з великою швидкістю, надаючи двигуну реактивну тягу.

Паливна система РРД складається з елементів, що використовуються для подачі палива в камеру згоряння — паливних баків, трубопроводів, турбонасосного агрегату (ТНА) — вузол, що складається з насосів і турбіни, змонтованих на єдиному валу, форсункової голівки, і клапанів, які регулюють подачу палива. Насосна подача палива дозволяє створити в камері двигуна високий тиск, від десятків до 250 атмосфер (РРД 11Д520 РН Зеніт). Високий тиск забезпечує більший ступінь розширення робочого тіла, що є передумовою для досягнення високого значення питомого імпульсу. Крім того, при великому тиску в камері згоряння досягається краще значення тягооснащеності двигуна — відношення величини тяги до маси двигуна. Чим більше значення цього показника, тим менше розміри і маса двигуна (при тій же величині тяги), і тим вище ступінь його досконалості. Переваги насосної системи особливо позначаються в РРД з великою тягою — наприклад, у рушійних установках ракет-носіїв.

На схемі відпрацьовані гази з турбіни ТНА надходять через форсункову голівку в камеру згоряння разом з компонентами палива (11). Такий двигун називається двигуном із замкнутим циклом (інакше — з закритим циклом), при якому усе витрачене паливо, включаючи використовуване в приводі ТНА, проходить через камеру згоряння РРД. Тиск на виході турбіни в такому двигуні вищий, ніж у камері згоряння РРД, а на вході в газогенератор (6), що живить турбіну, — ще вище. Щоб задовольнити цим вимогам, для приводу турбіни використовуються ті ж компоненти палива (під високим тиском), на яких працює сам РРД (з іншим співвідношенням компонентів, як правило, — з надлишком пального, щоб знизити теплове навантаження на турбіну).

Альтернативою замкнутому циклу є відкритий цикл, при якому вихлоп турбіни викидається прямо в навколишнє середовище через відвідний патрубок. Реалізація відкритого циклу технічно простіше, оскільки робота турбіни не пов'язана з роботою камери РРД, і в цьому випадку ТНА взагалі може мати свою незалежну паливну систему, що спрощує процедуру запуску всієї рушійної установки. Але системи з замкнутим циклом мають трохи кращі значення питомого імпульсу, і це змушує конструкторів долати технічні труднощі їхньої реалізації, особливо для великих двигунів ракет-носіїв, до яких пред'являються особливо високі вимоги за цим показником.

На схемі один ТНА нагнітає обидва компоненти, що припустимо у випадках, коли компоненти мають співмірні густини. Для більшості рідин, що використовуються як компоненти ракетного палива, густина коливається в діапазоні 1±0,5 г/см³, що дозволяє використовувати один турбопривід для обох насосів. Виняток становить рідкий водень, який при температурі 20 K має густину 0,071 г/см³. Для такої легкої рідини потрібен насос з цілковито іншими характеристиками, зокрема, з набагато більшою швидкістю обертання. Тому, у разі використання водню як пального, для кожного компонента передбачається незалежний ТНА.

При невеликій тязі двигуна (і, отже, невеликій витраті палива) турбонасосний агрегат стає занадто важким елементом, що погіршує масові характеристики рушійної установки. Альтернативою насосній паливній системі служить витискувальна, при якій надходження палива в камеру згоряння забезпечує тиск наддуву в паливних баках, створюваний стисненим газом, найчастіше азотом, який негорючий, неотруйний, не окислювач і порівняно дешевий у виробництві. Для наддуву баків з рідким воднем використовується гелій, оскільки інші гази при температурі рідкого водню конденсуються і перетворюються в рідини.

При розгляді функціонування двигуна з витискувальною системою подачі палива зі схеми виключається ТНА, а компоненти палива надходять з баків одразу на головні клапани РРД (9) і (10). Тиск в паливних баках при витискувальний подачі має бути вищим, ніж у камері згоряння, баки — міцніше (і важче), ніж у випадку насосної паливної системи. На практиці тиск у камері згоряння двигуна з витискувальною подачею палива обмежується в межах 10—15 ат. Зазвичай такі двигуни мають порівняно невелику тягу (в межах 10 т). Перевагами витискувальної системи є простота конструкції та швидкість реакції двигуна на команду запуску, особливо у випадку використання самозаймистих компонентів палива. Такі двигуни використовують для маневрування космічних апаратів у космічному просторі. Витискувальна система використовувалась у трьох рушійних установках місячного корабля Аполлон — службовій (тяга 9760 кГс), посадковій (тяга 4760 кГс), і злітній (тяга 1 950 кГс).

Форсункова головка — вузол, в якому змонтовані форсунки, призначені для впорскування компонентів палива в камеру згоряння. Головна вимога до форсунок — максимально швидке і ретельне перемішування компонентів при надходженні в камеру, оскільки від цього залежить швидкість їхнього займання і згорання.

Через форсункову головку двигуна F-1, в камеру згоряння щосекунди надходить 1,8 т рідкого кисню і 0,9 т гасу. Кожна порція цього палива і продуктів його згоряння перебуває в камері впродовж мілісекунд. За цей час паливо має згоріти якомога повніше, оскільки незгоріле паливо — це втрата тяги і питомого імпульсу.

Вирішення цієї проблеми досягається такими заходами:

• Максимальне збільшення кількості форсунок в голівці, з пропорційною мінімізацією витрат через одну форсунку. (У форсунковій голівці двигуна F-1 встановлюється 2600 форсунок для кисню і 3700 форсунок для гасу).
• Спеціальна геометрія розташування форсунок в голівці і порядок чергування форсунок пального і окисника.
• Спеціальна форма каналу форсунки, завдяки якій при русі каналом рідина починає обертатись, і при потраплянні в камеру вона розкидається на всі боки відцентровою силою.

Зважаючи на стрімкість процесів, що відбуваються в камері згоряння РРД, лише незначна частина (частки відсотка) усієї теплоти, що виробляється в камері, передається конструкції двигуна, однак, зважаючи на високу температуру горіння (іноді — понад 3000°К), та значну кількість тепла, що виділяється, навіть малої його частини досить для термічного руйнування двигуна, тому необхідне охолодження РРД.

Для РРД з насосною подачею палива переважно застосовуються два методи охолодження стінок камери РРД: регенеративне охолодження і пристінний шар, які часто використовуються спільно. Для невеликих двигунів з витискувальною паливною системою часто застосовується абляційний метод охолодження.

Регенеративне охолодження полягає в тому, що у стінці камери згоряння і верхньої, що найбільше нагрівається, частини сопла певним чином створюється порожнина (іноді звана «сорочкою охолодження»), через яку перед надходженням у змішувальну голівку проходить один з компонентів палива (зазвичай — пальне), охолоджуючи, таким чином, стінку камери. Тепло, поглинене охолоджуючим компонентом, повертається в камеру разом з самим теплоносієм, що і виправдовує назву системи — «регенеративна».

Розроблено різні технологічні прийоми для створення сорочки охолодження. Камера РРД ракети Фау-2, наприклад, складалася з двох сталевих оболонок, внутрішньої і зовнішньої, що повторювали форму одна одної. В проміжку між цими оболонками проходив охолоджуючий компонент (етанол). Через технологічні відхилення товщини зазору виникали нерівномірності течії рідини, в результаті створювались локальні зони перегріву внутрішньої оболонки, яка часто «прогорала» у цих зонах, з катастрофічними наслідками.

У сучасних двигунах внутрішня частина стінки камери виготовляється з високотеплопровідних бронзових сплавів. У ній фрезеруванням (15Д520 РН 11К77 Зеніт, РН 11К25 Енергія), або травленням кислотою (SSME Space Shuttle) створюються вузькі тонкостінні канали. Ззовні ця конструкція щільно вкрита несучою листовою оболонкою зі сталі або титану, яка сприймає силове навантаження внутрішнього тиску камери. Каналами циркулює охолоджуючий компонент. Іноді сорочка охолодження складається з тонких теплопровідних трубок, що для герметичності пропаяні бронзовим сплавом, але такі камери розраховані на нижчий тиск.

Пристінний шар — це газова куля у камері згоряння, що знаходиться в безпосередній близькості від стінки камери, і складається, переважно, з парів пального. Для організації такого шару на периферії змішувальної головки встановлюються тільки форсунки пального. Зважаючи на надлишок пального та нестачу окислювача хімічна реакція горіння в пристінному шарі відбувається менш інтенсивно, ніж у центральній зоні камери. У результаті температура пристінного шару значно нижча, ніж температура в центральній зоні камери, і він ізолює стінку камери від безпосереднього контакту з найгарячішими продуктами горіння. Іноді додатково на бічних стінках камери встановлюються форсунки, що виводять частину пального в камеру одразу з сорочки охолодження, також з метою створення пристінного шару.

Абляційний метод охолодження полягає в спеціальному теплозахисному покритті стінок камери і сопла. Таке покриття зазвичай буває багатошаровим. Внутрішні шари складаються з теплоізолюючих матеріалів, на які наноситься абляційний шар, що складається з речовини, здатної переходити при нагріванні з твердої фази безпосередньо в газоподібну, і при цьому фазовому перетворенні поглинати багато теплоти. Абляційних шар поступово випаровується, забезпечуючи тепловий захист камери. Цей метод практикується в невеликих РРД, з тягою до 10 т. У таких двигунах витрата пального становить кілька кілограмів на секунду, і цього виявляється недостатньо, щоб забезпечити інтенсивне регенеративне охолодження. Абляційне охолодження застосовувалось в рушійних установках місячного корабля Аполлон.

Вибір компонентів палива є одним з найважливіших рішень при проектуванні РРД, що зумовлює багато деталей конструкції двигуна і наступні технічні рішення. Тому вибір палива для РРД виконується при всебічному розгляді призначення двигуна і ракети, на якій він встановлюється, умов їхнього функціонування, технології виробництва, зберігання, транспортування до місця старту тощо.

Одним з найважливіших показників, що характеризують поєднання компонентів є питомий імпульс, який має особливо важливе значення при проектуванні ракет-носіїв космічних апаратів, оскільки від нього найбільше залежить співвідношення маси палива та корисного вантажу, а отже, розміри і маса всієї ракети (див. Формула Ціолковського), які при недостатньо високому значенні питомої імпульсу можуть виявитися нереальними.

Таблиця 1.

Крім питомого імпульсу при виборі компонентів палива, вирішальними можуть бути й інші показники властивостей палива, зокрема:

• Густина, що впливає на розміри баків компонентів. Як випливає з таблиці, водень є пальним з найбільшим питомим імпульсом (при будь-якому окиснику), однак він має вкрай низьку густину. Тому перші (найбільші) ступені ракет-носіїв зазвичай використовують інші (менш ефективні, але з більшою густиною) види пального, наприклад, гас, що дозволяє зменшити розміри першого ступеня до прийнятних. Прикладами такої «тактики» є ракета Сатурн V, перший ступінь якої використовував компоненти кисень/гас, а другий і третій ступені — кисень/водень, і система Спейс Шаттл, у якій як перший ступінь використані твердопаливні прискорювачі.
• Температура кипіння, яка може накладати значні обмеження на умови експлуатації ракети. За цим показником компоненти рідкого палива поділяють на кріогенні — охолоджені до вкрай низьких температур зріджені гази, і висококиплячі — рідини мають температуру кипіння вище 0 °C.

• Кріогенні компоненти не можуть довго зберігатись, і транспортуватись на великі відстані, тому вони повинні виготовлятись (принаймні зріджуватись) на спеціальних енергоємних виробництвах, розташованих близько від місця старту, що робить пускову установку абсолютно немобільною. Крім цього, кріогенні компоненти мають інші фізичні властивості, котрі висувають додаткові вимоги до їхнього використання. Наприклад, при наявності навіть незначної кількості води чи водяної пари в ємностях із зрідженими газами утворюються дуже тверді кристали льоду, які при попаданні в паливну систему ракети впливають на її частини як абразивний матеріал і можуть стати причиною важкої аварії. За час багатогодинної підготовки ракети до старту на ній намерзає багато інею, що перетворюється в лід, і падіння його шматків з великої висоти становить небезпеку для персоналу, зайнятого в підготовці, а також для самої ракети і стартового обладнання. Після заправки ракети зрідженими газами вони починають випаровуватись, і до моменту старту їх потрібно безперервно поповнювати через спеціальну систему підживлення. Надлишок газу, що утворюється при випаровуванні компонентів, необхідно відводити таким чином, щоб окислювач не змішувався з пальним, утворюючи вибухову суміш.
• Висококиплячі компоненти набагато зручніші при транспортуванні, зберіганні та оперування з ними, тому в 50-ті роки ХХ століття вони витіснили кріогенні компоненти у військовому ракетобудуванні. Згодом військові надали перевагу твердому паливу. Але при створенні космічних носіїв кріогенні палива поки зберігають своє становище завдяки високій енергетичній ефективності, а для виконання маневрів у космічному просторі, коли паливо повинно зберігатись у баках місяцями, а то й роками, найприйнятнішими є висококиплячі компоненти. Ілюстрацією такого «поділу праці» можуть служити РРД, задіяні в проекті Аполлон: три ступені ракети-носія Сатурн V використовують кріогенні компоненти, а двигуни місячного корабля, призначені для корекції траєкторії і маневрів на навколомісячній орбіті, — висококиплячі несиметричний диметилгідразин і азотний тетраоксид.

• Хімічна агресивність характерна для усіх окисників. Тому наявність у баках, призначених для окисника, навіть незначних кількостей органічних речовин (наприклад, жирових плям, залишених людськими пальцями) може викликати загоряння, внаслідок якого може спалахнути матеріал самого бака (алюміній, магній, титан і залізо дуже енергійно горять у середовищі ракетного окислювача). Через агресивність окисники зазвичай не використовуються як теплоносії у системах охолодження РРД, а в газогенераторах ТНА, для зниження теплового навантаження на турбіну робоче тіло перенасичується пальним, а не окисник. При низьких температурах рідкий кисень, напевне, найбезпечніший окисник, бо альтернативні окисники, такі як азотний тетраоксид або концентрована азотна кислота вступають в реакцію з металами, і хоча вони висококиплячі окисники, які можуть довго зберігатись при нормальній температурі, тривалість служби баків, у яких вони перебувають, обмежена.
• Токсичність компонентів палива та продуктів їхнього горіння є значним обмежувачем їхнього використання. Наприклад, фтор, як випливає з табл. 1, як окисник, ефективніший, ніж кисень, проте в парі з воднем він утворює фтороводень — надзивачайно токсичну та агресивну речовину, і викид кількох сотень, тим більше, тисяч тонн такого продукту згоряння в атмосферу при запуску великої ракети, сам по собі є найбільшою техногенною катастрофою, навіть при вдалому запуску. У випадку аварії і розливу такої кількості цієї речовини, збиток не піддається обліку. Тому фтор не використовується як компонент палива. Токсичними є азотний тетраоксид, азотна кислота і несиметричний диметилгідразин. Від початку 2000-х перевагу (з екологічної точки зору) мають кисень (окислювач), пальне — водень або гас.

У однокомпонентних двигунах як паливо використовується рідина, що при взаємодії з каталізатором розкладається з утворенням гарячого газу. Прикладами таких рідин може бути гідразин, що розкладається на аміак і водень, або концентрований перекис водню, який при розкладанні утворює перегріту водяну пару і кисень. Хоча однокомпонентні РРД розвивають невеликий питомий імпульс (від 150 до 255 с) і набагато поступаються за ефективністю двокомпонентним, їхньою перевагою є простота конструкції двигуна.

Паливо зберігається в єдиній ємності, і подається єдиною паливною магістраллю. У однокомпонентних РРД використовується виключно витискувальна система подачі палива. Проблеми перемішування компонентів в камері не існує. Система охолодження зазвичай відсутня, оскільки температура хімічної реакції не перевищує 600 °C. Нагріваючись, камера двигуна розсіює тепло випромінюванням і її температура при цьому утримується на рівні не вище 300 °C. Немає потреби у складній системі управління однокомпонентним РРД.

Під дією витискувального тиску паливо через клапан надходить у камеру згоряння, в якій каталізатор, наприклад, оксид заліза, розкладає його.

Однокомпонентні РРД зазвичай використовуються як двигуни малої тяги (іноді їхня тяга становить кілька ньютонів) у системах орієнтації і стабілізації космічних апаратів і тактичних ракет, для яких простота, надійність і мала маса конструкції є визначальними критеріями.

Можна навести чудовий приклад використання гідразинового двигуна малої тяги на борту першого американського супутника зв'язку TDRS-1; цей двигун працював протягом кількох тижнів, щоб вивести супутник на геостаціонарну орбіту, після того як на прискорювачі сталась аварія і супутник виявився на значно нижчій орбіті.

Прикладом використання однокомпонентного РРД можуть бути також двигуни малої тяги в системі стабілізації спускного апарата космічного корабля «Союз».

До однокомпонентних РРД зараховують і реактивні двигуни, що працюють на стиснутому холодному газі (наприклад, азоті). У цьому випадку весь двигун складається з клапана та сопла. Такі струменеві двигуни застосовуються там, де неприпустимі тепловий і хімічний вплив вихлопного струменя, і де основною вимогою є простота конструкції. Цим вимогам повинні задовольняти, наприклад, індивідуальні пристрої переміщення та маневрування космонавтів (УПМК рос. устройства перемещения и маневрирования космонавтов), розташовані в ранці за спиною і призначені для переміщення при роботах поза космічним кораблем. УПМК працюють від двох балонів зі стисненим азотом, який подається через соленоїдні клапани в рушійну установку, що складається з 16 двигунів.

З початку 1970-х років у СРСР і США вивчалась концепція трикомпонентних двигунів, які поєднували б у собі високе значення питомого імпульсу при використанні як пальне водню, і вищу усереднену густину палива (а, отже, менший об'єм і масу паливних баків), характерну для вуглеводневого палива. При запуску такий двигун працював би на кисні і гасі, а на великих висотах переключався на використання рідких кисню і водню. Такий підхід, можливо, дозволить створити одноступеневий космічний носій. Російським прикладом трикомпонентного двигуна є РРД РД-701, розроблений для багаторазової транспортно-космічної системи МАКС.

Можливо також використання двох палив одночасно — наприклад водень-берилій-кисень і водень-літій-фтор (берилій і літій горять, а водень здебільшого використовується як робоче тіло), це дає ПІ 550–560 секунд, проте технічне втілення дуже складне і ніколи не використовувалось на практиці.

У рідинних ракетах двигуни часто крім основної функції — створення тяги, також є органами управління польотом. Перша керована балістична ракета Фау-2 управлялася за допомогою чотирьох графітних газодинамічних керм, поміщених в реактивний струмінь двигуна на периферії сопла. Відхиляючись, ці керма відхиляли частину реактивного струменя, що змінювало напрямок вектора тяги двигуна, і створювало момент сили відносно центру мас ракети, що і було керуючим впливом. Цей спосіб помітно знижує тягу двигуна, до того ж графітні керма в реактивному струмені схильні до сильної ерозії і мають дуже малий часовий ресурс.

У сучасних системах управління ракетами використовуються поворотні камери РРД, які кріпляться до несучих елементів корпусу ракети шарнірами, що дозволяють повертати камеру в одній або двох площинах. Компоненти палива підводяться до камери гнучкими трубопроводами — сильфонами. При відхиленні камери від осі, паралельної осі ракети, тяга камери створює необхідний керуючий момент сили. Повертаються камери гідравлічними або пневматичними керуючими машинками, які виконують команди системи управління ракетою.

У російському космічному носії Союз крім 20 основних, нерухомих камер рушійної установки є 12 поворотних (кожна — у своїй площині), керуючих камер меншого розміру. Рульові камери мають загальну паливну систему з основними двигунами.

З 11-ти маршових двигунів (усіх ступенів) ракети-носія Сатурн V дев'ять (окрім центральних першого та другого ступенів) були поворотними, кожен у двох площинах. При використанні основних двигунів як керуючих робочий діапазон повороту камери становить не більше ±5°: через велику тягу головної камери і розташування її в кормовому відсіку, тобто на значній відстані від центру мас ракети, навіть невелике відхилення камери створює значний керуючий момент.

Крім поворотних камер, іноді використовуються двигуни, які служать лише для цілей управління і стабілізації літального апарату. Дві камери з протилежно спрямованими соплами жорстко закріплюються на корпусі апарата таким чином, щоб тяга цих камер створювала момент сили навколо однієї з головних осей апарата. Для управління за двома іншими осями встановлюються інші пари керуючих двигунів. Ці двигуни, зазвичай однокомпоненті, вмикаються і вимикаються командами системи управління апаратом для розвороту в потрібному напрямку. Такі системи управління зазвичай використовуються для орієнтації літальних апаратів у космічному просторі.

• Всесвітньо відомі РРД
• 
  Рідинний ракетний двигун Фау-2. Схема цього двигуна була класичною для РРД протягом більш ніж півстоліття. Тяга на Землі — 25 тс. Перший політ — 1942 року.
• 
  Рушійна установка РД-107 носія «Союз» в технічному ангарі на космодромі Байконур. Такі двигуни підняли в космос перші штучні супутники і перших космонавтів. Тяга на Землі — 83,5 тс. Перший політ — 1957 року.
• 
  Рушійна установка North American Rockwell, Rocketdyne F-1, 5 двигунів встановлені на першому ступені носія Сатурн V поряд з конструктором ракети Вернером фон Брауном. Ці двигуни забезпечили політ людини на Місяць. Тяга на рівні моря — 691 тс. Перший політ — 1967 року.
• 
  Найпотужніший РРД — РД-171, створений людиною. Використовується на першому ступені української ракети Зеніт.

• Реактивний двигун
• Повітряно-реактивний двигун
• Ракетний двигун

1. А. А. Дорофеев Основы теории тепловых ракетных двигателей (Общая теория ракетных двигателей) МГТУ им. Н. Э. Баумана Москва 1999 г.
2. Жидкостные ракетные двигатели
3. Пилотируемые полёты на Луну, конструкция и характеристики SATURN V APOLLO. Реферат ВИНИТИ М 1973.
4. О трёхкомпонентном двигателе РД-701.