Рідинний ракетний двигун замкнутої схеми

Замкнута схема РРД була вперше запропонована А. М. Ісаєвим в 1949 році. Перший двигун, створений за цією схемою, був РРД 11Д33 (S1.5400), розроблений колишнім помічником Ісаєва Мельниковим, який використовувався в створюваних радянських ракетах-носіях (РН).[1][2] Приблизно в той же час, в 1959 році, Н. Д. Кузнєцов почав роботу над РРД із замкнутою схемою НК-9 для балістичної ракети ГР-1 конструкції С. П. Корольова. Кузнєцов пізніше розвинув цю схему в двигунах НК-15 і НК-33 для невдалої місячної РН Н1 і Н1Ф. Модифікацію двигуна НК-33, РРД НК-33-1, планується використовувати на центральній ступені РН «Союз-2-3». Перший некріогенний РРД закритої схеми РД-253 на компонентах гептил / N₂O₄ був розроблений У. П. Глушко для РН «Протон» в 1963 році.

Після невдачі програми розробки РН Н1 і Н1Ф, Кузнецову було наказано знищити технологію розробки ЖРД НК-33, але замість цього десятки двигунів були законсервовані і поміщені на склад. У 1990-х, фахівці Аероджет відвідали це підприємство, в ході якого була досягнута домовленість про демонстраційні випробуваннях двигуна в США для підтвердження параметрів питомого імпульсу та інших специфікацій.[3] Російський двигун РД-180, одержуваний Локхід Мартін і пізніше ULA — Об'єднаний альянс запусків для РН Атлас III і Атлас-5, також використовує замкнуту схему з допаленням генераторного газу, який перенасичений окислювачем.

Першим РРД замкнутої схеми на заході був лабораторний двигун, створений в 1963 році німецьким інженером Людвігом Бельковим.

Маршовий двигун космічного човника RS-25 (SSME) є ще одним прикладом РРД замкнутої схеми і є першими двигуном даного типу, які використовували компоненти кисень / водень. Радянський аналог РД-0120 — використовувався в центральному блоці системи РН «Енергія» — має ряд технічних удосконалень.

На відміну від двигунів відкритої схеми, в двигуні замкнутої схеми генераторний газ після спрацьовування на турбіні не викидається в навколишнє середовище, а подається в камеру згоряння, беручи участь таким чином у створенні тяги і підвищуючи ефективність двигуна ( питомий імпульс).

У двигуні закритої схеми витрата робочого тіла через турбіну ТНА істотно вища, аніж у двигуні відкритої схеми, що робить можливим досягнення більш високих тисків у камері згоряння. При цьому розміри камери згоряння зменшуються, а ступінь розширення сопла збільшується, що робить його більш ефективним при роботі в атмосфері.

Недоліком цієї схеми є важкі умови роботи турбіни, більш складна система трубопроводів через необхідність транспортування гарячого генераторного газу до основної камери згоряння, що має великий вплив на загальну конструкцію двигуна і ускладнює управління його роботою.

Замкнута схема з повною газифікацією компонентів палива

Замкнута схема з повною газифікацією компонентів палива (англ. Full flow staged combustion, FFSCC — «повнопотоковий ступінчастий цикл згоряння») представляє з себе різновид замкнутої схеми, в якій здійснюється газифікація всього палива в двох газогенераторах: в одному невелика частина пального спалюється з майже повною витратою окислювача, а в іншому — майже повний витрата пального спалюється з частиною окислювача. Отримані генераторні гази використовуються для приводу турбонасосних агрегатів (ТНА).

Велика витрата робочого тіла через турбіни дозволяє отримувати дуже високий тиск в камері згоряння двигуна. При використанні даної схеми турбіни мають меншу температуру, так як через них проходить більша маса, що має привести до більш тривалого функціонуванню двигуна і його більшої надійності. Наявність двох газогенераторів дозволяє встановлювати паливні та окисні насоси окремо один від одного, що знижує пожежонебезпечність.

Повна газифікація компонентів приводить також до більш швидких хімічних реакцій згоряння в основній камері, що збільшує питомий імпульс РРД даної схеми на 10-20 сек — у порівнянні з двигунами інших схем. Наприклад, двигуни РД-270 і РД-0244 мають тиск у камері згоряння (26,1 / 27,5 МПа), але за рахунок газифікації компонентів палива досягається збільшення ефективності до 7-8% (301/280 сек).[4]

Стримуючими факторами розвитку двигунів цього типу є їх велика вартість у порівнянні з HРД інших схем, а також допустимі температури, при яких можуть знаходитися хімічні компоненти до їх спалювання в камері згоряння.

• РД-801
• РД-810

• Rocket power cycles
• Nasa's full flow stages combustion cycle demonstrator
• Design Tool for Liquid Rocket Engine Thermodynamic Analysis