Raketový motor na kapalné palivo s uzavřenou smyčkou ( LRE ) je raketový motor na kapalné palivo vyrobený podle schématu s dodatečným spalováním generátorového plynu. V raketovém motoru s uzavřeným okruhem se každá (nebo jedna) součást zplyňuje v plynovém generátoru spalováním při relativně nízké teplotě s malou částí druhé součásti a výsledný horký plyn se používá jako pracovní tekutina turbopumpová turbína (TPU). Generátorový plyn, který pracoval na turbíně, je pak přiváděn do spalovací komory .motor, kam je dodáván i zbytek nespotřebované složky paliva. Ve spalovací komoře je spalování součástí završeno vytvořením tahu paprsku .
Podle toho, která složka je kompletně zplyňována, existují motory s uzavřeným okruhem s oxidačním generátorovým plynem (příklady: RD-253 , RD-170 / 171, RD-180 , RD-120 , NK-33 , RD0124 (RD0124A) [1 ] ) , s redukčním generátorovým plynem (příklady: RD-0120 , SSME , RD-857 , LE-7 /LE-7A) a s plným zplynováním komponent ( RD-270 , Raptor ).
Raketový motor s uzavřeným okruhem poprvé navrhl A. M. Isaev v roce 1949. První motor vytvořený podle tohoto schématu byl LRE 11D33 (S1.5400), vyvinutý bývalým asistentem Isaevem Melnikovem, který byl použit ve vytvořených sovětských nosných raketách (LV) [2] [3] . Přibližně ve stejné době, v roce 1959, N. D. Kuzněcov zahájil práce na raketovém motoru na kapalné pohonné hmoty s uzavřeným okruhem NK-9 pro balistickou střelu GR-1 navrženou S. P. Koroljovem . Kuzněcov později vyvinul toto schéma v motorech NK-15 a NK-33 pro neúspěšné lunární nosné rakety N1 a N1F . V centrálním stupni nosné rakety Sojuz-2-3 se plánuje použití modifikace motoru NK-33, NK-33-1 LPRE . První nekryogenní raketový motor s uzavřeným okruhem RD-253 založený na součástech heptyl / N 2 O 4 vyvinul V. P. Glushko pro nosnou raketu Proton v roce 1963.
Po selhání vývojového programu N1 a N1F LV dostal Kuzněcov rozkaz zničit vývojovou technologii NK-33 LRE , ale místo toho byly desítky motorů zakonzervovány a uloženy do skladu. V 90. letech zařízení navštívili experti Aerojet , během kterých došlo k dohodě o předvedení testů motorů ve Spojených státech pro potvrzení specifických parametrů impulsů a dalších specifikací [4] . Ruský motor RD-180 , pořízený společností Lockheed Martin a později ULA pro nosné rakety Atlas III a Atlas V , také používá generátorový plyn s přídavným spalováním v uzavřeném okruhu, který je přesycený okysličovadlem .
První uzavřený okruh LRE na Západě byl laboratorní motor navržený v roce 1963 německým inženýrem Ludwigem Boelkowem .
RS-25 Space Shuttle Main Engine (SSME) je dalším příkladem raketového motoru s uzavřeným okruhem a je prvním motorem tohoto typu, který používá kyslík / vodík komponenty . Jeho sovětským protějškem je RD-0120 , používaný v centrální jednotce systému nosné rakety Energia .
Na rozdíl od motorů s otevřeným okruhem se u motoru s uzavřeným okruhem generátorový plyn po provozu na turbíně neuvolňuje do okolí, ale je přiváděn do spalovacího prostoru, čímž se podílí na vytváření tahu a zvyšování účinnosti motoru ( specifický impuls ).
U motoru s uzavřeným okruhem je průtok pracovní tekutiny vysokotlakou turbínou výrazně vyšší než u motoru s otevřeným okruhem, což umožňuje dosáhnout vyšších tlaků ve spalovacím prostoru. Současně se zmenšují rozměry spalovací komory a zvyšuje se stupeň expanze trysky , což ji činí efektivnější při práci v atmosféře.
Nevýhodou tohoto schématu jsou obtížné provozní podmínky turbíny, složitější potrubní systém z důvodu nutnosti dopravovat horký generátorový plyn do hlavní spalovací komory, což má velký vliv na celkovou konstrukci motoru a komplikuje jeho ovládání .
Uzavřený okruh s úplným zplynováním složek paliva je druh uzavřeného okruhu, ve kterém se zplyňování veškerého paliva provádí ve dvou plynových generátorech : v jednom se spálí malá část paliva s téměř úplnou spotřebou okysličovadla a v za druhé se téměř celá spotřeba paliva spálí se zbytkem okysličovadla. Vzniklé generátorové plyny se používají k pohonu turbočerpadla (TPU).
Velký průtok pracovní tekutiny turbínami turbočerpadla umožňuje získat velmi vysoké tlaky ve spalovací komoře motoru. Při použití tohoto schématu mohou mít turbíny nižší provozní teplotu, protože jimi prochází více hmoty, což by mělo vést k delšímu chodu motoru a větší spolehlivosti. Přítomnost dvou plynových generátorů umožňuje instalovat palivová a oxidační čerpadla odděleně od sebe, což snižuje riziko požáru.
Úplné zplynování komponent také vede k rychlejším chemickým spalovacím reakcím v hlavní komoře, což zvyšuje specifický impuls raketového motoru této konstrukce o 10-20 sekund oproti motorům jiných konstrukcí. Například motory RD-270 a RD-0244 ( přeplňovací motor DU 3D37 SLBM R-29RM ) mají úzký tlak ve spalovacím prostoru (26,1/27,5 MPa ), ale vlivem zplynování složek paliva dochází k nárůstu účinnosti je dosaženo až 7-8% (302/325 sec).
Omezujícími faktory pro vývoj motorů tohoto typu jsou jejich vyšší náklady ve srovnání s LRE jiných schémat a také přípustné teploty, při kterých mohou být chemické složky skladovány před jejich spálením ve spalovací komoře.
V SSSR bylo toto schéma provozu motoru s plným zplynováním komponent implementováno v roce 1969 do raketového motoru na kapalné pohonné hmoty RD-270 pro oxidační a palivově nezávislé okruhy.
Pro pár vodík / kyslík podle tohoto schématu provedla NASA a americké letectvo testy „ Integrated Demonstrator of Power Nozzle “ [5] .
SpaceX vyvíjí a testuje motor Raptor , který využívá metan a kyslík .
| Motory | |||||||||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| |||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
| viz také stroj na věčný pohyb Převodový motor gumový motor | |||||||||||||||||