Closed -loop flydende drivmiddel raketmotor ( LRE ) er en flydende drivmiddel raketmotor lavet i henhold til skemaet med efterbrænding af generatorgas. I en raketmotor med lukket kredsløb forgasses hver (eller en) af komponenterne i en gasgenerator ved at brænde ved en relativt lav temperatur med en lille del af den anden komponent, og den resulterende varme gas bruges som arbejdsvæske i turbopumpe turbine (TPU). Generatorgassen, der har arbejdet på turbinen, føres derefter ind i motorens forbrændingskammer , hvor resten af den ubrugte brændstofkomponent også tilføres. I forbrændingskammeret fuldføres forbrændingen af komponenter med skabelsen af jet- tryk .
Afhængigt af hvilken komponent der er fuldstændig forgasset, findes der lukkede kredsløbsmotorer med oxiderende generatorgas (eksempler: RD-253 , RD-170 / 171, RD-180 , RD-120 , NK-33 , RD0124 (RD0124A) [1 ] ) , med reducerende generatorgas (eksempler: RD-0120 , SSME , RD-857 , LE-7 /LE-7A) og med fuld forgasning af komponenter ( RD-270 , Raptor ).
Den lukkede raketmotor blev først foreslået af A. M. Isaev i 1949. Den første motor skabt i henhold til dette skema var LRE 11D33 (S1.5400), udviklet af tidligere assistent Isaev Melnikov, som blev brugt i de skabte sovjetiske løfteraketter (LV) [2] [3] . Omkring samme tid, i 1959, begyndte N. D. Kuznetsov arbejdet på en flydende drivmiddel raketmotor med et lukket kredsløb NK-9 til GR-1 ballistisk missil designet af S. P. Korolev . Kuznetsov udviklede senere denne ordning i NK-15 og NK-33 motorerne til de mislykkede N1 og N1F måne løfteraketter . En modifikation af NK-33-motoren, NK-33-1 LPRE , er planlagt til at blive brugt i den centrale fase af Soyuz-2-3 løfteraket . Den første ikke-kryogene raketmotor med lukket kredsløb RD-253 baseret på heptyl / N 2 O 4 komponenter blev udviklet af V. P. Glushko til Proton løfteraket i 1963.
Efter fiaskoen i N1- og N1F LV-udviklingsprogrammet blev Kuznetsov beordret til at ødelægge NK-33 LRE-udviklingsteknologien , men i stedet blev snesevis af motorer lagt i mølkugle og anbragt på lager. I 1990'erne besøgte Aerojet-eksperter anlægget, hvor der blev indgået en aftale om demonstration af motortest i USA for at bekræfte specifikke impulsparametre og andre specifikationer [4] . Den russiske RD-180- motor , indkøbt af Lockheed Martin og senere ULA til Atlas III og Atlas V løfteraketter , bruger også et lukket kredsløb efterbrændende generatorgas, der er overmættet med oxidationsmiddel .
Det første lukkede kredsløb LRE i Vesten var en laboratoriemotor designet i 1963 af den tyske ingeniør Ludwig Boelkow .
RS-25 Space Shuttle Main Engine (SSME) er et andet eksempel på en lukket kredsløbsraketmotor og er den første motor af denne type, der bruger oxygen / brintkomponenter . Dens sovjetiske modstykke er RD-0120 , der bruges i den centrale enhed i Energia løfteraketsystemet .
I modsætning til åbne kredsløbsmotorer , i en lukket kredsløbsmotor, frigives generatorgassen efter drift på turbinen ikke til miljøet, men føres ind i forbrændingskammeret og er dermed med til at skabe fremdrift og øge motoreffektiviteten ( specifik impuls ).
I en lukket kredsløbsmotor er strømningshastigheden af arbejdsvæsken gennem HP-turbinen væsentligt højere end i en åben kredsløbsmotor, hvilket gør det muligt at opnå højere tryk i forbrændingskammeret. Samtidig reduceres forbrændingskammerets dimensioner, og udvidelsesgraden af dysen øges, hvilket gør den mere effektiv ved arbejde i atmosfæren.
Ulempen ved denne ordning er de vanskelige driftsforhold for turbinen, et mere komplekst rørsystem på grund af behovet for at transportere varm generatorgas til hovedforbrændingskammeret, hvilket har stor indflydelse på motorens overordnede design og komplicerer dens kontrol. .
Et lukket kredsløb med fuldstændig forgasning af brændstofkomponenter er en slags lukket kredsløb, hvor forgasning af alt brændstof udføres i to gasgeneratorer : i den ene forbrændes en lille del af brændstoffet med næsten fuldstændigt forbrug af oxidationsmidlet, og i den anden, næsten hele brændstofforbruget forbrændes med resten af oxidationsmidlet. De resulterende generatorgasser bruges til at drive turbopumpeenheder (TPU).
Den store strømningshastighed af arbejdsvæsken gennem turbopumpernes turbiner gør det muligt at opnå meget høje tryk i motorens forbrændingskammer. Ved brug af denne ordning kan turbiner have en lavere driftstemperatur, da mere masse passerer gennem dem, hvilket skulle føre til længere motordrift og større pålidelighed. Tilstedeværelsen af to gasgeneratorer giver dig mulighed for at installere brændstof- og oxidationspumper adskilt fra hinanden, hvilket reducerer risikoen for brand.
Fuldstændig forgasning af komponenterne fører også til hurtigere kemiske forbrændingsreaktioner i hovedkammeret, hvilket øger den specifikke impuls af raketmotoren af dette design med 10-20 sekunder sammenlignet med motorer af andre designs. For eksempel har motorer RD-270 og RD-0244 ( supercharger motor DU 3D37 SLBM R-29RM ) tæt tryk i forbrændingskammeret (26,1/27,5 MPa ), men på grund af forgasning af brændstofkomponenter, en stigning i effektivitet opnås op til 7-8 % (302/325 sek.).
Begrænsende faktorer for udvikling af motorer af denne type er deres højere omkostninger sammenlignet med LRE'er i andre ordninger samt de tilladte temperaturer, ved hvilke kemiske komponenter kan opbevares, før de brændes i forbrændingskammeret.
I USSR blev denne ordning for motordrift med fuld forgasning af komponenter implementeret i RD-270 flydende drivmiddel raketmotor til oxidation og brændstofuafhængige kredsløb i 1969.
For et brint / ilt - par udførte NASA og det amerikanske luftvåben ifølge dette skema prøvebænk af " Integrated Demonstrator of Power Nozzle " [5] .
SpaceX udvikler og tester Raptor -motoren , som bruger metan og ilt .
| Motorer | |||||||||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| |||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
| se også evighedsmaskine Gearmotor gummi motor | |||||||||||||||||