жидкостный ракетный двигатель

жи́дкостный раке́тный дви́гатель (ЖРД) — ракетный двигатель, работающий на жидком ракетном топливе. Нашёл применение на различных ракетах и некоторых самолётах. По назначению различают ЖРД маршевые, корректирующие, рулевые, тормозные, стартовые, стабилизирующие, ориентационные. ЖРД бывают одно- и многократного использования, одно- и многократного включения, одно-, многорежимные и с регулируемой тягой.

ЖРД состоит из одной или нескольких основных камер, агрегатов подачи топлива, элементов автоматики, устройств для создания управляющих усилий и моментов, рамы, магистралей и вспомогательных устройств и агрегатов. Высокотемпературные газообразные продукты сгорания топлива, образующиеся в камере двигателя, разгоняются в реактивном сопле и истекают наружу, создавая реактивную тягу двигателя. Система подачи топлива ЖРД вытеснительная или насосная. В вытеснительной системе топливо подаётся в камеру путём вытеснения из баков газами, давление которых превышает давление в камере сгорания, в насосной системе подачи обычно применяется турбонасосный агрегат (ТНА). ЖРД с турбонасосными агрегатами бывают двух основных схем: без дожигания и с дожиганием генераторного газа а камере двигателя. ЖРД с дожиганием не имеют потери удельного импульса тяги, обусловленной приводом ТНА. В зависимости от назначения ЖРД могут иметь различные параметры; тягу — от десятых долей Н до несколько МН, удельный импульс тяги — примерно до 4,5 км/с для двухкомпонентных топлив и до 5 км/с для трехкомпонентных топлив.

Создание высокоэффективного надёжного ЖРД связано с решением ряда проблем. Необходимы рациональный выбор топлива и обеспечение совершенства рабочего процесса. Требуется устойчивая работа во всём диапазоне рабочих режимов без развития низкочастотных и высокочастотных колебаний давления. Значительные трудности связаны с организацией охлаждения камеры двигателя, на которую воздействуют агрессивные продукты сгорания при температурах до 5000°К и давлениях до десятков МПа. Сложной задачей является создание надёжного турбонасосного агрегата для подачи топлива при давлениях до десятков МПа и расходах до нескольких т/с.

Схема ЖРД предложена К. Э. Циолковским в 1903. Первые ЖРД были разработаны и испытаны в США Р. Годдардом в 1922, в Германии Г. Обертом в 1929. Первые отечественные ЖРД ОРМ-1 и ОРМ разработаны и испытаны В. Л. Глушко в 1930—1931, ОР-2 и двигатель 10 разработаны и испытаны Ф. А. Цандером в 1931—1933. В 1942 лётчик Г. Я. Бахчиванджи совершил полет на первом советском реактивном самолёте БИ с ЖРД тягой 10,8 кН. В 1943—1946 были проведены лётные испытания вспомогательного авиационного ЖРД, созданных под руководством Глушко. Во 2-й половине 40-х и в 50-е гг. за рубежом строились экспериментальные самолёты с ЖРД и опытные самолёты с комбинированными силовыми установками (ТРД + ЖРД). Однако широкого применения ЖРД в авиации не получил из-за большого удельного расхода топлива.

Литература:
Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей, под ред. В. М. Кудрявцева, 3 изд., М., 1983;
Глушко В. П., Развитие ракетостроения и космонавтики в СССР, 3 изд., М., 1987;
Алемасов В. Е., Дрегалин А. Ф., Тишин А. П., Теория ракетных двигателей, 4 изд., М., 1989.

Ю. В. Ильин.