Физика \ Проектирование космических систем

Космические двигательные установки, страница 8

Двигатель	Разработчик	Номинальная тяга, Н	Удельный импульс, с	Топливо	Эксплуатационный ресурс, с	Масса двигателя, кг	Состояние
XLR-132	Rocketdyne	1.67x10⁴	340	N₂O₄/MMH	5000	51.26	В разработке
Transtar	Aerojet	1.67x10⁴	330-338	N₂O₄/MMH	5400	57.15	В разработке
Transtage	Aerojet	3.56x10⁴	315	N₂O₄/A-50	1000	107.95	Летал
Delta-II	Aerojet	4.36x10⁴	320	N₂O₄/MMH	1200	99.79	Летал
R-40B	Marquardt	4.00x10³	309	N₂O₄/MMH	25.000	7.26	Квалифицирован
OME/UR	Aerojet	2.67x10⁴	340	N₂O₄/MMH	1200	90.72	Двигатель для маневра изменения орбиты
RL 10-A	Pratt & Whitney	7.34x10⁴	446	LO₂/LH₂	400	138.35	Годен к полетным испытаниям (Centaur)
DM/LAE	TRW	4.45x10²	315	N₂O₄/N₄H₄	15.000	4.54	Летал
R4-D	Marquardt	4.89x10²	310	N₂O₄/MMH	20.000	3.76	Летал
R42	Marquardt	8.90x10²	305	MON‑3/ MMH	15.000	4.54	Квалифицирован
MMBPE	TRW	4.45x10²	302	N₂O₄/MMH	20.000	5.22	Годен к полетным испытаниям
RS-41	Rocketdyne	1.11x10⁴	312	N₂O₄/MMH	2000	113.40	Годен к полетным испытаниям (Peacekeeper)
HS 601 AKE	ARC/LPG	4.89x10²	312	N₂O₄/MMH	10.000	4.08	В разработке
R-40B	Marquardt	4.00x10³	309	N₂O₄/MMH	25.000	7.26	Квалифицирован (модернизация от двигателя Shuttle RCS)

Основной двигатель космического корабля Шаттл использует вариант надстройки цикла, применяя две отдельные камеры предварительного сгорания, каждая из которых установлена прямо на отдельном основном турбонасосе. Кислородная предкамера и турбонасос сжигают обогащенную кислородом смесь, которая расширяется сквозь турбину окислителя для управления насосом. После смесь входит в основную камеру сгорания, где она сгорает с обогащенной топливом смесью из топливной предкамеры и смешивающей турбины. Основной двигатель космического корабля Шаттл развивает наивысший удельный импульс (455 с в вакууме) среди других испытанных в полете ракетных двигателей, использующих химическое топливо.

Цикл расширителя несколько отличается, в этих двигателях турбины насосов управляются газообразным топливом, которое испарилось в охлаждающей рубашке реактивного двигателя. В цикле расширителя не требуется предкамеры сгорания. Цикл расширителя двигателя показан на рис. 17.3.

Рисунок 17.2 Двигательная установка вытеснительной подачи топлива, использующая двухкомпонентное топливо наземного хранения (N₂O₄/MMH)

Рисунок 17.3 RL10 Расширитель мощности цикла Двигатель тягой 7500 кгс использован для верхней ступени Centaur (LO2/LH2)

Рисунок 17.4 Типичный гидразиновый (N2H4) ракетный двигатель

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21

Скачать файл