J-2

J-2 — американский жидкостный ракетный двигатель, работающий на криогенных компонентах топлива (жидкий водород и жидкий кислород) и использующий замкнутую схему с дожиганием генераторного газа. Разработан компанией Rocketdyne в 1960-х годах для верхних ступеней ракет-носителей семейства Saturn. Двигатель применялся в программе «Аполлон» для вывода космического корабля на траекторию полета к Луне и для маневров на орбите.

История создания

Разработка J-2 началась в 1960 году по заказу NASA для оснащения второй и третьей ступеней ракеты-носителя Saturn V, а также второй ступени Saturn IB. Первый испытательный запуск состоялся в 1964 году. Двигатель стал первым в мире крупногабаритным водородным ЖРД замкнутой схемы, серийно производившимся и эксплуатировавшимся. До этого водородные двигатели (например, RL-10) использовали открытую схему с меньшей эффективностью.

Ключевой задачей было обеспечение высокой удельной тяги (около 421 с в вакууме) при надежном многократном запуске в условиях космоса. Для этого конструкторы применили турбонасосный агрегат с приводом от газогенератора, продукты сгорания которого подавались в камеру сгорания для дожигания. Это позволило поднять давление в камере до 5,3 МПа (53 атм) и достичь рекордной для того времени эффективности.

Конструкция и принцип работы

J-2 представляет собой двигатель замкнутой схемы с дожиганием генераторного газа. Основные элементы:

• Камера сгорания — изготавливалась из нержавеющей стали с внутренним охлаждением жидким водородом, проходящим по каналам в стенках. Сопло — неохлаждаемое, из стали, с радиационным охлаждением.
• Турбонасосный агрегат (ТНА) — состоял из двух турбин (высокого и низкого давления) и насосов жидкого водорода и жидкого кислорода. Турбина приводилась газом от газогенератора, работающего на тех же компонентах.
• Газогенератор — сжигал часть топлива для получения горячего газа, который вращал турбину ТНА. После турбины газ поступал в камеру сгорания для дожигания.
• Система зажигания — использовала пиротехнический воспламенитель для первого запуска; повторные запуски в космосе осуществлялись с помощью электрического искрового зажигания.

Двигатель работал в режиме с дожиганием: весь генераторный газ (с избытком водорода) подавался в камеру сгорания, где смешивался с дополнительным кислородом и полностью сгорал. Это обеспечивало высокий КПД и отсутствие потерь рабочего тела.

Модификации

Существовало несколько версий J-2, различавшихся конструкцией и параметрами:

J-2S — модификация с упрощенной системой подачи топлива (без отдельного газогенератора), разработанная в 1970-х годах, но не пошедшая в серию. J-2X — проект 2010-х годов для ракет-носителей Ares и SLS, отличавшийся увеличенным соплом и более высоким давлением в камере; работы прекращены в 2014 году.

Применение

J-2 использовался на двух типах ракет-носителей:

• Saturn IB — вторая ступень S-IVB, оснащенная одним двигателем J-2. Использовалась для испытаний корабля «Аполлон» на околоземной орбите (миссии AS-201, AS-202, AS-203, «Аполлон-5», «Аполлон-7»).
• Saturn V — вторая ступень S-II (пять двигателей J-2) и третья ступень S-IVB (один двигатель J-2). Третья ступень обеспечивала разгон корабля «Аполлон» к Луне и торможение для выхода на орбиту Луны.

Всего за время программы «Аполлон» было произведено 89 запусков J-2, из них 87 успешных. Двигатель также использовался в программе «Скайлэб» (1973–1974) для вывода орбитальной станции.

Характеристики

• Тяга в вакууме: 1020 кН (104 тс)
• Удельный импульс в вакууме: 421 с (4130 м/с)
• Давление в камере сгорания: 5,3 МПа (53 атм)
• Соотношение компонентов: 5,5:1 (кислород/водород)
• Время работы: до 500 с (однократный запуск)
• Количество запусков: до 3 (для S-IVB)
• Диаметр сопла: 2,1 м
• Длина: 3,4 м

Надежность и отказы

За время эксплуатации произошло два аварийных случая, связанных с J-2:

• «Аполлон-6» (1968) — на второй ступени S-II произошло преждевременное отключение двух двигателей J-2 из-за неисправности в системе управления. Аварийная ситуация была компенсирована работой третьей ступени.
• «Аполлон-13» (1970) — взрыв кислородного бака на служебном модуле привел к потере электроэнергии, что не позволило запустить J-2 третьей ступени для возвращения на Землю. Двигатель не был причиной аварии.

В целом J-2 считался одним из самых надежных водородных двигателей своего времени.

Современное состояние

Производство J-2 было прекращено в 1970-х годах после завершения программы «Аполлон». В 2010-х годах NASA рассматривало возможность возобновления выпуска модернизированной версии J-2X для ракеты-носителя SLS, но отдало предпочтение двигателю RL-10. В настоящее время J-2 не эксплуатируется. Несколько экземпляров хранятся в музеях (Национальный музей авиации и космонавтики в Вашингтоне, Космический центр имени Кеннеди).

Источники

• Sutton, G. P. (2006). History of Liquid Propellant Rocket Engines. AIAA.
• NASA (1972). Saturn V Launch Vehicle Flight Evaluation Report.
• Rocketdyne (1967). J-2 Engine Technical Manual.
• Bilstein, R. E. (1996). Stages to Saturn: A Technological History of the Apollo/Saturn Launch Vehicles. NASA SP-4206.