РД-0120

РД-0120 — это советский и российский жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) замкнутой схемы, работающий на компонентах топлива «жидкий водород — жидкий кислород». Разработан в Конструкторском бюро химического автоматики (КБХА, ныне АО «КБХА», входит в госкорпорацию «Роскосмос») в 1970-х — 1980-х годах. Двигатель предназначался для использования в качестве маршевого двигателя второй ступени ракеты-носителя сверхтяжёлого класса «Энергия» и являлся одним из самых мощных кислородно-водородных ЖРД, созданных в СССР. Отличается высокой степенью расширения сопла и рекордным для своего времени удельным импульсом.

История создания

Предпосылки и начало разработки

В середине 1960-х годов в СССР начались проработки перспективных ракет-носителей сверхтяжёлого класса, способных выводить на орбиту крупногабаритные грузы, в том числе для лунных программ и орбитальных станций. Одним из ключевых направлений стало создание двигателей на криогенных компонентах — жидком водороде и жидком кислороде, обеспечивающих высокий удельный импульс. В 1974 году было принято решение о разработке универсальной ракетно-космической системы «Энергия-Буран», в составе которой предусматривалась вторая ступень с водородным двигателем.

Разработка двигателя, получившего индекс РД-0120 (заводское обозначение — 11Д122), была поручена КБХА в Воронеже под руководством главного конструктора А. Д. Конопатова. Техническое задание предусматривало создание двигателя с тягой около 200 тонн-сил в вакууме и удельным импульсом не менее 455 секунд.

Конструктивные особенности и испытания

Проектирование РД-0120 велось с учётом опыта, полученного при создании кислородно-водородного двигателя РД-56 (для ракеты «Протон»), а также зарубежных аналогов, в частности американского двигателя RL-10. Однако советские инженеры пошли по пути создания двигателя замкнутой схемы (с дожиганием генераторного газа), что позволило достичь более высоких параметров, чем у открытой схемы.

Основные конструктивные решения:

• Замкнутая схема: отработанный в турбонасосном агрегате (ТНА) генераторный газ (смесь водорода и водяного пара) подаётся в камеру сгорания для дожигания, что повышает полноту сгорания топлива и увеличивает удельный импульс.
• Двухступенчатый ТНА: турбина высокого давления (до 550 атмосфер) приводится во вращение газом, полученным в газогенераторе. Для охлаждения камеры сгорания и сопла используется жидкий водород, проходящий через тракт охлаждения.
• Сопло с высокой степенью расширения: диаметр выходного сечения сопла составляет около 2,4 метра, что обеспечивает эффективную работу в условиях разрежённой атмосферы на больших высотах.
• Система зажигания: используется электрическое воспламенение с помощью свечи, подающей искру в камеру сгорания.

Первые стендовые испытания РД-0120 начались в 1976 году. В ходе испытаний были выявлены проблемы с устойчивостью горения, работой турбонасосного агрегата и охлаждением сопла. После серии доработок и модернизаций двигатель был доведён до требуемых характеристик. Всего было проведено более 200 стендовых испытаний, в том числе с длительностью работы до 600 секунд.

Эксплуатация в составе ракеты «Энергия»

РД-0120 устанавливался на вторую ступень (блок Ц) ракеты-носителя «Энергия» в количестве одного двигателя. Первый пуск «Энергии» состоялся 15 мая 1987 года с космодрома Байконур. Двигатель отработал штатно, обеспечив выведение на орбиту макета полезной нагрузки. Второй пуск, состоявшийся 15 ноября 1988 года, вывел на орбиту многоразовый корабль «Буран». В обоих пусках РД-0120 продемонстрировал надёжную работу.

После закрытия программы «Энергия-Буран» в 1993 году производство и эксплуатация РД-0120 были прекращены. Однако наработки по двигателю были использованы в последующих проектах.

Конструкция и принцип работы

Основные узлы

РД-0120 состоит из следующих основных узлов:

• Камера сгорания — цилиндрическая, с внутренним охлаждением, изготовлена из жаропрочного сплава. Внутри камеры установлена форсуночная головка, обеспечивающая смешение компонентов топлива.
• Сопло — коническое, с высокой степенью расширения (около 80:1). Изготовлено из стали, с внешним охлаждением.
• Турбонасосный агрегат (ТНА) — состоит из центробежного насоса окислителя (кислорода) и центробежного насоса горючего (водорода), а также газовой турбины. ТНА обеспечивает подачу компонентов под высоким давлением.
• Газогенератор — камера, в которой сжигается часть топлива для получения газа, приводящего во вращение турбину.
• Система автоматики — включает пневмогидравлические клапаны, регуляторы расхода, датчики давления и температуры, а также систему управления.
• Система зажигания — электрическая свеча, расположенная в камере сгорания.

Принцип работы

1. Жидкий кислород и жидкий водород из баков ракеты подаются в ТНА.
2. В газогенераторе сжигается небольшое количество топлива, образующийся газ (с температурой около 800 °C) вращает турбину ТНА.
3. Отработанный в турбине газ подаётся в камеру сгорания, где смешивается с основным потоком топлива и дожигается.
4. Продукты сгорания (вода) выбрасываются через сопло, создавая реактивную тягу.
5. Для охлаждения камеры и сопла используется жидкий водород, который циркулирует по тракту охлаждения, а затем поступает в камеру сгорания.

Технические характеристики

Применение

Ракета-носитель «Энергия»

Единственным практическим применением РД-0120 стала ракета-носитель сверхтяжёлого класса «Энергия». Двигатель устанавливался на вторую ступень (блок Ц) в количестве одного экземпляра. В составе ракеты он обеспечивал выведение полезной нагрузки на низкую околоземную орбиту. В двух пусках «Энергии» (1987 и 1988 годы) РД-0120 продемонстрировал штатную работу.

Перспективные проекты

После закрытия программы «Энергия-Буран» двигатель РД-0120 не использовался в новых ракетах. Однако в 2010-е годы рассматривалась возможность его модернизации для применения в перспективных ракетах-носителях, в том числе для сверхтяжёлой ракеты «Енисей» (проект не был реализован). Наработки по РД-0120 были использованы при создании двигателя РД-0150 (для ракеты «Ангара-А5В»), а также в работах по водородным двигателям для многоразовых систем.

Сравнение с аналогами

РД-0120 является одним из самых мощных кислородно-водородных ЖРД замкнутой схемы в мире. Для сравнения:

• Американский SSME (Space Shuttle Main Engine, двигатель многоразового использования для Space Shuttle) — тяга около 2100 кН в вакууме, удельный импульс 452 с. SSME также работал по замкнутой схеме, но был многоразовым и имел более сложную конструкцию.
• Американский RL-10 (двигатель открытой схемы, используется в разгонных блоках) — тяга около 110 кН, удельный импульс 450 с. Значительно уступает по тяге.
• Европейский Vulcain (двигатель первой ступени ракеты «Ариан-5») — тяга около 1350 кН, удельный импульс 431 с. Работает по открытой схеме.
• Японский LE-7A (двигатель первой ступени ракеты H-IIA) — тяга около 1100 кН, удельный импульс 442 с. Замкнутая схема.

По удельным характеристикам РД-0120 превосходит большинство аналогов, уступая только SSME по тяге.

Оценка и значение

РД-0120 считается одним из наиболее совершенных кислородно-водородных двигателей, созданных в СССР. Его разработка позволила получить ценный опыт в области криогенных технологий, высокотемпературных материалов и систем управления. Двигатель продемонстрировал высокую надёжность в лётных испытаниях. Однако из-за закрытия программы «Энергия-Буран» и отсутствия последующих заказов серийное производство РД-0120 не было развёрнуто. В настоящее время двигатель не эксплуатируется, но его конструкция и технологии продолжают изучаться в рамках перспективных проектов.

Источники

• «КБХА: история и современность» (юбилейное издание, 2011)
• «Ракетные двигатели на жидком водороде» / под ред. В. И. Феодосьева, 1985
• «Энергия-Буран: космический прорыв» / Б. Е. Черток, 1999
• Технические отчёты КБХА по двигателю 11Д122 (РД-0120)
• Материалы конференций по ракетно-космической технике (1980-е — 1990-е годы)