Закрытый цикл (ракетный двигатель)

Закрытый цикл (в ракетном двигателестроении) — это схема работы жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), при которой часть топлива или окислителя, пройдя через газогенератор, используется для привода турбины турбонасосного агрегата (ТНА), а затем отработанный газ подаётся в камеру сгорания, где дожигается вместе с основным потоком топлива. В отличие от открытого цикла, где выхлоп турбины выбрасывается в атмосферу или вакуум, в закрытом цикле отсутствуют потери рабочего тела, что позволяет достичь более высокого удельного импульса и эффективности.

Принцип работы

В закрытом цикле, также известном как цикл с дожиганием, весь расход топлива, включая газ, прошедший через турбину, попадает в камеру сгорания. Процесс включает несколько этапов:

1. Подача компонентов: Окислитель и горючее из баков поступают в ТНА, где насосы повышают их давление до сотен атмосфер.
2. Генерация газа: Часть одного из компонентов (обычно окислителя) или их смесь подаётся в газогенератор. В результате сгорания или разложения образуется горячий газ с высокой температурой (до 800–1000 °C).
3. Привод турбины: Этот газ направляется на лопатки турбины, вращая её. Турбина, в свою очередь, приводит в действие насосы, подающие топливо в камеру сгорания.
4. Дожигание: Отработанный в турбине газ, содержащий непрореагировавшие компоненты, смешивается с основным потоком топлива и подаётся в камеру сгорания. Там происходит полное сгорание смеси с выделением тяги.

Ключевое отличие от открытого цикла — отсутствие отдельного выхлопа турбины. Вся энергия газа используется для создания тяги, что повышает удельный импульс на 5–15 % по сравнению с открытыми схемами.

История

Первые теоретические работы по закрытому циклу были выполнены в 1940-х годах в СССР и США. Практическая реализация столкнулась с техническими сложностями, связанными с высокими температурами и давлениями в газогенераторе и турбине.

Советский Союз

В СССР разработка закрытого цикла началась в 1950-х годах под руководством В. П. Глушко и А. М. Исаева. Первым серийным двигателем с дожиганием стал РД-253, созданный в ОКБ-456 (ныне НПО «Энергомаш»). Он использовался на ракете-носителе «Протон» с 1965 года. РД-253 работал на топливной паре «несимметричный диметилгидразин (НДМГ) — азотный тетраоксид (АТ)» и имел закрытый цикл по окислителю.

Дальнейшее развитие привело к созданию двигателей РД-170 и РД-180, которые стали одними из самых мощных и эффективных ЖРД в мире. РД-170, разработанный для ракеты «Энергия», имел тягу 790 тонн и работал на керосине и жидком кислороде с дожиганием окислительного газа.

США

В США работы над закрытым циклом начались в 1960-х годах, но первые успешные двигатели появились только в 1990-х. Примером является RS-68 (разработчик — Rocketdyne), используемый на ракете Delta IV. Однако он имеет открытый цикл. Первым американским двигателем с дожиганием стал BE-4 (Blue Origin, 2010-е годы), работающий на сжиженном природном газе и жидком кислороде.

Китай и Европа

Китай разработал двигатель YF-100 (закрытый цикл по окислителю) для ракет «Чанчжэн-5» и «Чанчжэн-7». Европейский двигатель Vulcain 2 (Ariane 5) использует открытый цикл, но в 2020-х годах ведётся разработка Prometheus с закрытым циклом.

Классификация

Закрытые циклы делятся по типу газа, подаваемого в турбину:

• Цикл с дожиганием окислительного газа: В газогенераторе сжигается небольшое количество горючего с избытком окислителя. Полученный горячий окислительный газ вращает турбину, а затем смешивается с горючим в камере сгорания. Примеры: РД-253, РД-170, YF-100.
• Цикл с дожиганием восстановительного газа: В газогенераторе сжигается избыток горючего с недостатком окислителя. Восстановительный газ (содержащий водород или углерод) вращает турбину и дожигается в камере сгорания. Этот тип реже применяется из-за сложности управления.
• Цикл с дожиганием полного потока: Оба компонента (окислитель и горючее) проходят через отдельные газогенераторы и турбины, после чего смешиваются в камере сгорания. Этот вариант используется в двигателе РД-270 (разработка 1960-х годов, не пошёл в серию) и в современных проектах, таких как Raptor (SpaceX).

Преимущества и недостатки

Преимущества

• Высокий удельный импульс: На 5–15 % выше, чем у открытых циклов, за счёт полного использования энергии топлива.
• Эффективность: Меньший расход топлива на единицу тяги, что критично для многоразовых систем и дальних полётов.
• Компактность: При одинаковой тяге двигатели закрытого цикла могут быть меньше по габаритам.

Недостатки

• Сложность конструкции: Требуются высокотемпературные турбины, газогенераторы, устойчивые к агрессивным средам, и сложные системы управления.
• Высокое давление: В камере сгорания давление может достигать 200–300 атмосфер, что требует прочных и дорогих материалов.
• Стоимость: Разработка и производство таких двигателей значительно дороже открытых аналогов.
• Риск нестабильности: Возможны колебания давления и температуры, которые могут привести к разрушению двигателя.

Применение

Закрытый цикл используется в основном в мощных ракетных двигателях для тяжёлых носителей и верхних ступеней. Примеры:

• РД-180 (Россия, США) — двигатель для первой ступени ракеты Atlas V. Работает на керосине и жидком кислороде, закрытый цикл по окислителю.
• РД-191 (Россия) — двигатель для ракет «Ангара». Модификация РД-170 с одной камерой сгорания.
• LE-7 (Япония) — двигатель для ракеты H-II, работающий на жидком водороде и кислороде с закрытым циклом.
• Raptor (США, компания SpaceX) — двигатель для Starship, использующий закрытый цикл с дожиганием полного потока на метане и кислороде.

Интересные факты

• Первый в мире двигатель с закрытым циклом — РД-253 — был принят на вооружение в 1965 году и остаётся в эксплуатации до сих пор (в модернизированной версии РД-276).
• Двигатель РД-170 считается самым мощным ЖРД в истории (тяга 790 тонн в вакууме). Он использовался в ракете «Энергия» (1987–1988).
• В 2020-х годах компания SpaceX активно тестирует Raptor 2, который имеет закрытый цикл и работает на метане — это перспективное топливо для многоразовых систем.

Источники

• Глушко В. П. «Развитие ракетного двигателестроения в СССР». — М.: Машиностроение, 1987.
• Саттон Дж. П., Библарз О. «Ракетные двигатели». — М.: Мир, 2002.
• «Жидкостные ракетные двигатели». Под ред. В. М. Кудрявцева. — М.: Воениздат, 1975.
• Техническая документация НПО «Энергомаш» (Россия).
• Отчёты NASA и SpaceX о двигателях RS-68, Raptor.