Большая Советская энциклопедия

    (ЖРД)

    реактивный двигатель, работающий на жидком ракетном топливе. Схема ЖРД разработана К. Э. Циолковским (См. Циолковский) в 1903, доказавшим возможность использования ЖРД для межпланетных полётов. Предложенные им принципы конструктивного решения ЖРД были дополнены Ю. В. Кондратюком и сохранились в современных двигателях. Первые ЖРД были разработаны и испытаны американским учёным Р. Годдардом в 1923 и немецким учёным Г. Обертом в 1929. Над созданием ЖРД за рубежом работали французским учёный Р. Эно-Пельтри, немецкие учёные Э. Зенгер, Г. Вальтер и др. Первые отечественные ЖРД: ОРМ (опытный ракетный мотор) и ОРМ-1 построены и испытаны в Газодинамической лаборатории (См. Газодинамическая лаборатория) (ГДЛ) в 1930—1931 В. П. Глушко; ОР-2 и двигатель-10 разработаны в Группе изучения реактивного движения (См. Группа изучения реактивного движения) Ф. А. Цандером и испытаны в 1932—33.

    В 30-е гг. в СССР было создано семейство ЖРД ОРМ-1 — ОРМ-102. Эти ЖРД служили для отработки элементов конструкций, обеспечивающих зажигание, запуск, работу на режиме на различных жидких топливах, а также для практического использования в летательных аппаратах (например, ОРМ-50, ОРМ-52 и др.).

    С 40-х гг. в СССР и за рубежом разработано большое количество типов ЖРД, нашедших широкое применение на ракетах различного назначения и на некоторых самолётах. В 1942 в Германии были начаты лётные испытания ракеты Фау-2 В. фон Брауна с ЖРД тягой 245 кн конструкции В. Тиля. В 1943—46 на самолётах В. М. Петлякова, С. А. Лавочкина, А. С. Яковлева и П. О. Сухого были проведены лётные испытания вспомогательных авиационных ЖРД, созданных в Опытно-конструкторском бюро, выросшем из ГДЛ (ГДЛ-ОКБ). В СССР в начале 50-х гг. полёты совершали баллистические ракеты, ЖРД которых обладали значительно большей тягой. В дальнейшем под руководством Глушко, А. М. Исаева, С. А. Косберга и др. советских конструкторов были разработаны и созданы двигатели (см. рис. 1), обеспечившие полёты первых советских искусственных спутников Земли, искусственных спутников Солнца, Луны, Марса, автоматических станций на Луну, Венеру и Марс, космических кораблей, всех геофизических и др. ракет в 1949—72. ЖРД получили широкое развитие в США, Великобритании, Франции и др. странах.

    ЖРД состоит из камеры сгорания с соплом, систем подачи компонентов топлива, органов регулирования, зажигания и вспомогательных агрегатов (теплообменников, смесителей и др.). ЖРД развивает тягу от мн (микроракетные двигатели) до нескольких Мн (ЖРД 1-й ступени ракеты «Сатурн-5» создаёт тягу около 7 Мн); удельный импульс достигает

    для 2-компонентных и до

    для 3-компонентных топлив. Масса двигателя, отнесённая к единице тяги, составляет 0,7—2 г/н; габаритные размеры изменяются в широких пределах. ЖРД бывают с однократным и многократным запуском, одно- и многокамерные. Ракетные силовые установки могут быть одно- и многодвигательные. Система подачи топлива в ЖРД может быть вытеснительная или с турбонасосным агрегатом (ТНА) (рис. 2). ЖРД с ТНА бывают 2 основных схем: без дожигания генераторного газа и с дожиганием. В ЖРД с ТНА без дожигания генераторного газа продукты газогенерации после срабатывания в турбине выбрасываются в окружающую среду через вспомогательные сопла, часто являющиеся рулевыми. Генераторный газ, продукт неполного сгорания, имеет относительно низкую температуру, а вспомогательные сопла меньшую степень расширения, чем основные, поэтому удельный импульс, получаемый при истечении продуктов сгорания через вспомогательные сопла, меньше удельного импульса основной камеры ЖРД, т. е. имеет место потеря удельного импульса. В ЖРД с дожиганием генераторного газа относительно низкотемпературные продукты газогенерации, получаемые из основных компонентов топлива, после срабатывания в турбине направляются в камеру ЖРД для дожигания. Такие ЖРД не имеют потери удельного импульса, обусловленной приводом ТНА. По назначению различают ЖРД: основные (маршевые), корректирующие, тормозные, рулевые; микроракетные ЖРД могут быть стабилизирующими и ориентационными. Обычно ЖРД работают при постоянном давлении в камере сгорания, но микроракетные двигатели бывают импульсными. Разрабатываются комбинированные двигатели, использующие ЖРД: турбо- и воздушноракетные. По роду окислителя ЖРД бывают: азотно-кислотные, азоттетроксидные, кислородные, перекисьводородные, фторные и др.

    Проблемы, возникающие при создании ЖРД, многочисленны. Необходим рациональный выбор топлива, удовлетворяющего заданным удельному импульсу и условиям эксплуатации, а также совершенство рабочего процесса для достижения заданного удельного импульса. Требуется устойчивая работа на заданных режимах, без развитых низкочастотных и высокочастотных колебаний давления, вызывающих разрушительные вибрации двигателя. Охлаждение двигателя, подверженного воздействию агрессивных продуктов сгорания при весьма высоких температурах (до 5000 К) и давлениях

    усугубляемому в некоторых случаях присутствием конденсированной фазы, представляет значительные трудности. Большинство камер охлаждается одним из компонентов топлива. Если при этом не удаётся охладить сопло и камеру до температуры, требуемой условиями прочности (при использовании всего топлива), то в слое газа, прилегающем к стенке, создают пониженную температуру путём обогащения пристеночного слоя одним из компонентов. Часто применяется смешанное охлаждение, т. е. наружное и внутреннее одновременно (рис. 3). Для защиты стенок камеры и сопла от нагрева одновременно с их охлаждением широко применяют теплозащитные покрытия. Сложной задачей является надёжность подачи топлива (криогенного, агрессивного и др.) при давлениях

    и расходах до нескольких м/сек. Необходимо обеспечение минимальной массы двигателя. См. также ст. Реактивный двигатель,Ракетный двигатель.

    Лит.: Циолковский К. Э., Исследование мировых пространств реактивными приборами. Калуга, 1926; Добровольский М. В., Жидкостные ракетные двигатели, М., 1968; Алемасов В. Е., Дрегалин А. Ф., Тишин А. П., Теория ракетных двигателей, 2 изд., М., 1969; Петрович Г. В., Ракетные двигатели ГДЛ-ОКБ. 1929—1969, М., 1969; Волков Е. Б., Головков Л. Г., Сырицын Т. Л., Жидкостные ракетные двигатели, М., 1970; Rocket propulsion, Amst. — L. — N. Y., 1960.

    С. З. Копелев.

    Рис. 1. Кислородо-керосиновый 4-камерный жидкостный ракетный двигатель РД-107 с тягой 1 Мн (102 тс) первой ступени ракеты-носителя «Восток» (ГДЛ-ОКБ, 1954-57): 1 — рулевые камеры сгорания; 2 — основные камеры сгорания; 3 — силовая рама; 4 — газогенератор; 5 — теплообменник на турбине; 6 — насос окислителя; 7 — насос горючего.

    Рис. 2. Схема подачи топлива в жидкостном ракетном двигателе с турбонасосным агрегатом: 1 — топливные баки; 2 — парогенератор; 3 — турбонасосный агрегат; 4 — форсунки; 5 — камера сгорания; 6 — сопло.

    Рис. 3. Схема жидкостного ракетного двигателя со смешанным охлаждением: 1 — баллон со сжатым газом; 2 — редуктор давления; 3 — топливные баки; 4 — клапаны; 5 — камера сгорания; 6 — пояса подачи горючего для внутреннего охлаждения; 7 — сопло.

  1. Источник: Большая советская энциклопедия. — М.: Советская энциклопедия. 1969—1978.



  2. Большой энциклопедический словарь

    ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ двигатель (ЖРД) - химический ракетный двигатель, работающий на жидком топливе, состоящем в основном из окислителя (кислород, оксиды азота и т. д.) и горючего (водород, углеводороды, диметилгидразин и т. д.). Топливом может быть также жидкость, способная к каталитическому разложению, напр., гидразин.

  3. Источник: Большой Энциклопедический словарь. 2000.



  4. Большой англо-русский и русско-английский словарь

    liquid-propellant engine, liquid-propellant rocket

  5. Источник: Большой англо-русский и русско-английский словарь



  6. Англо-русский словарь технических терминов

    liquid-propellant rocket, liquid-propellant engine

  7. Источник: Англо-русский словарь технических терминов



  8. Энциклопедический словарь

    жи́дкостный раке́тный дви́гатель

    (ЖРД), химический ракетный двигатель, работающий на жидком топливе, состоящем в основном из окислителя (кислород, оксиды азота и т. д.) и горючего (водород, углеводороды, диметилгидразин и т. д.). Топливом может быть также жидкость, способная к каталитическому разложению, например гидразин.Схема жидкостного ракетного двигателя с турбонасосным агрегатом.

    * * *

    ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

    ЖИ́ДКОСТНЫЙ РАКЕ́ТНЫЙ ДВИ́ГАТЕЛЬ (ЖРД), химический ракетный двигатель(см. РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ), работающий на жидком топливе, состоящем в основном из окислителя (кислород, оксиды азота и т. д.) и горючего (водород, углеводороды, диметилгидразин и т. д.). Топливом может быть также жидкость, способная к каталитическому разложению, напр., гидразин(см. ГИДРАЗИН).

  9. Источник: Энциклопедический словарь



  10. Большой энциклопедический политехнический словарь

    (ЖРД) - реактивный двигатель, работающий на жидком ракетном топливе. Схема ЖРД разработана К. Э. Циолковским в 1903. ЖРД состоит из камеры сгорания с соплом, систем подачи компонентов топлива, органов регулирования, зажигания и вспомогат. агрегатов (теплообменников, смесителей и др.). Подача топлива в ЖРД может быть вытеснительной или с помощью турбонасосного агрегата (ТНА), приводимого в действие генераторным газом, вырабатываемым в газогенераторе. Большинство камер сгорания охлаждается одним из компонентов топлива. Уд. импульс ЖРД с ТНА достигает 3400 м/с для топлива кислород - керосин и 4700 м/с для топлива кислород - водород. Созданы ЖРД с тягой от долей Н (микроракетные двигатели) до неск. МН (двигатели РН). Масса от неск. сотен г до 10 т. ЖРД - осн. двигатель совр. космонавтики. Их применяют в качестве основных (маршевых), корректирующих, тормозных, рулевых. Жидкостные ракетные микродвигатели могут быть стабилизирующими, ориентационными, индивидуальными. См. рис.

    Схема жидкостного ракетного двигателя с вытеснительной подачей топлива: 1 - баллон со сжатым газом; 2 - редуктор; 3 - топливные баки; 4 - клапаны; 5 - камера сгорания; 6 - пояса подачи горючего для внутреннего охлаждения; 7 - сопло

    Схема жидкостного ракетного двигателя с вытеснительной подачей топлива: 1 - баллон со сжатым газом; 2 - редуктор; 3 - топливные баки; 4 - клапаны; 5 - камера сгорания; 6 - пояса подачи горючего для внутреннего охлаждения; 7 - сопло

    Жидкостный ракетный двигатель РД-253 первой ступени ракеты-носителя Протон (тяга 1635 кН, удельный импульс 3100 м/с, масса залитого ЖРД 1460 кг, высота 2,72 м, максимальный диаметр камеры 1,5 м, время работы 130с)

    Жидкостный ракетный двигатель РД-253 первой ступени ракеты-носителя "Протон" (тяга 1635 кН, удельный импульс 3100 м/с, масса залитого ЖРД 1460 кг, высота 2,72 м, максимальный диаметр камеры 1,5 м, время работы 130с)

    Схема подачи топлива в жидкостном ракетном двигателе с турбонасосным агрегатом: 1 - топливные баки; 2 - газогенератор; 3 - турбонасосный агрегат; 4 - форсунки; 5 - камера сгорания; 6 - сопло

    Схема подачи топлива в жидкостном ракетном двигателе с турбонасосным агрегатом: 1 - топливные баки; 2 - газогенератор; 3 - турбонасосный агрегат; 4 - форсунки; 5 - камера сгорания; 6 - сопло

  11. Источник: Большой энциклопедический политехнический словарь



  12. Русско-английский политехнический словарь

    liquid-propellant rocket, liquid-propellant engine

  13. Источник: Русско-английский политехнический словарь



  14. Dictionnaire technique russo-italien

    авиац. propulsore a propellente liquido

  15. Источник: Dictionnaire technique russo-italien



  16. Большой Энциклопедический словарь

  17. Источник: