Kryogenní raketový motor - Cryogenic rocket engine

Vulcain motor Ariane 5 raketa

A kryogenní raketový motor je raketový motor který používá a kryogenní palivo a okysličovadlo, tj. jak jeho palivo, tak okysličovadlo jsou plyny zkapalněné a skladované při velmi nízkých teplotách.^[1] Tyto vysoce účinné motory byly poprvé vzlétl v USA Atlas-kentaur a byly jedním z hlavních faktorů NASA Úspěch dosáhnout Měsíce pomocí Saturn V raketa.^[1]

Raketové motory spalující kryogenní pohonné hmoty se dodnes používají na vysoce výkonných horních stupních a posilovačích. Horní stupně jsou četné. Mezi posilovače patří ESA Ariane 5, JAXA je H-II a Spojené státy Delta IV a Space Launch System. Spojené státy, Rusko, Japonsko, Indie, Francie a Čína jsou jediné země, které mají funkční kryogenní raketové motory.

Kryogenní pohonné hmoty

RL-10 je časným příkladem kryogenního raketového motoru.

Raketové motory potřebují vysoké hmotnostní průtoky jak okysličovadla, tak paliva pro vytvoření užitečného tahu. Kyslík, nejjednodušší a nejběžnější oxidační činidlo, je v plynná fáze na standardní teplota a tlak, stejně jako vodík, nejjednodušší palivo. I když je možné skladovat pohonné hmoty jako stlačené plyny, vyžadovalo by to velké a těžké tanky, kterých by bylo možné dosáhnout orbitální vesmírný let obtížné, ne-li nemožné. Na druhou stranu, pokud jsou pohonné hmoty dostatečně chlazeny, jsou existovat v kapalná fáze při vyšší hustotě a nižším tlaku, což zjednodušuje skladování. Tyto kryogenní teploty se liší v závislosti na hnacím plynu, s kapalný kyslík existující pod -183 ° C (-297,4 ° F; 90,1 K) a kapalný vodík pod -253 ° C (-423,4 ° F; 20,1 K). Protože jeden nebo více hnacích plynů je v kapalné fázi, jsou všechny kryogenní raketové motory podle definice také raketové motory na kapalná paliva nebo hybridní raketové motory.^[2]

Byly vyzkoušeny různé kombinace kryogenních paliv a oxidačních činidel, ale kombinace kapalného vodíku (LH2 ) palivo a kapalný kyslík (LOX ) okysličovadlo je jedním z nejpoužívanějších.^[1]^[3] Obě komponenty jsou snadno a levně dostupné a po spálení mají jednu z nejvyšších entalpie vydání v spalování,^[4] vyrábějící a specifický impuls až 450 s při efektivní rychlost výfuku rychlostí 4,4 km za sekundu (2,7 mil / s).

Komponenty a spalovací cykly

Hlavní součásti kryogenního raketového motoru jsou spalovací komora, pyrotechnický iniciátor, vstřikovač paliva, palivo a okysličovadlo turbočerpadla, kryo ventily, regulátory, palivové nádrže a tryska raketového motoru. Pokud jde o přivádění pohonných látek do spalovací komory, kryogenní raketové motory jsou téměř výlučně napájeno čerpadlem. Motory napájené čerpadlem pracují v a cyklus generátoru plynu, a postupné spalování, nebo expandér. Motory s plynovým generátorem mají tendenci být používány na pomocných motorech kvůli jejich nižší účinnosti, motory s postupným spalováním mohou plnit obě role za cenu větší složitosti a expanzní motory se používají výhradně na horních stupních kvůli jejich nízkému tahu.^{[Citace je zapotřebí ]}

Raketové motory LOX + LH2 podle zemí

V současné době šest zemí úspěšně vyvinulo a nasadilo kryogenní raketové motory:

Země	Motor	Cyklus	Použití	Postavení
Spojené státy	RL-10	Expandér	Horní stupeň	Aktivní
	J-2	Generátor plynu	spodní stupeň	V důchodu
	SSME	Postupné spalování	Posilovač	Aktivní
	RS-68	Generátor plynu	Posilovač	Aktivní
	BE-3	Odběr spalování	New Shepard	Aktivní
	BE-7	Odběr spalování	Modrý měsíc (kosmická loď)	Aktivní
	J-2X	Generátor plynu	Horní stupeň	Vývojový
Rusko	RD-0120	Postupné spalování	Posilovač	V důchodu
	KVD-1	Postupné spalování	Horní stupeň	V důchodu
	RD-0146	Expandér	Horní stupeň	Vývojový
Francie	Vulcain	Generátor plynu	Posilovač	Aktivní
	HM7B	Generátor plynu	Horní stupeň	Aktivní
	Vinci	Expandér	Horní stupeň	Vývojový
Indie	CE-7.5	Postupné spalování	Horní stupeň	Aktivní
Indie	CE-20	Generátor plynu	Horní stupeň	Aktivní
Čínská lidová republika	YF-73	Generátor plynu	Horní stupeň	V důchodu
	YF-75	Generátor plynu	Horní stupeň	Aktivní
	YF-75D	Expandovací cyklus	Horní stupeň	Aktivní
	YF-77	Generátor plynu	Posilovač	Aktivní
Japonsko	LE-7 / 7A	Postupné spalování	Posilovač	Aktivní
Japonsko	LE-5 / 5A / 5B	Generátor plynu (LE-5) Expandér (5A / 5B)	Horní stupeň	Aktivní

Porovnání kryogenních raketových motorů prvního stupně

Modelka	SSME / RS-25	LE-7A	RD-0120	Vulcain2	RS-68	YF-77
Země původu	Spojené státy	Japonsko	Sovětský svaz	Francie	Spojené státy	Čínská lidová republika
Cyklus	Postupné spalování	Postupné spalování	Postupné spalování	Generátor plynu	Generátor plynu	Generátor plynu
Délka	4,24 m	3,7 m	4,55 m	3,00 m	5,20 m	4,20 m
Průměr	1,63 m	1,82 m	2,42 m	1,76 m	2,43 m	-
Suchá hmotnost	3 177 kg	1832 kg	3,449 kg	1,686 kg	6 696 kg	2700 kg
Pohonná látka	LOX /LH2	LOX /LH2	LOX /LH2	LOX /LH2	LOX /LH2	LOX /LH2
Tlak v komoře	18,9 MPa	12,0 MPa	21,8 MPa	11,7 MPa	9,7 MPa	10,2 MPa
Isp (vakuum)	453 s	440 s	454 s	433 s	409 s	438 s
Tah (vakuum)	2,278 MN	1,098 mil	1,961MN	1,120 mil	3,37 mil	673 kN
Tah (SL)	1,817MN	0,87 mil	1,517 mil	0,800 mil	2,949 mil	550 kN
Použito v	Raketoplán Space Launch System	H-IIA H-IIB	Energie	Ariane 5	Delta IV	Dlouhý 5. března

Porovnání kryogenních raketových motorů vyššího stupně

**Specifikace**
	RL-10	HM7B	Vinci	KVD-1	CE-7.5	CE-20	YF-73	YF-75	YF-75D	RD-0146	ES-702	ES-1001	LE-5	LE-5A	LE-5B
Země původu	Spojené státy	Francie	Francie	Sovětský svaz	Indie	Indie	Čínská lidová republika	Čínská lidová republika	Čínská lidová republika	Rusko	Japonsko	Japonsko	Japonsko	Japonsko	Japonsko
Cyklus	Expandér	Generátor plynu	Expandér	Postupné spalování	Postupné spalování	Generátor plynu	Generátor plynu	Generátor plynu	Expandér	Expandér	Generátor plynu	Generátor plynu	Generátor plynu	Expandovací cyklus krvácení （Expandér trysek）	Expandovací cyklus krvácení （Expandér komory）
Tah (vakuum)	66,7 kN (15 000 lbf)	62,7 kN	180 kN	69,6 kN	73 kN	200 kN	44,15 kN	78,45 kN	88,26 kN	98,1 kN (22,054 lbf)	68,6 kN (7,0 tf)^[5]	98 kN (10,0 tf)^[6]	102,9 kN (10,5 tf)	r121,5 kN (12,4 tf)	137,2 kN (14 tf)
Poměr směsi	5,5: 1 nebo 5,88: 1	5.0	5.8			5.05	5.0	5.2	6.0		5.2	6.0	5.5	5	5
Poměr trysek	40	83.1				100	40	80	80		40	40	140	130	110
Já_sp (vakuum)	433	444.2	465	462	454	443	420	438	442	463	425^[7]	425^[8]	450	452	447
Tlak v komoře: MPa	2.35	3.5	6.1	5.6	5.8	6.0	2.59	3.68		7.74	2.45	3.51	3.65	3.98	3.58
LH₂ TP ot / min			90,000					42,000	65,000	125,000	41,000	46,310	50,000	51,000	52,000
LOX TP ot / min			18,000								16,680	21,080	16,000	17,000	18,000
Délka m	1.73	1.8	2.2~4.2	2.14	2.14		1.44	2.8		2.2			2.68	2.69	2.79
Suchá hmotnost kg	135	165	550	282	435	558	236	550		242	255.8	259.4	255	248	285

Reference

^ ^A ^b ^C Bilstein, Roger E. (1995). Stages to Saturn: A Technological History of the Apollo / Saturn Launch Vehicles (NASA SP-4206) (The NASA History Series). NASA History Office. str.89 –91. ISBN 0-7881-8186-6.
^ Biblarz, Oscar; Sutton, George H. (2009). Prvky raketového pohonu. New York: Wiley. p.597. ISBN 0-470-08024-8.
^ Teplota zkapalňování kyslíku je 89 kelvinů, a při této teplotě má hustotu 1,14 kg / l. U vodíku je to 20 K, těsně nad absolutní nula, a má hustotu 0,07 kg / l.
^ Biswas, S. (2000). Kosmické perspektivy ve fyzice vesmíru. Bruxelles: Kluwer. p. 23. ISBN 0-7923-5813-9. „... [LH2 + LOX] má téměř nejvyšší specifický impuls.“
^ bez trysky 48,52 kN (4,9 tf)
^ bez trysky 66,64 kN (6,8 tf)
^ bez trysky 286.8
^ bez trysky 291.6

externí odkazy

[saturn-1] A ^b ^C Bilstein, Roger E. (1995). Stages to Saturn: A Technological History of the Apollo / Saturn Launch Vehicles (NASA SP-4206) (The NASA History Series). NASA History Office. str.89 –91. ISBN 0-7881-8186-6.

[isbn0-470-08024-8-2] Biblarz, Oscar; Sutton, George H. (2009). Prvky raketového pohonu. New York: Wiley. p.597. ISBN 0-470-08024-8.

[3] Teplota zkapalňování kyslíku je 89 kelvinů, a při této teplotě má hustotu 1,14 kg / l. U vodíku je to 20 K, těsně nad absolutní nula, a má hustotu 0,07 kg / l.

[isbn0-7923-5813-9-4] Biswas, S. (2000). Kosmické perspektivy ve fyzice vesmíru. Bruxelles: Kluwer. p. 23. ISBN 0-7923-5813-9. „... [LH2 + LOX] má téměř nejvyšší specifický impuls.“

[5] z trysky 48,52 kN (4,9 tf)

[6] z trysky 66,64 kN (6,8 tf)

[7] z trysky 286.8

[8] z trysky 291.6

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6]

[7]

[8]