LRE на висококипящо гориво
LRE на висококипящо гориво
Наред с кислородно-керосиновите и кислородно-водородните горива, съдържащи втечнени газове и наречени криогенни горива, в космическите ракети широко се използват висококипящи горива, чиито компоненти са течности при нормални външни условия. Тези горива са по-ниски от двойката кислород-керосин по специфичен импулс, но я превъзхождат по плътност. Използването на висококипящи горива в ракетната технология в голям мащаб започва със създаването в края на 1950-те и началото на 1960-те години на балистични ракети с голям обсег, работещи с тези горива. Проблемите на експлоатацията на ракетата и съвместимостта на горивата с конструктивните материали, свързани с токсичността и химическата агресивност на висококипящите горива, бяха успешно решени.
Един от първите космически ракетни двигатели, които използват горива с висока температура на кипене, е двигателят РД-214, който се използва от 1962 г. в първата степен на ракетата от серията Космос. РД-214 развива тяга от 74 тона и работи с окислител на азотна киселина (АК) - смес от азотни оксиди с азотна киселина - и продукт от преработката на керосин. Съвременните висококипящи горива са по-ефективни, в които азотният тетроксид (AT) е окислител, а несиметричният диметилхидразин (UDMH) или неговата смес с хидразин, наречена аерозин, е горивото (AK-UDMH горивото заема междинна позиция).
Предимствата на горивата с висока температура на кипене, съдържащи UDMH и аерозин, включват и тяхното самозапалване при контакт с горивните компоненти. Наличието на тези горива позволява да се създават ракетни двигатели с течно гориво, които са прости по конструкция, надеждни при работа и имат ниско специфично тегло. Двигателите, работещи с гориво AK-NDMG, включват еднокамерен ракетен двигател с течно гориво с тяга 7,3 тона от американската компания Bell, който се използва от 1959 г. на универсална ракета за голяма височинаетап "Аджен" и LRE RD-216, разработен от GDL-OKB през 1958-1960 г. и се използва на първата степен на една от ракетите от серията Космос. RD-216 се състои от два идентични ракетни двигателя с обща система за изстрелване. LRE - двукамерен, с турбопомпени агрегати, разположени между камерите, в района на минималното им сечение. Всяка LRE развива тяга от 88 тона и има специфичен импулс от 2860 m/s при налягане в камерата от 74 atm.
От многобройните космически ракетни двигатели, работещи с азотни тетраоксидни горива, тук ще посочим само мощните двигатели на американската компания Aerojet, които се използват в първия и втория етап на вече споменатата ракета Титан-3 (съответно във втория и третия етап във версията на ракетата с ракетни двигатели с твърдо гориво).
Двигателят на първата степен на космическата ракета "Титан-3" се състои от два еднокамерни течно-ракетни двигателя LR87-AJ-9, развиващи обща тяга 215 тона и специфичен импулс около 2810 m/s при налягане в камерите 55 atm. Този двигател е най-добрият сред чуждестранните ракетни двигатели по отношение на специфичното тегло - 6,9 kg/t. Втората степен на „Титан-3” е оборудвана с еднокамерен LRE 1..LR91-AJ-9 с тяга около 45 тона и специфичен импулс 3040 m/s, работещ при налягане 58 atm. При този ракетен двигател с течно гориво изгорелите газове на турбината се изпускат във въртяща се дюза, която контролира положението на ракетата спрямо надлъжната ос. При стартиране на разглежданите двигатели въртенето на турбопомпените агрегати се извършва от прахови газове от пиростартери, монтирани на корпуса на турбината.
Описаните ракетни двигатели Aerojet са използвани по-специално през 1965-1966 г. на модифицирана междуконтинентална балистична ракета "Титан-2", която осигури изстрелването на десет космически кораба Gemini.