Ми звикли говорити про звичні нам окисники, що їх використовують ракетні двигуни, як-то рідкий кисень, азотний тетраоксид чи, навіть, азотна кислота. Проте існує набагато більше таких речовин, які не настільки “популярні” в ракетній техніці; прикладом такої є пероксид водню (хім. ф.: H2O2).
Використання перекису водню в якості окисника дещо спрощує конструкцію ракетного двигуна (потенційно й надійності) та зменшує час його розробки.
Окрім зазначених в цій статті, є й інші РД, що використовують перекис в якості окисника, наприклад двигуни серії Gamma, версії яких використовували ракети “Black Arrow”, рушій британської крилатої ракети “Blue Steel” та вогняне серце “HWK 109-509” ракетоплана Me.163 “Komet” (про два останніх я колись вже писав). Але сьогодні зосередимось на радянських двигунах верхніх ступенів ракет.
1960 року в “Енергомаші” ім. В.П. Глушко розпочались роботи по створенню РД-502. Це був альтернативний двигун для верхніх ступенів ракети “Протон”. Планувалось спочатку дослідити можливість створення двигуна великої тяги на парі перекис-пентаборан (B5H9), а потім перейти на більш енергетичні палива як-то гідрид берилію, який обіцяв приємне підвищення питомого імпульсу.
РД-502 мав працювати в “космосі” з тягою у 10т. при власній вазі близько 130кг. Проте за габаритами він був дещо більшим, ніж здається з вище зазначених цифр: діаметром 1.3 та висотою 2.5 м.
Двигун пожирав 98-% перекис водню, який спершу проходив сорочкою охолодження а потім потрапляв у газогенератор, що використовував твердотільний каталізатор що розкладав його. Використання окисника в якості охолоджуючого тіла не є вельми надійним рішенням коли створюєш новий двигун та й намагаєшся приручити новий вид палива (точніше окисника). Але це вимушена міра, спричинена недостатньою “охолоджувальною здатністю” пентаборану (який до того ж є вельми токсичною речовиною).
Після газогенератора парогаз потрапляв на турбіну турбонасосного агрегату, що приводила в рух насоси, а далі через форсунки потрапляв в саму камеру згоряння, яка знаходилась під тиском 147 Бар. Тобто, як бачимо, окрім використання перекису в якості охолоджуючої рідини інженери вирішили зробити двигун ще й замкненого циклу.
Всі ці міри призвели до того, що РД-502 міг похвалитись 375-ма секундами питомого імпульсі, що не на рівні якогось RS-68 (який є кріогенним двигуном відкритого циклу, хоча кисень-водневим, як варто зазначити), проте він працює на висококиплячому паливі, що є плюсом для верхніх ступенів.
Для регулювання тяги частина пероксиду водню пропускалась повз газогенератор, тим самим зменшуючи потужність турбіни і, як наслідок, призводило до зменшення потоку палива та окисника через насоси.
За дев’ять років проєкт згорнули і двигуна так і не побачив “Протон”. Хоча, як на мене, це й не дивно, адже його спочатку позиціонували як дослідницький агрегат.
Подальші роботи над двигунами з окисником нинішньої статті продовжились у 1969-му в проєкті іншого “вакуумного” двигуна — РД-510. Він вже не спалював пентаборан, а використовував більш безпечний гас.
Задачею було створення двигуна тягою вже 12т. для злітно-посадкового комплексу Л-3М, проте через зупинку проєкту Н-1 робота продовжилась в режимі дослідницької.
РД-510 виріс по масі до 220 кг. (в порівнянні з попередником), проте став трошки компактнішим. Він був побудований по тій же замкненій схемі, проте перехід на гас дозволив відійти від охолодження двигуна перекисом, що позитивно вплинуло на конструкційні якості.
Використання гасу також збільшило густину паливної пари — близько 1.280 г/см³ (залежно від концентрації перекису), що є трохи більше, ніж може похвалитись досліджена на той час зв’язка АТ-НДМГ.
Проте, як уже міг здогадатись читач, питомий імпульс тепер став не таким “привабливим” та скоротився до 329 підтверджених випробуваннями секунд. Він також умів дроселювати свою тягу в широкому діапазоні значень та багаторазово перезапускатись, а перехід на охолодження гасом дозволив краще відводити залишки теплоти при вимкненні.
Не зважаючи на обширну програму тестування, в 1979 році роботи над двигуном були згорнуті і він посів своє місце в історії.
Напрацювання, отримані від роботи над попередніми двома двигунами лягли в основу компактного РРД зі здатністю перезапускатись багато раз за політ, нетоксичною паливною парою та великим часом перебування в космосі. В 1993-му те саме “Енергомаш” створило “перекисну” модифікацію двигуна РД-161, який отримав індекс “П”.
РД-161П також побудований за замкнутою схемою, в якій доспалюється парогаз. Пройшовши через газогенератор, висококонцентрований (93-97%) пероксид розкладається, досягаючи температури у 850°С та пройшовши через турбіну, потрапляє в камеру згоряння (тиск в якій в порівняння з попередніми двигунами знизився до 122 Бар.) де зустрічається з гасом.
Через те, що (за словами розробників) задачею було підтвердження можливості створення компактного двигуна для верхніх ступенів та розгінних блоків, його сопло було дещо вкорочене та мало потенціал до покращення питомого імпульсу на 3-5%. “Базовий” же складав всього 319с., що є менше такого у відомого всім SpaceX-івсього Merlin Vac., хоча той взагалі відкритого циклу.
Цікавою особливістю “перекисних” двигунів є їхня здатність працювати у так. зв. “однокомпонентному” режимі. РД-161П не є виключенням.
Завдяки тому, що турбіна ТНА приводиться в рух парогазом, який утворюється під час розкладання окисника на каталізаторі та не потребує другого компоненту палива (як-то інші РД), паливо взагалі можна не подавати. В такому разі двигун використовує парогаз як єдине робоче тіло, а його температура не є такою високою, як під час повноцінного горіння.
В такому режимі РД-161П здатний видавати 1.5т. тяги з 2.5 тон у двокомпонентному.
Дякую всім за увагу та до зустрічі.