Создание надежных и эффективных средств выведения космических аппаратов (КА) невозможно без соответствующей двигателестроительной базы. Ракетные двигатели на жидком и твердом топливе (ЖРД и РДТТ), используемые сегодня в ракетах-носителях (РН) и космических аппаратах, во многом определяют их облик, характеристики и возможности.

Разработка первых "космических" ЖРД началась в СССР и США практически одновременно в конце 50-х - начале 60-х гг. В основном это были двигатели для верхних ступеней (разгонных блоков) первых носителей, созданных на базе боевых ракет. Как правило, все они представляли собой однокамерные ЖРД небольшой тяги (35…305 кН). Выполнялись они по схеме без дожигания генераторного газа. Характерно, что по основным параметрам технический уровень однотипных двигателей этого периода в обеих странах был примерно одинаков.

Отличительными особенностями ЖРД космического назначения по сравнению с их "боевыми собратьями" стали, во-первых, многократность запуска или наличие нескольких режимов работы и, во-вторых, применение более широкого спектра компонентов топлива, в том числе криогенных.

Отечественные конструкторы создали двигатели РД-219 (1962 г.) и Д-49 (1964 г.) на азотнокислотных окислителях и несимметричном диметилгидразине (НДМГ) для вторых ступеней РН "Циклон" и "Космос"; кислородно-керосиновые ЖРД РД-0109 (1959 г.), РД-0110 (1961 г.) и С1.5400 (1965 г.) для блоков "Е", "И" и "Л" РН "Восток" и "Молния"; ЖРД РД-119 (1962 г.) на кислороде и НДМГ для второй ступени начального варианта РН "Космос". При этом двигатель С1.5400 выполнялся по схеме с дожиганием окислительного газа. В это же время конструкторы США создали ЖРД LR-81-BA (1958 г.) и AJ-10-110 (1961 г.) на азотной кислоте и НДМГ для ступеней Agena и Delta, ЖРД AJ-10-138 (1964 г.) на азотном тетраоксиде (АТ) и "аэрозине-50" для ступени Transtage; кислородно-водородный ЖРД RL-10-A1 (1961 г.) для ступени Centaur-A. Отметим, что последний двигатель был выполнен по безгазогенераторной схеме с газификацией водорода в тракте охлаждения камеры, он обладал значительным ресурсом и являлся первым в мире кислородно-водородным ЖРД.

Следующий этап развития ЖРД космического назначения связан с разработкой в 60-х годах тяжелых и сверхтяжелых РН: Saturn-IB и Saturn-V в США, "Протон" и Н1 в СССР. Для этого этапа характерно существенное увеличение тяги "космических" ЖРД, особенно предназначенных для первых ступеней. К решению этой трудной задачи отечественные и американские конструкторы подошли по-разному.

В СССР победило стремление увеличить не только тягу, но и экономичность новых "космических" двигателей. Для этого в них по аналогии с "боевыми" ЖРД было форсировано внутрикамерное давление до 15 МПа и широко применены схемы с дожиганием генераторного газа (замкнутые схемы). Для первой ступени РН "Протон" и первой и второй ступеней РН Н1 были созданы однокамерные ЖРД РД-253 (1965 г.) на AT и НДМГ и НК-15 (1968 г.) на жидком кислороде и керосине. В этих двигателях, выполненных по схеме с дожиганием окислительного газа, достигнуты наивысшие в мире для данного периода показатели конструктивного совершенства и экономичности - их удельные массы соответственно равны 0,72 и 0,81 кг/кН, а удельные импульсы у Земли составляют 2795 и 2970 Н·с/кг.

Двигатель РД-253 для тяжелой РН "Протон" (стартовая масса около 690 т) является почти оптимальным по тяге, и на ее первой ступени установлено лишь шесть таких ЖРД. На сверхтяжелой РН Н1 (стартовая масса более 2900 т) конструкторы были вынуждены установить уже тридцать НК-15.

Американские специалисты в этот период сосредоточили все свои усилия только на наращивании тяги единичных ЖРД, сохраняя практически неизменными их остальные технические характеристики. Это позволило им очень быстро (к 1966 г.) создать самые мощные по тому времени однокамерные криогенные двигатели для РН Saturn-V - кислородно-керосиновый ЖРД F-1 (6770 кН) и кислородно-водородный ЖРД J-2 (1023 кН).

Оба двигателя выполнены по простой и хорошо освоенной схеме без дожигания генераторного газа, максимально конструктивно упрощены и имеют по сравнению с РД-253 и НК-15 низкие параметры рабочих процессов и экономичность. Так, у двигателя F-1 удельный импульс составляет лишь 2603 Н·с/кг. Уступают американские F-1 и J-2 отечественным двигателям и по конструктивному совершенству (удельная масса соответственно равна 1,16 и 1,53 кг/кН). Однако именно F-1 и J-2 обеспечили успешные полеты американских астронавтов на Луну.

Третьим серийным американским кислородно-водородным двигателем стал мощный однокамерный ЖРД SSME - Space Shuttle Main Engine (главный двигатель космического челнока). Он был создан фирмой Rocketdyne, выбранной NASA после длительного и всестороннего изучения конкурсных проектов. SSME следует рассматривать как комплексную разработку всей американской двигателестроительной промышленности, хотя основной вклад внесен фирмой Rocketdyne.

Для создания SSME понадобилось 10 лет (с 1972 по 1981 гг.). Однако и в последующие годы данный двигатель постоянно совершенствовался. В основу конструкции был положен принцип блочности.

SSME построен по схеме с дожиганием в камере восстановительного генераторного газа, выработка которого производится в двух газогенераторах. Первый вырабатывает газ с температурой 950К и питает турбину автономного ТНА водорода, второй производит газ с температурой 800К для привода аналогичного ТНА кислорода. Отработав на соответствующих турбинах, газы направляются по газоводам в камеру сгорания, где дожигаются с оставшимися компонентами реактивного топлива. При этом в обоих газогенераторах газифицируется около 80 % водорода и 10 % кислорода.

Камера SSME состоит из блока смесительной головки и двух охлаждаемых съемных блоков корпуса - камеры сгорания с небольшим участком сопла (до степени расширения 5) и оставшейся части сопла. На охлаждение первого блока корпуса используется около 20 % жидкого водорода, который затем последовательно поступает на привод ТНА горючего, охлаждение корпусов турбин, газоводов и пористых днищ смесительной головки.

Смесительная головка SSME - литая, стальная. Днища охлаждаются водородом. На 13-ти концентрических окружностях расположено 600 двухкомпонентных коаксиальных струйных форсунок типа "трубка в трубке". Все трубки стальные, они соединяются с днищами путем сварки трением. По внутренним трубкам в камеру поступает жидкий кислород. Газообразный водород охлаждает выступающие форсунки и создает пристеночную газовую завесу. Через щели остальных форсунок в камеру поступает генераторный газ. В центре головки размещается электросвеча.

Первый блок корпуса (до степени расширения 5) имеет паяно-сварную оболочечную конструкцию. Его внутренняя стенка из сплава меди, серебра и циркония имеет 390 выфрезерованных продольных каналов охладителя. Температура внутренней стенки в критическом сечении не превышает 810К. Наружная оболочка, которая состоит из двух половин, изготовленных штамповкой из высокопрочного никелевого сплава, припаивается серебряным припоем по всей поверхности.

Второй блок корпуса выполнен из 1086 стальных нержавеющих трубок, имеющих увеличивающееся к срезу сопла прямоугольное поперечное сечение и стенки с толщиной около 0,2 мм. Трубки отпрофилированы, соединены между собой пайкой серебряным припоем.

Оба газогенератора практически идентичны по конструкции. Они содержат смесительные головки и двухстенные цилиндрические корпуса из жаростойкого сплава на никель-кобальтовой основе. Корпуса имеют наружное регенеративное и внутреннее завесное охлаждение водородом от периферийного ряда форсунок. На смесительных головках со стороны зон горения установлены крестообразные плоские двухстенные антипульсационные перегородки, охлаждаемые водородом. По центру головок газогенераторов расположены электросвечи.

ТНА кислорода и водорода приводятся одинаковыми осевыми двухступенчатыми реактивными газовыми турбинами. Турбины и насосы обоих ТНА установлены соосно и вращаются с постоянной частотой: 465 рад/с в ТНА кислорода и 580 рад/с в ТНА водорода. В насосе окислителя через первую ступень с двухсторонней крыльчаткой закрытого типа проходит весь кислород. Давление на выходе первой ступени около 32 МПа. Вторая ступень данного насоса является малорасходной, обеспечивает дополнительное (до 53 МПа) повышение давления кислорода, направляемого в газогенераторы. В насосе горючего все три ступени с одинаковыми односторонними крыльчатками закрытого типа обеспечивают результирующее повышение давления водорода до 43 МПа. Подшипники в обоих ТНА шариковые, сдвоенные. Они охлаждаются и смазываются основными компонентами. Важной особенностью турбин ТНА является охлаждение их корпусов газообразным водородом, для чего они выполнены двухстенными.

Бустерные насосные агрегаты окислителя и горючего содержат одноступенчатые осевые насосы и осевые турбины - гидравлическую шестиступенчатую турбину по кислороду и газовую двухступенчатую по водороду. Первый имеет мощность около 1,1 МВт, вращается с частотой 85 рад/с и повышает давление кислорода с 0,7 до 3,2 МПа. Второй имеет мощность около 2,1 МВт, вращается с частотой 267 рад/с и повышает давление водорода с 0,2 до 1,9 МПа.

Запуск - плавный, бесступенчатый. Он производится по принципу "самозапуска" от давления на входе в двигатель и обеспечивается первоначальным воспламенителем в обоих газогенераторах от электросвеч. Управление запуском и выключением, а также регулирование тяги и соотношения компонентов в ходе работы ЖРД осуществляются пятью основными шаровыми клапан-регуляторами с гидроприводами. Они установлены в магистралях питания камеры и газогенераторов. Имеется развитая система контроля и диагностирования текущего технического состояния двигателя и протекающих в нем процессов, обеспечивающая предотвращение отказов и аварийных ситуаций.

Сегодня ЖРД SSME является самым совершенным американским "космическим" двигателем. Это единственный в мире ЖРД, реально обеспечивающий многоразовое (до 25 полетов) использование.

В последующие годы конструкторы США не создали ни одного нового мощного ЖРД, концентрируя все свои усилия только на модернизации существующих двигателей, а также на совершенствовании технологии их производства, снижении стоимости и повышении надежности.

	Двигатель SSME