극저온 로켓 엔진
Cryogenic rocket engine
극저온 로켓 엔진은 극저온 연료와 산화제를 사용하는 로켓 엔진이다. 즉, 연료와 산화제 모두 액화된 기체이며 매우 낮은 [1]온도로 저장된다.이 매우 효율적인 엔진들은 미국 아틀라스-센타우르호에 처음 탑재되었고, 나사가 새턴 [1]V 로켓으로 달에 도달하는데 성공한 주요 요인들 중 하나였다.
극저온 추진제를 연소하는 로켓 엔진은 오늘날에도 고성능 상부 스테이지와 부스터에 사용되고 있습니다.상위 단계는 수없이 많다.부스터는 ESA의 아리안 5, JAXA의 H-II, 미국의 델타 IV 및 우주 발사 시스템을 포함한다.극저온 로켓 엔진을 가동하는 나라는 미국, 러시아, 일본, 인도, 프랑스, 중국뿐이다.
극저온 추진제
로켓 엔진은 유용한 추력을 생성하기 위해 산화제와 연료의 높은 질량 유속을 필요로 한다.가장 단순하고 일반적인 산화제인 산소는 가장 단순한 연료인 수소와 마찬가지로 표준 온도와 압력에서 기체상에 있습니다.추진제를 가압 가스로 저장하는 것은 가능하지만, 이것은 궤도 우주 비행을 불가능하지는 않더라도 어렵게 만들 크고 무거운 탱크를 필요로 할 것이다.반면 추진제가 충분히 냉각되면 고밀도, 저압력으로 액상에 존재하기 때문에 탱크를 쉽게 만들 수 있다.이러한 극저온 온도는 추진제에 따라 달라집니다. 액체 산소는 -183°C(-297.4°F; 90.1K) 미만이고 액체 수소는 -253°C(-423.4°F; 20.1K) 미만입니다.추진제 중 하나 이상이 액체 상태이기 때문에, 모든 극저온 로켓 엔진은 정의상 액체 추진 로켓 [2]엔진입니다.
다양한 극저온 연료-산화제 조합이 시도되었지만, 액체 수소(LH2) 연료와 액체 산소(LOX) 산화제의 조합은 가장 [1][3]널리 사용되는 것 중 하나입니다.두 가지 구성 요소는 모두 쉽고 저렴하게 사용할 수 있으며 [4]연소 시 엔탈피가 가장 많이 방출되어 초당 4.4km(2.7mi/s; 마하 13)의 유효 배기 속도에서 최대 450s의 특정 임펄스를 생성합니다.
구성 요소 및 연소 주기
극저온 로켓 엔진의 주요 구성 요소는 연소실, 폭약식 이니시에이터, 연료 인젝터, 연료 및 산화제 터보펌프, 크라이오 밸브, 조절기, 연료 탱크 및 로켓 엔진 노즐입니다.연소실에 추진제를 공급하는 측면에서 극저온 로켓 엔진은 거의 전적으로 펌프 공급된다.펌프 공급 엔진은 가스 발생기 사이클, 단계별 연소 사이클 또는 팽창기 사이클로 작동합니다.가스 발생기 엔진은 효율이 낮기 때문에 부스터 엔진에 사용되는 경향이 있고, 단계별 연소 엔진은 복잡성이 커지지만 두 가지 역할을 모두 채울 수 있으며,[citation needed] 익스팬더 엔진은 추력이 낮아 상위 단계에서 독점적으로 사용됩니다.
국가별 LOX+LH2 로켓 엔진
현재, 6개국이 극저온 로켓 엔진을 성공적으로 개발하고 배치했습니다.
| 나라 | 엔진 | 사이클 | 사용하다 | 상황 |
|---|---|---|---|---|
 미국 | RL-10 | 익스팬더 | 상부 스테이지 | 활동적인 |
| J-2 | 가스 발생기 | 저단 | 은퇴한 | |
| SSME | 단계적 연소 | 부스터 | 활동적인 | |
| RS-68 | 가스 발생기 | 부스터 | 활동적인 | |
| BE-3 | 연소 탭오프 | 뉴셰퍼드 | 활동적인 | |
| BE-7 | 연소 탭오프 | 블루문 (우주선) | 활동적인 | |
| J-2X | 가스 발생기 | 상부 스테이지 | 발전적 | |
 러시아 | RD-0120 | 단계적 연소 | 부스터 | 은퇴한 |
| KVD-1 | 단계적 연소 | 상부 스테이지 | 은퇴한 | |
| RD-0146 | 익스팬더 | 상부 스테이지 | 발전적 | |
 프랑스. | 벌케인 | 가스 발생기 | 부스터 | 활동적인 |
| HM7B | 가스 발생기 | 상부 스테이지 | 활동적인 | |
| 빈치 | 익스팬더 | 상부 스테이지 | 발전적 | |
 인도 | CE-7.5 | 단계적 연소 | 상부 스테이지 | 활동적인 |
| CE-20 | 가스 발생기 | 상부 스테이지 | 활동적인 | |
 중화인민공화국 | YF-73 | 가스 발생기 | 상부 스테이지 | 은퇴한 |
| YF-75 | 가스 발생기 | 상부 스테이지 | 활동적인 | |
| YF-75D | 익스팬더 사이클 | 상부 스테이지 | 활동적인 | |
| YF-77 | 가스 발생기 | 부스터 | 활동적인 | |
 일본. | LE-7/7A | 단계적 연소 | 부스터 | 활동적인 |
| LE-5/5A/5B | 가스 발생기(LE-5) 익스팬더(5A/5B) | 상부 스테이지 | 활동적인 |
1단 저온 로켓 엔진 비교
| 모델 | SSME/RS-25 | LE-7A | RD-0120 | 벌케인 2 | RS-68 | YF-77 |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 원산지 | 미국 | 일본. |  소비에트 연방 | 프랑스. | 미국 | 중화인민공화국 |
| 사이클 | 단계적 연소 | 단계적 연소 | 단계적 연소 | 가스 발생기 | 가스 발생기 | 가스 발생기 |
| 길이 | 4.24m | 3.7 m | 4.55m | 3.00m | 5.20 m | 4.20 m |
| 직경 | 1.63m | 1.82 m | 2.42 m | 1.76 m | 2.43 m | - |
| 건조 중량 | 3,150 kg | 1,832 kg | 3,449 kg | 1,686 kg | 6,696 kg | 1,054 kg |
| 추진제 | LOX/LH2 | LOX/LH2 | LOX/LH2 | LOX/LH2 | LOX/LH2 | LOX/LH2 |
| 챔버 압력 | 18.9 MPa | 12.0MPa | 21.8 MPa | 11.7 MPa | 9.7 MPa | 10.2 MPa |
| ISP(vac) | 453초 | 440초 | 454초 | 433초 | 409초 | 430초 |
| 스러스트(vac) | 2.278MN | 1.098MN | 1.961MN | 1.120MN | 3.37MN | 0.7MN |
| 추력(SL) | 1.817MN | 0.87MN | 1.517MN | 0.800MN | 2.949MN | 0.518MN |
| 사용처 | 우주왕복선 우주발사시스템 | H-IIA H-IIB | 에네르기아 | 아리안 5 | 델타 IV | 긴 3월 5일 |
상단 극저온 로켓 엔진 비교
| RL-10 | HM7B | 빈치 | 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 | |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 원산지 | 미국 | 프랑스. | 프랑스. | 소비에트 연방 | 인도 | 인도 | 중화인민공화국 | 중화인민공화국 | 중화인민공화국 | 러시아 | 일본. | 일본. | 일본. | 일본. | 일본. |
| 사이클 | 익스팬더 | 가스 발생기 | 익스팬더 | 단계적 연소 | 단계적 연소 | 가스 발생기 | 가스 발생기 | 가스 발생기 | 익스팬더 | 익스팬더 | 가스 발생기 | 가스 발생기 | 가스 발생기 | 익스팬더 블리딩 사이클 [노즐 익스팬더] | 익스팬더 블리딩 사이클 [챔버 익스팬더] |
| 스러스트(vac) | 66.7 kN (15,000 lbf) | 62.7kN | 180kN | 69.6kN | 73kN | 200kN | 44.15kN | 83.585kN | 88.36kN | 98.1 kN (22,054 lbf) | 68.6kN(7.0tf)[5] | 98kN(10.0tf)[6] | 102.9kN(10.5tf) | r121.5kN(12.4tf) | 137.2kN(14tf) |
| 혼합비 | 5.5:1 또는 5.88:1 | 5.0 | 5.8 | 5.05 | 5.0 | 5.2 | 6.0 | 5.2 | 6.0 | 5.5 | 5 | 5 | |||
| 노즐비 | 40 | 83.1 | 100 | 40 | 80 | 80 | 40 | 40 | 140 | 130 | 110 | ||||
| Isp(휴가) | 433 | 444.2 | 465 | 462 | 454 | 443 | 420 | 438 | 442 | 463 | 425[7] | 425[8] | 450 | 452 | 447 |
| 챔버 압력:MPa | 2.35 | 3.5 | 6.1 | 5.6 | 5.8 | 6.0 | 2.59 | 3.68 | 4.1 | 5.9 | 2.45 | 3.51 | 3.65 | 3.98 | 3.58 |
| 좌측2 TP rpm | 90,000 | 42,000 | 65,000 | 125,000 | 41,000 | 46,310 | 50,000 | 51,000 | 52,000 | ||||||
| LOX TP rpm | 18,000 | 16,680 | 21,080 | 16,000 | 17,000 | 18,000 | |||||||||
| 길이 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 | ||||
| 건조 중량 kg | 135 | 165 | 550 | 282 | 435 | 558 | 236 | 245 | 265 | 242 | 255.8 | 259.4 | 255 | 248 | 285 |
레퍼런스
- ^ 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. pp. 89–91. ISBN 0-7881-8186-6.
- ^ Biblarz, Oscar; Sutton, George H. (2009). Rocket Propulsion Elements. New York: Wiley. p. 597. ISBN 0-470-08024-8.
- ^ 산소의 액상화 온도는 89 켈빈이며, 이 온도에서 산소의 밀도는 1.14 kg/l이다.수소의 경우 절대 영점 바로 위에 있는 20K이며, 밀도는 0.07kg/l이다.
- ^ Biswas, S. (2000). Cosmic perspectives in space physics. Bruxelles: Kluwer. p. 23. ISBN 0-7923-5813-9. "... [LH2+]LOX]는 거의 가장 높은 특정 임펄스를 가집니다."
- ^ 48.52kN(4.9tf) 노즐 없음
- ^ 66.64kN(6.8tf) 노즐 없음
- ^ 노즐 미포함 286.8
- ^ 노즐 없음 291.6
외부 링크
| 액체. 연료 |
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| 단단한 연료 | ||||||||||||||||||
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