Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) — химический ракетный двигатель, использующий в качестве ракетного топлива жидкости, в том числе сжиженные газы. По количеству используемых компонентов различаются одно-, дву- и трёхкомпонентные ЖРД.

Основной агрегат ЖРД, где создается тяга – камера ЖРД, работающая на двухкомпонентном топливе приведена на рисунке 1 Она состоит из камеры сгорания (КС) 6 и сопла 7, конструктивно представляют собой одно целое. Камера сгорания имеет смесительную головку 4, на которой размещены специальные устройства форсунки 3 и 5, служащие для подачи компонентов топлива в КС. Стенки камеры изготавливают, как правило, двойными для создания зазора между внутренней огневой стенкой 2 и наружной силовой рубашкой, связанных между собой с помощью гофр, ребер или выштамповок. По зазору протекает компонент или компоненты топлива, охлаждающие КС.

Рабочий процесс в камере ЖРД можно представить в следующем виде. Горючее и окислитель впрыскиваются под давлением в камеру сгорания через форсунки, дробятся на мелкие капли, перемешиваются, испаряются и воспламеняются. Воспламенение (зажигание) топлива может осуществляться химическими, пиротехническими и электрическими средствами (часто компоненты топлива являются самовоспламеняющимися).

Топливо после воспламенения горит при высоких давлениях (в некоторых случаях до 15 – 20 МПа и более). При горении топлива образуются газообразные продукты сгорания (рабочее тело), нагретые до высоких температур (3000 – 4500 К), которые истекают из камеры сгорания в окружающее пространство через сопло. По мере движения ПС по длине сопла температура и давление их уменьшаются, а скорость возрастает, переходя через скорости звука в минимальном (критическом) сечении сопла. На выходе из сопла скорость истечения достигает 2700 – 4500 м/с. Чем больше секундный расход массы и скорость газа на выходе из сопла, тем больше тяга, создаваемая КС.

В общем же случае ЖРД состоит из КС (или нескольких камер), систем регулирования и подачи компонентов топлива, исполнительных устройств для создания управляющих моментов, соединительных магистралей и т. п. Система регулирования осуществляет автоматическое поддержание или программированное изменение параметров в камере для обеспечения заданных величин тяги, определенного соотношения компонентов, устойчивой работы КС, а также управляет переходными процессами, например запуском и остановкой двигателя. Для системы регулирования применяют различные клапаны, редукторы, запальные устройства и другие элементы, называемые органами автоматики, назначение которых осуществлять определенные операции в заданной последовательности.

Схемы жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) отличаются главным образом системами подачи топлива. В ЖРД любой схемы давление топлива перед камерой сгорания должно быть больше давления в камере, иначе невозможно будет подавать компоненты топлива через форсунки. Существует две системы подачи топлива – вытеснительная и насосная. Первая более простая и используется преимущественно в двигателях сравнительно небольших ракет, вторая – в двигателях ракет дальнего действия.

При вытеснительной подаче компоненты топлива подаются в камеру сгорания при помощи сжатого газа, поступающего через редуктор в топливные баки. Редуктор обеспечивает постоянство давления в топливных баках и равномерную подачу топлива в камеру сгорания. В этом случае в баках ракеты устанавливается большое давление, поэтому они должны быть достаточно прочными. Это увеличивает вес конструкции, это увеличивает вес конструкции, что является недостатком всех вытеснительных систем подачи топлива.

Ракеты-носители и двигательные установки различных космических аппаратов являются преимущественной областью применения ЖРД.

К преимуществам ЖРД можно отнести следующие:

* Самый высокий удельный импульс в классе химических ракетных двигателей (свыше 4 500 м/с для пары кислород-водород,для керосин-кислород — 3 500 м/с).

* Управляемость по тяге: регулируя расход топлива, можно изменять величину тяги в большом диапазоне, и полностью прекращать работу двигателя с последующим повторным запуском. Это необходимо при маневрировании аппарата в космическом пространстве.

* При создании больших ракет, например, носителей, выводящих на околоземную орбиту многотонные грузы, использование ЖРД позволяет добиться весового преимущества по сравнению с твёрдотопливными двигателями (РДТТ). Во-первых, за счёт более высокого удельного импульса, а во-вторых за счёт того, что жидкое топливо на ракете содержится в отдельных баках, из которых оно подается в камеру сгорания с помощью насосов. За счет этого давление в баках существенно (в десятки раз) ниже, чем в камере сгорания, а сами баки выполняются тонкостенными и относительно лёгкими. В РДТТ контейнер топлива является одновременно и камерой сгорания, и должен выдерживать высокое давление (десятки атмосфер), а это влечёт за собой увеличение его веса. Чем больше объём топлива на ракете, тем больше размер контейнеров для его хранения, и тем больше сказывается весовое преимущество ЖРД по сравнению с РДТТ, и наоборот: для малых ракет наличие турбонасосного агрегата сводит на нет это преимущество.

Недостатки ЖРД:

* ЖРД и ракета на его основе значительно более сложно устроены, и более дорогостоящи, чем эквивалентные по возможностям твёрдотопливные (несмотря на то, что 1 кг жидкого топлива в несколько раз дешевле твёрдого). Транспортировать жидкостную ракету необходимо с бо́льшими предосторожностями, а технология подготовки её к пуску более сложна, трудоемка и требует больше времени (особенно при использовании сжиженных газов в качестве компонентов топлива), поэтому для ракет военного назначения предпочтение в настоящее время оказывается твёрдотопливным двигателям, ввиду их более высокой надёжности, мобильности и боеготовности.

* Компоненты жидкого топлива в невесомости неуправляемо перемещаются в пространстве баков. Для их осаждения необходимо применять специальные меры, например, включать вспомогательные двигатели, работающие на твёрдом топливе или на газе.

* В настоящее время для химических ракетных двигателей (в том числе и для ЖРД) достигнут предел энергетических возможностей топлива, и поэтому теоретически не предвидится возможность существенного увеличения их удельного импульса, а это ограничивает возможности ракетной техники, базирующейся на использовании химических двигателей, уже освоенными двумя направлениями:

1. Космические полёты в околоземном пространстве (как пилотируемые, так и беспилотные).

2. Исследование космоса в пределах Солнечной системы с помощью автоматических аппаратов (Вояджер,Галилео).

Если кратковременная пилотируемая экспедиция к Марсу или Венере на ЖРД ещё представляется возможной (хотя существуют сомнения в целесообразности такого рода полётов), то для путешествия к более далёким объектам Солнечной системы размеры необходимой для этого ракеты и длительность полёта выглядят нереалистично.

В однокомпонентных двигателях в качестве топлива используется жидкость, которая при взаимодействии с катализатором разлагается с образованием горячего газа. Примерами таких жидкостей могут служить гидразин, который разлагается на аммиак и водород, или концентрированная перекись водорода, при разложении образующая перегретый водяной пар и кислород. Хотя однокомпонентные ЖРД развивают небольшой удельный импульс (в диапазоне от 150 до 255 с) и намного уступают по эффективности двукомпонентным, их преимуществом является простота конструкции двигателя.
Топливо хранится в единственной емкости, и подаётся по единственной топливной магистрали. В однокомпонентных ЖРД используется исключительно вытеснительная система подачи топлива. Проблемы перемешивания компонентов в камере не существует. Система охлаждения, как правило, отсутствует, поскольку температура химической реакции не превышает 600 °C. Нагреваясь, камера двигателя рассеивает тепло излучением и её тепература при этом удерживается на уровне не выше 300 °C. В сколько-нибудь сложной системе управления однокомпонентный ЖРД не нуждается.
Под действием вытесняющего давления топливо через клапан поступает в камеру сгорания, в которой катализатор, например, оксид железа, вызывает его разложение.
Однокомпонентные ЖРД обычно используются как двигатели малой тяги (иногда их тяга составляет всего лишь несколько ньютонов) в системах ориентации и стабилизации космических аппаратов и тактических ракет, для которых простота, надежность и малая масса конструкции являются определяющими критериями.
Можно привести замечательный пример использования гидразинового двигателя малой тяги на борту первого американского спутника связи TDRS-1; этот двигатель работал в течение нескольких недель, чтобы вывести спутник на геостационарную орбиту, после того как на ускорителе случилась авария и спутник оказался на значительно более низкой орбите.
Примером использования однокомпонентного ЖРД могут служить также двигатели малой тяги в системе стабилизации спускаемого аппарата космического корабля «Союз».
К однокомпонентным ЖРД относят и реактивные приспособления, работающие на сжатом холодном газе (например, азоте). В этом случае весь двигатель состоит из клапана и сопла. Такие струйные двигатели применяются там, где недопустимо тепловое и химическое воздействие выхлопной струи, и где основным требованием является простота конструкции. Этим требованиям должны удовлетворять, например, индивидуальные устройства перемещения и маневрирования космонавтов (УПМК), расположенные в ранце за спиной и предназначенные для перемещения при работах вне космического корабля. УПМК работают от двух баллонов со сжатым азотом, который подается через соленоидные клапаны в двигательную установку, состоящую из 16 двигателей.

Ракетный двигатель 10 (так же жидкостный ракетный двигатель 10) — разработанный в ГИРД (1933) ракетный двигатель.
Разрабатывался с января 1933 г. Изначально (в августе 1933) использовалась для проверки работы пары бензин-жидкий кислород, из-за прогаров камеры бензин заменили на спирт (октябрь 1933). Охлажение камеры осуществлялось испаряющимся окислителем.
25 ноября 1933 года с двигателем 10 осуществлен пуск первой советской жидкостной ракеты ГИРД-Х, созданной МосГИРД под руководством С. П. Королева.