Рідинний ракетний двигун (ЖРД), реактивний двигун, що працює на рідкому ракетному паливі. Схема ЖРД розроблена До. Е. Циолковським в 1903, що довів можливість використання ЖРД для міжпланетних польотів. Запропоновані ним принципи конструктивного вирішення ЖРД були доповнені Ю. В. Кондратюком і збереглися в сучасних двигунах. Перші ЖРД були розроблені і випробувані американським ученим Р. Годдардом в 1923 і німецьким ученим Г. Обертом в 1929. Над створенням ЖРД за кордоном працювали французьким учений Р. Ено-Пельтрі, німецькі учені Е. Зенгер, Г. Вальтер і ін. Перші вітчизняні ЖРД: ОРМ (дослідний ракетний мотор) і ОРМ-1 побудовані і випробувані в Газодинамічній лабораторії (ГДЛ) в 1930—1931 Ст П. Глушко ; ОР-2 і двигун-10 розроблені в Групі вивчення реактивного руху Ф. А. Цандером і випробувані в 1932—33.
В 30-і рр. в СРСР було створено сімейство ЖРД ОРМ-1 — ОРМ-102. Ці ЖРД служили для відробітку елементів конструкцій, що забезпечують запалення, запуск, роботу на режимі на різних рідких паливах, а також для практичного використання в літальних апаратах (наприклад, ОРМ-50, ОРМ-52 і ін.).
З 40-х рр. в СРСР і за кордоном розроблена велика кількість типів ЖРД, що знайшли широке вживання на ракетах різного призначення і на деяких літаках. У 1942 в Германії були початі льотні випробування ракети Фау-2 Ст фон Брауна з ЖРД тягою 245 кн конструкції Ст Тіля. У 1943—46 на літаках Ст М. Петлякова, С. А. Лавочкина, А. С. Яковльова і П. О. Сухого були проведені льотні випробування допоміжних авіаційних ЖРД, створених в Дослідно-конструкторському бюро, що виросло з ГДЛ (ГДЛ-ОКБ). У СРСР на початку 50-х рр. польоти здійснювали балістичні ракети, ЖРД яких володіли значно більшою тягою. Надалі під керівництвом Глушко, А. М. Ісаєва, С. А. Косберга і ін. радянських конструкторів були розроблені і створені двигуни ( див. мал.(малюнок) 1 ), що забезпечили польоти перших радянських штучних супутників Землі, штучних супутників Сонця, Луни, Марса, автоматичних станцій на Луну, Венеру і Марс, космічних кораблів, всіх геофизичних і ін. ракет в 1949—72. ЖРД отримали широкий розвиток в США, Великобританії, Франції і ін. країнах.
ЖРД складається з камери згорання з соплом, систем подачі компонентів палива, органів регулювання, запалення і допоміжних агрегатів (теплообмінників, змішувачів і ін.). ЖРД розвиває тягу від мн (мікроракетні двигуни) до декількох Мн (ЖРД 1-го рівня ракети «Сатурн-5» створює тягу близько 7 Мн ); питомий імпульс досягає
для 2-компонентних і до
для 3-компонентних палив. Маса двигуна, віднесена до одиниці тяги, складає 0,7—2 г/н ; габаритні розміри змінюються в широких межах. ЖРД бувають з однократним і багатократним запуском, одно- і багатокамерні. Ракетні силові установки можуть бути одно- і багаторухові. Система подачі палива в ЖРД може бути витіснювальна або з турбонасосним агрегатом (ТНА) ( мал. 2 ). ЖРД з ТНА бувають 2 основних схем: без допалювання генераторного газу і з допалюванням. У ЖРД з ТНА без допалювання генераторного газу продукти газогенерації після спрацьовування в турбіні викидаються в довкілля через допоміжні сопла, що часто є рульовими. Генераторний газ, продукт неповного згорання, має відносно низьку температуру, а допоміжні сопла меншу міру розширення, чим основні, тому питомий імпульс, що отримується при виділенні продуктів згорання через допоміжні сопла, менше питомого імпульсу основної камери ЖРД, тобто має місце втрата питомого імпульсу. У ЖРД з допалюванням генераторного газу відносно низькотемпературні продукти газогенерації, що отримуються з основних компонентів палива, після спрацьовування в турбіні прямують в камеру ЖРД для допалювання. Такі ЖРД не мають втрати питомого імпульсу, обумовленої приводом ТНА. За призначенням розрізняють ЖРД: основні (маршеві), такі, що коректують, гальмівні, рульові; мікроракетні ЖРД можуть бути такими, що стабілізують і орієнтаційними. Зазвичай ЖРД працюють при постійному тиску в камері згорання, але мікроракетні двигуни бувають імпульсними. Розробляються комбіновані двигуни, використовуючі ЖРД: турбо- і воздушноракетниє. По роду окислювача ЖРД бувають: азотно-кислотні, азоттетроксидниє, кисневі, перекисьводородниє, фторниє і ін.
Проблеми, що виникають при створенні ЖРД, багаточисельні. Необхідний раціональний вибір палива, що задовольняє заданим питомому імпульсу і умовам експлуатації, а також досконалість робочого процесу для досягнення заданого питомого імпульсу. Потрібна стійка робота на заданих режимах, без розвинених низькочастотних і високочастотних коливань тиску, що викликають руйнівні вібрації двигуна. Охолоджування двигуна, схильного до дії агресивних продуктів згорання при вельми високих температурах (до 5000 До) і тиску
посилюваному в деяких випадках присутністю фази, що конденсує представляє значні труднощі. Більшість камер охолоджуються одним з компонентів палива. Якщо при цьому не удається охолодити сопло і камеру до температури, потрібної умовами міцності (при використанні всього палива), то в шарі газу, прилеглому до стінки, створюють знижену температуру шляхом збагачення прістеночного шаруючи одним з компонентів. Часто застосовується змішане охолоджування, тобто зовнішнє і внутрішнє одночасно ( мал. 3 ). Для захисту стінок камери і сопла від нагріву одночасно з їх охолоджуванням широко застосовують теплозахисні покриття. Складним завданням є надійність подачі палива (криогенного, агресивного і ін.) при тиску
і витратах до декількох м/сек . Необхідне забезпечення мінімальної маси двигуна. Див. також ст. Реактивний двигун,Ракетний двигун .
Літ.: Циолковський До. Е., Дослідження світових просторів реактивними приладами. Калуга, 1926; Добровольський М. Ст, Рідинні ракетні двигуни, М., 1968; Алемасов Ст Е., Дрегалін А. Ф., Тішин А. П., Теорія ракетних двигунів, 2 видавництва, М., 1969; Петрович Р. Ст, Ракетні двигуни ГДЛ-ОКБ. 1929—1969, М., 1969; Вовків Е. Б., Головков Л. Р., Сиріцин Т. Л., Рідинні ракетні двигуни, М., 1970; Rocket propulsion, Amst. — L. — N. Y., 1960.
