Існує досить велика різноманітність схем пристрою ЖРД, при єдності головного принципу їх дії. Розглянемо пристрій і принцип дії ЖРД на прикладі двокомпонентним двигуна з насосною подачею палива, як найбільш поширеного, схема якого стала класичною. Інші типи ЖРД (за винятком трикомпонентної) є спрощеними варіантами розглянутого, і при їх описі досить буде вказати спрощення.
На рис. 1 схематично представлено пристрій ЖРД.
Компоненти палива - пальне (1) і окислювач (2) надходять з баків на відцентрові насоси (3, 4), що приводяться в рух газовою турбіною (5). Під високим тиском компоненти палива надходять на ФОРСУНОЧНАЯ головку (12) - вузол, в якому розміщені форсунки, через які компоненти нагнітаються в камеру згоряння (13), перемішуються і згоряють, утворюючи нагріте до високої температури газоподібне робоче тіло, яке, розширюючись в соплі, здійснює роботу і перетворює внутрішню енергію газу в кінетичну енергію його спрямованого руху. Через сопло (14) газ закінчується з великою швидкістю, повідомляючи двигуну реактивну тягу.
Турбонасосний агрегат (ТНА) ЖРД ракети Фау-2 в розрізі. Ротор турбіни посередині. Ротори насосів з боків від нього
Паливна система ЖРД включає в себе всі елементи, що використовуються для подачі палива в камеру згоряння - паливні баки, трубопроводи, турбонасосний агрегат (ТНА) - вузол, що складається з насосів і турбіни, змонтованих на єдиному валу, форсунки головка, і клапани, які регулюють подачу палива .
Насосна подача палива дозволяє створити в камері двигуна високий тиск, від десятків атмосфер до 250 ат (ЖРД 11Д520 РН «Зеніт»). Високий тиск забезпечує більшу ступінь розширення робочого тіла, що є передумовою для досягнення високого значення питомої імпульсу. Крім того, при великому тиску в камері згоряння досягається краще значення Тяговооруженность двигуна - відношення величини тяги до ваги двигуна. Чим більше значення цього показника, тим менше розміри і маса двигуна (при тій же величині тяги), і тим вище ступінь його досконалості. Переваги насосної системи особливо позначаються в ЖРД з великою тягою - наприклад, в рухових установках ракет-носіїв.
На рис.1 відпрацьовані гази з турбіни ТНА надходять через форсунки головку в камеру згоряння разом з компонентами палива (11). Такий двигун називається двигуном з замкнутим циклом (інакше - з закритим циклом), при якому весь витрата палива, включаючи використовується в приводі ТНА, проходить через камеру згоряння РРД. Тиск на виході турбіни в такому двигуні, очевидно, має бути вище, ніж в камері згоряння ЖРД, а на вході в газогенератор (6), що живить турбіну, - ще вище. Щоб задовольнити цим вимогам, для приводу турбіни використовуються ті ж компоненти палива (під високим тиском), на яких працює сам ЖРД (з іншим співвідношенням компонентів, як правило, - з надлишком пального, щоб знизити теплове навантаження на турбіну).
Альтернативою замкнутому циклу є відкритий цикл, при якому вихлоп турбіни виробляється прямо в навколишнє середовище через відвідний патрубок. Реалізація відкритого циклу технічно простіше, оскільки робота турбіни не пов'язана з роботою камери РРД, і в цьому випадку ТНА взагалі може мати свою незалежну паливну систему, що спрощує процедуру запуску всієї рухової установки. Але системи із замкнутим циклом мають трохи кращі значення питомої імпульсу, і це змушує конструкторів долати технічні труднощі їх реалізації, особливо для великих двигунів ракет-носіїв, до яких пред'являються особливо високі вимоги за цим показником.
У схемі на рис. 1 один ТНА нагнітає обидва компонента, що допустимо у випадках, коли компоненти мають сумірні щільності. Для більшості рідин, використовуваних як компоненти ракетного палива, щільність коливається в діапазоні 1 ± 0,5 г / см³, що дозволяє використовувати один турбопрівод для обох насосів. Виняток становить рідкий водень, який при температурі 20 ° К має щільність 0,071 г / см ³. Для такої легкої рідини потрібно насос з абсолютно іншими характеристиками, в тому числі, з набагато більшою швидкістю обертання. Тому, в разі використання водню в якості палива, для кожного компонента передбачається незалежний ТНА.
При невеличкій тязі двигуна (і, отже, невеликій витраті палива) турбонасосний агрегат стає занадто «великоваговим» елементом, що погіршує вагові характеристики рухової установки. Альтернативою насосної паливній системі служить витіснювальний, при якій надходження палива в камеру згоряння забезпечується тиск наддуву в паливних баках, що створюється стисненим газом, найчастіше азотом, який негорюч, неядовіт, не є окислювачем і порівняно дешевий у виробництві. Для наддуву баків з рідким воднем вживається гелій, так як інші гази при температурі рідкого водню конденсуються і перетворюються в рідині.
При розгляді функціонування двигуна з витіснювальний системою подачі палива зі схеми на рис. 1 виключається ТНА, а компоненти палива надходять з баків прямо на головні клапани ЖРД (9) і (10). Тиск в паливних баках при витіснювальний подачі має бути вище, ніж в камері згоряння, баки - міцніше (і важче), ніж в разі насосної паливної системи. На практиці тиск в камері згоряння двигуна з витіснювальний подачею палива обмежується величинами 10 - 15 ат. Зазвичай такі двигуни мають порівняно невелику тягу (в межах 10 т). Перевагами витіснювальний системи є простота конструкції і швидкість реакції двигуна на команду пуску, особливо, в разі використання самозаймистих компонентів палива. Такі двигуни служать для виконання маневрів космічних апаратів в космічному просторі. Витіснювальний система була застосована у всіх трьох рухових установках місячного корабля Аполлон - службової (тяга 9 760 кгс), посадкової (тяга 4 760 кгс), і злітної (тяга 1 950 кгс).
Турбонасосний агрегат (ТНА) ЖРД ракети Фау-2 в розрізі. Ротор турбіни посередині. Ротори насосів з боків від нього
Запуск ЖРД - відповідальна операція, яка загрожує важкими наслідками в разі виникнення нештатних ситуацій в ході її виконання.
Якщо компоненти палива є самозаймистими, тобто вступають в хімічну реакцію горіння при фізичному контакті один з одним (наприклад, гептил / азотна кислота), ініціація процесу горіння не викликає проблем. Але в разі, коли компоненти не є такими, необхідний зовнішній ініціатор займання, дія якого має бути точно погоджена з подачею компонентів палива в камеру згоряння. Незгорілих паливна суміш - це вибухівка великої руйнівної сили, і накопичення її в камері загрожує важкої аварією.
Після займання палива підтримку безперервного процесу його горіння відбувається само собою: паливо, знову надходить в камеру згоряння запалюється за рахунок високої температури, створеної при згорянні раніше введених порцій.
Для початкового займання палива в камері згоряння при запуску ЖРД використовуються різні методи:
Використання самозаймистих компонентів (як правило, на основі фосфоровмісних пускових горючих, самозаймистих при взаємодії з киснем), які на самому початку процесу запуску двигуна вводяться в камеру через спеціальні, додаткові форсунки з допоміжної паливної системи, а після початку горіння подаються основні компоненти. Наявність додаткової паливної системи ускладнює пристрій двигуна, зате дозволяє його неодноразовий повторний запуск.
Електричний запальник, що розміщується в камері згоряння поблизу змішувальної головки, який при включенні створює електричну дугу або серію іскрових розрядів високої напруги. Такий запальник - одноразовий. Після займання палива він згоряє.
Піротехнічний запальник. Поблизу змішувальної головки в камері розміщується невелика піротехнічна шашка запального дії, яка підпалюється електричним запалом.
Автоматика запуску двигуна погоджує за часом дію воспламенителя і подачу палива.
Запуск великих ЖРД з насосною паливною системою складається з декількох стадій: спочатку запускається і набирає обертів ТНА (цей процес також може складатися з декількох фаз), потім включаються головні клапани ЖРД, як правило, в два або більше ступенів з поступовим набором тяги від ступені до ступені до нормальної.
Для відносно невеликих двигунів практикується запуск з виходом ЖРД відразу на 100% тяги, званий «гарматним».
Мал. 1 Схема двокомпонентним ЖРД
1 - магістраль окислювача
2 - магістраль пального