для чего сужают камеру сгорания жидкостно реактивного двигателя

Беседы о ракетных двигателях

Просто о том, что кажется сложным

Камера

Автор публикации: Редколлегия · 17 января 2016 · Комментариев нет

Ввод топлива осуществляется при помощи форсунок, объединяемых обычно в конструктивный элемент камеры, называемый форсуночной головкой (ФГ). В зависимости от агрегатного состояния поступающих в форсунки продуктов различают камеры ЖРД, работающие по схемам «жидкость – жидкость», «газ – жидкость», «газ – газ». Газообразными продуктами могут быть как охладитель, испарившийся в тракте регенеративного охлаждения, так и отработанное рабочее тело турбины (в ЖРД с дожиганием генераторного газа). Кроме корпуса и ФГ, камера ЖРД содержит в общем случае топливные входные патрубки, распределительные коллекторы и трубопроводы, пусковые зажигательные устройства, опорные элементы для крепления РД к ЛА и т.д. Конструкция камеры зависит от вида топлива, уровня тяги и давления в камере сгорания. По значению последнего параметра, которое для серийных ЖРД находится приблизительно в диапазоне от 0,5 до 25 МПа, камеры ЖРД целесообразно разделить на агрегаты низкого, среднего и высокого давления (условными границами являются 2 и 10 МПа).

Камера ЖРД конструкции ГДЛ-ОКБ (со связанными оболочками):
1 — форсуночная головка с патрубками подвода окислителя (окислительного газа); 2 — патрубок подвода горючего

Камеры последних двух типов, т.е. высокого и среднего давления, входят в состав ЖРД с насосной подачей двухкомпонентного ракетного топлива. В отечественных ЖРД (например, РД-107, РД-119, РД-214, РД-219, РД-253) применяются так называемые камеры со связанными оболочками конструкции ГДЛ – ОКБ. Форсуночные головки этих камер представляют собой пакетную конструкцию с внешним, промежуточным и огневым днищами, которые образуют полости окислителя и горючего; два последних днища скреплены при помощи форсунок, число которых достигает нескольких сотен. Корпус камеры содержит внутреннюю огневую стенку и внешнюю силовую рубашку, которые прочно соединены продольными или спиральными паяными швами через промежуточную гофрированную стенку (проставку) либо через рёбра, выфрезерованные на огневой стенке. Каналы внутри корпуса образуют тракт регенеративного охлаждения; охладителем является обычно горючее. В качестве конструкционных материалов камеры используются нержавеющие и высокопрочные стали, титановые и медные сплавы. В нормальных рабочих условиях температура медных и титановых деталей не превышает 800 К, стальных — 1400 К. Медные сплавы, будучи относительно малопрочными, отличаются высокой теплопроводностью. Из них изготавливаются внутренние стенки, огневые днища и форсунки особо теплонапряжённых камер. Снижение тепловых потоков достигается нанесением на стенки керамических теплоизоляционных покрытий.

Трубчатая камера ЖРД:
1 — патрубок подвода окислителя; 2 — карданный подвес; 3 — форсуночная головка; 4 — патрубок подвода горючего; 5 — трубчатый корпус; а — сечение выходного участка сопла; б — сечение цилиндрической части камеры; в — сечение горловины сопла

В зарубежных ЖРД с насосной подачей топлива применяются трубчатые камеры ; их корпуса образованы спаянными между собой профилированными трубками (с толщиной стенок 0,2-0,5 мм) из нержавеющей стали или никелевых сплавов, по которым протекает охладитель — горючее. Число трубок — от нескольких десятков до нескольких сотен. Прочность корпуса обеспечивается внешней силовой оболочкой (в области камеры сгорания и горловины сопла) и бандажами. ФГ — обычно съёмная, с круглыми прямыми или наклонными отверстиями для распыления топлива. Число отверстий может достигать нескольких тысяч. Трубчатые камеры ЖРД рассчитаны на среднее давление. В созданных за рубежом камерах высокого давления (SSME) используются конструкции со связанными оболочками, не отличающиеся принципиально от отечественных.

Камеры ЖРД с насосной подачей развивают максимальный удельный импульс среди камер ХРД, но отличаются высокой теплонапряжённостью. В дополнение к регенеративному в них обычно предусматривается также завесное охлаждение. Ограниченное применение находит транспирационное охлаждение.

Камеры низкого давления для ЖРД, работающих на двухкомпонентном топливе, рассчитываются на завесное охлаждение (при помощи форсунок) в сочетании с абляционным (см. Абляция) или радиационным (т.е. излучением теплоты). В указанных ЖРД предусматривается вытеснительная подача топлива, и они развивают небольшую тягу. Использование в этом случае регенеративного охлаждения неприемлемо либо невозможно по следующим причинам: 1) преодоление гидравлического сопротивления охлаждающего тракта связано с необходимостью увеличения давления в топливных баках и, следовательно, с их утяжелением; 2) с уменьшением тяги камеры ЖРД расход топлива уменьшается быстрее, чем кол-во теплоты, поступающей на стенку; начиная с некоторого значения тяги охладить камеру невозможно даже при использовании всего топлива; 3) наличие охлаждающего тракта увеличивает объём полостей между пуско-отсечными клапанами и зоной горения, ухудшая динамические характеристики ЖРД, к которым во многих случаях предъявляются повышенные требования.

Камера ЖРД с абляционным охлаждением:
1 — рефразильный пластик; 2 — жаропрочная молибденовая вставка с защитным покрытием двуокисью циркония; 3 — фенопласт, армированный двуокисью кремния; 4 — стеклопластиковая намотка

Абляционное охлаждение применяется в наиболее теплонапряжённых частях камер низкого давления (камера сгорания и горловина сопла). Последние при этом изготавливаются на технологической оправке (имеющей форму внутреннего контура камеры), на которую наносятся последовательно слой абляционного материала и слой теплоизоляционного; после нанесения каждый из них подвергается отверждению. Полученная конструкция заключается в силовую оболочку. При работе такой камеры её внутренняя поверхность нагревается до 1500-2000 К. Ресурс камеры ограничен допустимым уносом абляционного материала и не превышает обычно 10-15 мин. В ЖРД LMDE уносится, например, около 25% начальной массы материала; площадь минимального проходного сечения камеры увеличивается на 8%, что приводит к снижению удельного импульса на 20 м/с. Нежелательное изменение параметров камеры предотвращается применением в горловине камеры вкладышей из жаропрочных материалов (пирографита, вольфрамовых сплавов, карбида кремния), устанавливаемых на термостойком клее. При использовании абляционного охлаждения в камерах ЖРД, рассчитанных на многократное включение, необходимо учитывать передачу теплоты от нагретых частей конструкции к холодным, происходящую после выключения двигателя. Благодаря этому явлению термическое разложение абляционного материала может продолжаться ещё в течение 100 с и более (пока температурa не понизится до

400 К); следствием являются дополнительный унос материала и нежелательный импульс последействия ЖРД. Кроме того, в процессе передачи теплоты температура отдельных элементов конструкции может превысить допустимую.

Камера ЖРД однокомпонентного топлива:
1 — форсунка; 2 — катализатор; 3 — удерживающая решётка; 4 — сопло

Для охлаждения стенок камер ЖРД, работающих в условиях малых тепловых нагрузок (например, выходных участков сопел с большими степенями расширения), применяется радиационное охлаждение, а сами стенки изготавливаются из жаропрочных сплавов (в некоторых случаях — из обычных нержавеющих сталей). На них могут наноситься керамические покрытия: изнутри — теплоизоляционные и противоокислительные, снаружи — излучающие. Тепловое равновесие для таких камер ЖРД устанавливается при нагреве стенок до 1000-2000 К. Для эффективного охлаждения излучающие поверхности не должны затеняться другими элементами ЖРД и ЛА. Камеры, корпуса которых полностью охлаждаются излучением, характерны для ЖРД тягой менее 10 кН, рассчитанных на длительный ресурс и многократное включение (примером является Р-4Д). В указанных камерах предусматривается дополнительно интенсивная охлаждающая завеса, создаваемая периферийными форсунками. Это приводит к значительным потерям удельного импульса, объясняющимся понижением средней температуры газов в камере сгорания и нарушением однородности их состава и свойств.

Специфична конструкция камер ЖРД, работающих на унитарном топливе. Они представляют собой небольшие агрегаты (тяга редко превышает 0,5 кН), начинённые твёрдым зернистым катализатором. Невысокая температура газов в камерах, работающих на перекиси водорода (

1000 К для концентрации 90%), позволяет изготавливать их из обычной нержавеющей стали в расчёте на радиационное охлаждение. Эти ЖРД вытесняются более совершенными — гидразиновыми. Температура продуктов разложения гидразина составляет

1350 К, и камеры изготавливаются из жаропрочных сплавов. В этих агрегатах ФГ не всегда имеет вид чётко выраженного конструктивного элемента, а форсунки представляют собой отверстия или трубки, снабжённые обычно сетчатыми элементами (для надлежащего распыления топлива и предохранения системы питания от засорения частицами катализатора).

Источник

megavolt_lab

Записки сумасшедшего ракетчика

А теперь пройдемся по всем основным типам двигателей.

Камерой сгорания в таком двигателе является канал в топливном заряде, а горение происходит по всей площади поверхности этого канала. Нередко для упрощения заправки двигателя заряд делают составным из топливных шашек. Тогда горение происходит также и на поверхности торцов шашек.

Для получения разной зависимости тяги от времени применяют разные поперечные сечения канала:

Первый американский космический корабль Меркурий был оборудован шестью РДТТ:

Эти же ускорители будут использованы в новой ракете SLS, которая будет выводить на орбиту новый американский корабль Орион. Сейчас можно увидеть записи с наземных испытаний ускорителя:

Также РДТТ установлены в системах аварийного спасения, предназначенных для увода космического корабля от ракеты в случае аварии. Вот, например, испытания САС корабля Меркурий 9 мая 1960 года:

На космических кораблях Союз кроме САС установлены двигатели мягкой посадки. Это тоже РДТТ, которые работают доли секунды, выдавая мощный импульс, гасящий скорость снижения корабля почти до нуля перед самым касанием поверхности Земли. Срабатывание этих двигателей видно на записи посадки корабля Союз ТМА-11М 14 мая 2014 года:

Главным недостатком РДТТ является невозможность управления тягой и невозможность повторного запуска двигателя после его останова. Да и останов двигателя в случае с РДТТ по факту остановом не является: двигатель либо прекращает работу по причине окончания топлива либо, в случае необходимости остановить его раньше, производится отсечка тяги: специальным пиропатроном отстреливается верхняя крышка двигателя и газы начинают выходить с обоих его торцов, обнуляя тягу.

Следующим мы рассмотрим гибридный двигатель. Его особенность в том, что используемые компоненты топлива находятся в разных агрегатных состояниях. Чаще всего используется твердое горючее и жидкий или газообразный окислитель.

Вот, как выглядит стендовое испытание такого двигателя:

Именно такой тип двигателя применен на первом частном космическом челноке SpaceShipOne.
В отличие от РДТТ ГРД можно повторно запускать и регулировать его тягу. Однако, не обошлось и без недостатков. Из-за большой камеры сгорания ГРД невыгодно ставить на большие ракеты. Также ГРД склонен к «жёсткому старту», когда в камере сгорания накопилось много окислителя, и при зажигании двигатель даёт за короткое время большой импульс тяги.

Преимуществами ЖРД являются малый вес, возможность регулирования тяги в широких пределах (дросселирование), возможность многократных запусков и больший удельный импульс по сравнению с двигателями других типов.

Главным недостатком таких двигателей является умопомрачительная сложность конструкции. Это у меня на схеме все просто выглядит, а на самом деле при конструировании ЖРД приходится сталкиваться с целым рядом проблем: необходимость хорошего перемешивания компонентов топлива, сложность поддержания высокого давления в камере сгорания, неравномерность горения топлива, сильный нагрев стенок камеры сгорания и сопла, сложности с зажиганием, коррозионное воздействие окислителя на стенки камеры сгорания.

Для решения всех этих проблем применяется множество сложных и не очень инженерных решений, отчего ЖРД зачастую выглядит как кошмарный сон пьяного сантехника, например, этот РД-108:

Камеры сгорания и сопла хорошо видны, но обратите внимание, сколько там всяких трубок, агрегатов и проводов! И все это нужно для стабильной и надежной работы двигателя. Там есть турбонасосный агрегат для подачи топлива и окислителя в камеры сгорания, газогенератор для привода турбонасосного агрегата, рубашки охлаждения камер сгорания и сопел, кольцевые трубки на соплах для создания охлаждающей завесы из топлива, патрубок для сброса отработанного генераторного газа и дренажные трубки.

Более подробно работу ЖРД мы рассмотрим в одной из следующих статей, а пока переходим к последнему типу двигателей: однокомпонентному.

Работа такого двигателя основана на каталитическом разложении пероксида водорода. Наверняка многие из вас помнят школьный опыт:

В школе используется аптечная трехпроцентная перекись, а вот реакция с использованием 37% перекиси:

Видно, как из горлышка колбы с силой вырывается струя пара (в смеси с кислородом, разумеется). Чем не реактивный двигатель?

Двигатели на перекиси водорода используют в системах ориентации космических аппаратов, когда большое значение тяги не нужно, а простота конструкции двигателя и его малая масса очень важны. Разумеется, используемая концентрация перекиси водорода далеко не 3% и даже не 30%. Стопроцентная концентрированная перекись дает в ходе реакции смесь кислорода с водяным паром, нагретую до полутора тысяч градусов, что создает высокое давление в камере сгорания и высокую скорость истечения газа из сопла.

Простота конструкции однокомпонентного двигателя не могла не привлечь к себе внимание ракетчиков-любителей. Вот пример любительского однокомпонентного двигателя: http://mosgird.ru/102/01/401.htm.

Работу однокомпонентных ЖРД можно увидеть на примере двигателей причаливания и ориентации космического корабля Союз ТМА-18М (съемка с борта МКС):

Источник

Для чего сужают камеру сгорания жидкостно реактивного двигателя

Рис. 9. Схема ракетного двигателя ОРМ-65 [в разрезе]

Но для того чтобы обеспечить ee прочность, необходимо было, наоборот, увеличить ее толщину (при повышении давления) или оставить прежней (при использовании более калорийного топлива). Оказалось, что эту задачу можно решить, соединив внутреннюю и внешнюю стенки камеры частыми связями в виде ребер на внутренней стенке или промежуточных гофров. Целесообразность этого решения в то время была далеко не столь очевидна. Здравый смысл говорил, что такая конструкция должна неминуемо разрушиться из-за различного теплового расширения внутренней, «горячей», и внешней, «холодной», стенок двигателя. Однако практика показала, что эта конструкция хорошо работает. При этом оказалось, что внешняя стенка воспринимает часть нагрузки от давления хладагента на внутреннюю стенку, которую в результате можно было делать достаточно тонкой. Камеры, у которых внутренняя и внешняя стенки тем или иным способом связаны между собой, называются «связанными». Большой вклад в их разработку внесен коллективом, руководимым А.М.Исаевым. Интенсивное развитие они получили у нас в стране благодаря работам в ГДЛ-ОКБ. В этой организации впервые были розданы так называемые паяно-сварные камеры, и, самое главное, они впервые были использованы для решения задачи по повышению давления продуктов сгорания.

Рис. 10. Камера двигателя Э.Зенгера трубчатой конструкции

Рис. 11. Сравнение температур трубчатого и фрезерованного охлаждающих трактов

Еще, в начале 30-х годов были опубликованы результаты изучения влияния шероховатости труб на распределение скоростей в пограничном слое хладагента, т. е., по существу, на трение. Эти исследования одновременно указывали и на то, что на шероховатой поверхности теплоотдача к хладагенту будет иной, чем в случае гладкой поверхности. Детальное исследование этого вопроса убедительно показало, что создание в каналах определенной шероховатости интенсифицирует процесс передачи тепла к хладагенту. На современных ЖРД этот эффект нередко учитывается при решении проблемы охлаждения. Если трубку изогнуть в виде окружности и пропускать через нее хладагент, то окажется, что интенсивность теплоотдачи будет больше на той ее стороне, в которую направлена центробежная сила от движения этого хладагента. Исследования показали, что при наличии соответствующей кривизны охлаждающего тракта передача тепла к хладагенту может увеличиваться примерно на 50% по сравнению с имеющей место в прямолинейных каналах. Это явление также нашло применение в ЖРД. С этой целью направление движения хладагента выбирается от сопла к головке. В районе критического сечения сопла, где плотность теплового потока в стенку максимальна, за счет кривизны охлаждающего тракта теплоотдача значительно увеличивается, причём зела увеличения распространяется на несколько десятков миллиметров выше этого сечения. Мы уже рассматривали некоторые ранние работы по ‘введению внутреннего охлаждения камер ЖРД. Появление внутреннего охлаждения оказало неоценимую услугу ракетному двигателестроению, способствуя решению весьма сложных задач по теплозащите ЖРД. Вместе с тем на водородно-кислородных двигателях, вообще говоря; может и не быть такого охлаждения. Это, конечно, является своего рода возвратом к старому, уже применявшемуся ранее техническому решению. Однако этот возврат оказывается уже на более высоком техническом уровне. Чтобы понять это, рассмотрим кратко некоторые особенности внутрикамерных процессов. Известно, что для сжигания 1 кг водорода требуется 8 кг кислорода. В этом случае температура в камере ЖРД, а, следовательно, и тепловой поток (от продуктов сгорания) в ее стенку максимальные. Это, однако, не означает, что будет достигнута и максимальная скорость истечения газов. Дело в том, что эта скорость зависит не только от температуры, но и от молекулярного веса продуктов сгорания и при данной температуре будет тем больше, чем меньше этот вес. Водородно-кислородное топливо оказывается выгодно использовать с некоторым избытком водорода. При этом температура сгорания несколько снижается, а скорость истечения, наоборот, увеличивается за счет уменьшения молекулярного веса продуктов сгорания. Этот эффект целесообразно использовать на ЖРД: по всему поперечному сечению камеры можно создавать одно и то же оптимальное (т.е. с соответствующим избытком водорода, дающим максимальную скорость истечения,) соотношение компонентов топлива, так что на стенке, камеры не будет ярко выраженного пристеночного «холодного» слоя, хотя на ней и будет иметь место избыток горючего. При решении проблемы охлаждения большое внимание уделяют выбору формы и размеров камеры и сопла. Этот выбор производится таким образом, чтобы обеспечить минимальные гидравлические потери в охлаждающем тракте, минимальные массу двигателя и тепловой поток от продуктов сгорания в его стенку. Отметим, что при движении газового потока у стенки образуется так называемый пограничный слой, в котором претерпевают изменения все параметры потока. Изменяются, например, температура и скорость от значений на стенке до соответствующих величин в ядре потока, или, как еще говорят, на внешней стороне пограничного слоя. Этот слой обладает некоторым тепловым сопротивлением: чем он толще, тем его сопротивление больше, а это означает, что плотность теплового потока в стенку в этом случае будет меньше. Пограничный слой по длине камеры развивается постепенно — его толщина оказывается равной нулю где-то в районе головки и увеличивается по мере приближения к соплу. Поскольку утолщение пограничного слоя приводит к уменьшению плотности теплового потока в стенку, выгодно с точки зрения теплопередачи делать камеру большей длины, чтобы в районе критического сечения сопла плотность этого потока была поменьше. Однако с увеличением этой длины одновременно возрастают суммарный тепловой поток в стенку, а также длина охлаждающего тракта и, следовательно, гидравлические потери. В результате конструкторы сталкиваются с необходимостью разумного компромисса между уменьшением и плотности теплового потока в критическом сечении сопла, и гидравлических потерь в рубашке охлаждения. Отношение площади поперечного сечения камеры к площади критического сечения сопла, угол сужений докритической (сужающейся) части сопла также оказывают влияние на толщину пограничного слоя, а, следовательно, и на плотность теплового потока в стенку сопла. Кроме того, размеры сопла влияют на суммарный тепловой поток в его стенку: при меньшей площади этот поток будет меньше, при большей — соотвётственно больше. Выбор благоприятных с точки зрения теплопередачи значений всех этих параметров важный шаг на пути решения проблемы теплозащиты ЖРД. Таким образом, решение проблемы охлаждения ЖРД ни в коей мере не сводится лишь к выбору необходимой величины скорости протекания хладагента по охлаждающему тракту — оно накладывает свой отпечаток практически на все аспекты проектирования камер сгорания (выбор их длины, формы и т.д.).

Источник

megavolt_lab

Записки сумасшедшего ракетчика

На прошлой неделе я описывал устройство и принцип работы всех применяемых в космонавтике химических ракетных двигателей, в том числе и жидкостный ракетный двигатель (ЖРД). Для понимания принципа работы я привел простейшую схему:

На ней все до банальности просто: трубы с компонентами топлива входят в камеру сгорания, где топливо горит, а продукты сгорания выбрасываются через сопло назад, толкая двигатель вперед.

Так как же такая простая схема на деле превращается в такое сложное переплетение всяких трубок, проводов и устройств?

Для маршевых двигателей ракетных ступеней применяют такую схему подачи топлива, где компоненты топлива под действием небольшого давления газа наддува поступают в насосы, которые в свою очередь за счет вращения крыльчаток (как обычная водяная помпа, только прочнее, мощнее и тяжелее) подают жидкости в камеру сгорания под большим давлением.

Также не следует забывать про вентили, которыми автоматика управляет потоками жидкостей и газов в трубах. К каждому такому вентилю идут провода, что вносит свой вклад в этот клубок.

В более мощных двигателях в газогенератор подаются те же компоненты топлива, которые используются в основной камере сгорания. В этом случае бак с перекисью не нужен, но из основных баков выходят дополнительные трубы, а на валу ТНА появляются насосы для подачи жидкостей в газогенератор. Для запуска этой системы приходится применять пиротехнические шашки для первоначальной раскрутки ТНА.

На этом видео стендовых испытаний двигателя на 15-й секунде хорошо видно, как из патрубка рядом с соплом выбрасывается отработанный парогаз:

Двигатели, где газ после ТНА выбрасывается наружу, называются ЖРД открытого цикла. В таких двигателях можно добиваться большего давления в камере сгорания, а его ТНА меньше подвержен износу, чем в ЖРД закрытого цикла, в которых газ подается в сопло, где дожигается, принимая участие в создании тяги. ЖРД закрытого цикла обладают большим коэффициентом полезного действия (надеюсь, помните, что это такое из школьной физики? ;)).

На этом видео на 19.25 виден туман, идущий от ракеты сверху справа. Это дренаж кислорода. Водород при дренировании надо отводить подальше, чтобы он не образовывал с кислородом взрывоопасную смесь, поэтому его сброс виден а мачте за ракетой.

Вот, вроде бы, получили мы рабочую схему ЖРД, но только вот проблема: проработает такая схема не больше нескольких секунд, а потом камера сгорания и сопло расплавятся. Уж слишком там горячо. Значит стенки камеры сгорания и сопла надо охлаждать. Для этого применяют два способа: жидкостное охлаждение и паровую завесу.

Для осуществления первого способа стенки камеры сгорания и сопла пронизаны множеством каналов, по которым течет горючее перед тем, как попасть внутрь камеры сгорания. Система работает по принципу холодильника самогонного аппарата.

В этом видео, посвященном двигателю F-1 ракеты Сатурн-5, с 49-й секунды видно между срезом сопла и ярким пламенем некую темную область. Это и есть завеса, защищающая сопло от адского жара потока газов.

Таким образом схема ЖРД из первоначальной простоты превратилась в это:

Также стоит сказать пару слов о строении головки камеры сгорания. На этой фотографии представлена головка камеры в разрезе. Видно, что у нее довольно сложное строение.

Дело в том, что для достижения надежного зажигания и стабильного горения нужно хорошо перемешать компоненты топлива, причем, в нужной пропорции. Для этого применяются специальные схемы расположения форсунок:

Сами форсунки тоже имеют сложную конструкцию. Например, вот такая центробежная форсунка:

Теперь нам осталось поговорить о системах зажигания. Тут все достаточно просто: внутри камеры сгорания помещается некое устройство, дающее огонь. Таким устройством может быть пороховая шашка, электродуговой разрядник, газовая горелка наподобие сварочной. В последнее время проводятся эксперименты по разработке лазерных систем. В ракетах Союз пошли по совсем простому пути: пиротехнические шашки поместили в камеры сгорания на обычных деревянных палках:

А для топливной пары НДМГ+АТ (несимметричный диметилгидразин + азотный тетраоксид), используемой на ракетах Протон, системы зажигания и вовсе не нужны, так как компоненты топлива самовоспламеняются при смешивании.

Это серьезная проблема, так как в невесомости жидкость в баках перемешивается с газом, слипается в пузыри и не поступает в трубопроводы. Советские конструкторы первых ракет, оснащенных третьей ступенью, пошли в обход этой проблемы: двигатель третьей ступени запускался до того, как останавливался двигатель второй ступени. Для выхода газовой струи двигателя предназначалась решетчатая конструкция между второй и третьей ступенями. Наглядно этот процесс показан на времени 11.25 здесь:

Но все время так не поделаешь: для баллистической схемы выведения и для орбитальных маневров все-таки придется запускать ЖРД в невесомости.

Самый простой вариант: заключить жидкость в баке в полимерный мешок, который предотвратит перемешивание жидкости с газом:

Но такой способ не годится для баков большого объема: слишком непрочен мешок. Поэтому система с мешком применяется для запуска двигателей малой тяги, которые работают несколько секунд, создавая ускорение, достаточное для осаживания жидкостей в больших баках.

На этом видео с самого начала виден этот процесс: три газовые струи исходят как раз от двигателей малой тяги, а через несколько секунд происходит зажигание основного двигателя.

Вот такие инженерные хитрости приходится применять для решения всех проблем, связанных с работой ЖРД. Расплатой за это становится сложность конструкции двигателя, превращающегося в такой клубок, что без бутылки и не разберешься.

Источник