Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 1. Кислородно-метановые жрд мноразового использования и требования к ним 18
1.1. Свойства метана - горючего топлива ЖРД 18
1.1.1. Оценка качеств метана - горючего ракетного топлива в процессе развития ракетно-космической техники 18
1.1.2. Эффективность кислородно-метанового топлива 23
1.1.3. Охлаждающие свойства метана 24
1.1.3.1. Оценка потребного расхода метана для регенеративного охлаждения камеры 24
1.1.3.2. Оценка потребного для регенеративного охлаждения камеры перепада давления на тракте охлаждения 28
1.1.3.3. Пример расчета охлаждения метаном камер тягой около 200 тс 29
1.1.3.4. Допустимая температура коксо- и смолообразования
при нагреве горючего в охлаждающем тракте камеры 32
1.1.4. Цикловые схемы кислородно-метановых ЖРД 32
1.1.5. Кислородно-метановое топливо - экологически чистое топливо 36
1.1.6. Сырьевая база метанового топлива 36
1.2. Требования к кислородно-метановым ЖРД многоразового использования 37
1.3. Параметры метанового ЖРД тягой 200 тс 41
1.3.1. Методика расчета параметров двигателя 41
1.3.2. Двигатель с дожиганием окислительного генераторного газа 45
1.3.3. Двигатель с дожиганием восстановительного генераторного газа 48
1.3.4. Двигатель без дожигания восстановительного генераторного газа 52
1.3.5. Анализ результатов расчета 56
1.4. Общий анализ и обобщение результатов 60
ГЛАВА 2. Повышение эффективности системы подачи топлива при изменении схемы охлаждения камеры и газовом приводе метанового БТНА 64
2.1. Схема охлаждения камеры без щелевых завес 64
2.1.1. Обоснование возможности повышения эффективности системы подачи топлива при переходе на схему охлаждения камеры без щелевых завес 64
2.1.2. Результаты теплового и гидравлического расчетов камеры двигателя тягой 200 тс при охлаждении камеры без щелевых завес 65
2.1.3. Расчет параметров ЖРД с измененной схемой охлаждения камеры 66
2.1.4. Анализ результатов расчета параметров ЖРД с измененной схемой охлаждения камеры 68
2.2. Использование тепла полученного в тракте охлаждения камеры в системе подачи топлива 68
2.3. Привод насоса БТНА горючего турбиной работающей на метане, нагретом в тракте охлаждения камеры 71
2.3.1. Влияние подогрева рабочего тела турбины БТНА на
эффективность системы подачи топлива метанового ЖРД
многоразового использования 71
2.3.2. Расчет параметров ЖРД с турбиной БТНА,
работающей на метане из тракта охлаждения камеры 81
2.4. Выводы по Главе 2 84
ГЛАВА 3. Комбинированная схема подачи топлива метанового ЖРД 85
3.1. Энергетическая эффективность комбинированной схемы подачи топлива 85
3.2. Исследование влияния параметров замкнутого контура на температуру генераторного газа 89
3.2.1. Объект, методика исследования и условия проведения расчётов 90
3.2.2. Оптимальные параметры турбины 94
3.2.3. Исследование влияния работоспособности теплообменника на снижение температуры генераторного газа... 97
3.2.3.1. Расчёт максимально достижимого снижения температуры генераторного газа 97
3.2.3.2. Расчёт снижения температуры генераторного газа при исключении из контура теплообменника 99
3.3. Расположение дополнительной турбины ТНА вместе
с вторыми ступенями насосов на отдельном валу ТНА 103
3.4. Изменение энергетической эффективности комбинированной схемы подачи топлива по мере уменьшения величины тяги 105
3.5. Выводы по Главе 3 108
4. Выводы
Список использованной литературы
- Свойства метана - горючего топлива ЖРД
- Двигатель с дожиганием окислительного генераторного газа
- Обоснование возможности повышения эффективности системы подачи топлива при переходе на схему охлаждения камеры без щелевых завес
- Энергетическая эффективность комбинированной схемы подачи топлива
Введение к работе
Дальнейшее развитие ракетной техники и жидкостных ракетных двигателей связано со снижением затрат на выведение полезных нагрузок в космос и повышением безопасности полетов.
Снижение стоимости выведения полезных нагрузок может быть достигнуто путем создания средств выведения многоразового использования.
Для повышения надежности конструкции ракет-носителей предлагается использовать двигательные установки первых ступеней носителя, состоящих из нескольких модульных двигателей, и в случае отказа одного из двигателей система аварийной защиты (САЗ) отключает отказавший двигатель, а оставшиеся работоспособные двигатели форсируются на величину тяги, компенсирующую потерю отказавшего двигателя. Тем самым обеспечивается выполнение задачи ракеты-носителя.
Разработка ЖРД на экологически чистых компонентах топлива: метан (сжиженный природный газ) в паре с жидким кислородом отвечает тенденциям развития современных ракет-носителей.
Во-первых, использование в двигателе двух криогенных компонентов во многом способствует решению задач по многоразовому использованию двигателя, так как после выключения кислородно-метанового ЖРД остатки топлива быстро испаряются из его магистралей.
Во-вторых, возможность реализации на данных компонентах топлива схем ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газа позволяет повысить надежность конструкции ракет-носителей: последствия от неисправностей в газовом тракте с избытком метана от генератора до камеры развиваются значительно медленнее, чем в газовом тракте с избытком кислорода, что облегчает задачу САЗ вовремя отключить отказавший двигатель.
Как показали исследования, начавшиеся сначала в США в 70-е годы [1], затем в других странах, возможность использования ракетного топлива "кислород - сжиженный природный газ (метан)" действительно очень интересная альтернатива для существующих средств выведения (СВ), работающих на традиционных ракетных топливах. Но особенный интерес вызвало рассмотрение применения метанового топлива в проектирующихся перспективных многоразовых СВ.
Изучение метановых ЖРД началось в Японии около 20 лет назад как возможность совершенствования ракеты Н-И. Недавно в Японии было начато рассмотрение возможностей создания двухступенчатой ракеты среднего класса "J-1 upgrade", как замены существующей ракеты J-1, с использованием метанового ЖРД на второй ступени [2]. Проведены огневые испытания двигателя.
Для сохранения в перспективе конкурентоспособности Европейских ракет-носителей Ариан 5 на развивающемся рынке услуг по запускам космических аппаратов (КА) на период 2010-2020 гг. в Европе ведется целенаправленная работа по увеличению на 25 % массы и снижению более чем на 30% стоимости выведения полезной нагрузки за счет применения твердотопливных ускорителей и замены их в дальнейшем на ускорители, работающие на топливе "кислород -сжиженный природный газ" [3].
Исследованиями показано, что применение многоразовых метановых ЖРД на первой возвращаемой ступени ракетоносителя позволяет решить поставленные задачи по снижению стоимости вывода полезной нагрузки. Однако это должно быть показано практически. Для этого ведется экспериментальная программа по демонстраторам многоразовых средств выведения, работающих на метановом топливе.
Работа по метановым ЖРД ведется в кооперации с российской стороной.
С 1981 г. в НПО Энергомаш ведутся расчетно-проектные исследования ЖРД на сжиженном природном газе (метане) [4...6], получившие поддержку головных институтов отрасли [7... 11].
В процессе проводившихся в отрасли исследований рассматривались различные варианты схем ЖРД: с дожиганием и без дожигания, двухкомпонентные, трехкомпонентные, безгенераторные с приводом турбины метаном, нагретом в тракте регенеративного охлаждения камеры, дальнейшим охлаждением кислородом, поступающим в камеру, и сбросом на вход в насос и др. [12...25].
В результате проведенных исследований, опираясь на уникальный опыт разработки ЖРД НПО "Энергомаш" было предложено [26] в качестве основы концепции многоразового маршевого ЖРД для перспективных средств выведения ориентироваться на разработку однокамерного ЖРД тягой ~200 тс на топливе "жидкий кислород -сжиженный природный газ (метан)", по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа, с использованием камеры прототипа РД-170 (с доработкой в части увеличения критического сечения и с заменой смесительной головки и др.), с возможностью форсирования до +25% (резерв тяги).
Возможность создания такого двигателя обоснована успешно проведенными в 1997-2005 гг. 5-ю огневыми испытаниями двигателя КБХМ им. А.М.Исаева тягой 7,5 тс, выполненного по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа, на топливе "жидкий кислород - метан (СПГ)" [27] и проведенными в 1998 г. огневыми испытаниями в КБХА двигателя РД0110МД [28].
Многоразовое использование ЖРД и резервирование по тяге требуют от двигателя высоких энергетических характеристик при высокой надежности конструкции ЖРД.
При этом требуемое гарантийное время работы каждого экземпляра двигателя превосходит на порядок и более гарантийное время работы ЖРД однократного применения.
Предусмотренное форсирование по тяге в случае отказа одного из модульных двигателей, входящих в двигательную установку (ДУ) еще более ужесточает требования к повышению надежности и увеличению ресурса работы двигателя.
Одним из важнейших элементов ЖРД, определяющих надежность и ресурс работы двигателя, является система подачи компонентов топлива. Статистика показывает, что наибольшее число отказов ЖРД происходит именно в агрегатах этой системы. И наиболее часто неисправности в этой системе связаны с работой турбины турбонасосного агрегата (ТНА).
Температурные нагрузки на рабочее колесо турбины, приводящие к пластическому деформированию конструкции, вносят существенный вклад в напряженно-деформированное состояние внутренних элементов конструкции ТНА.
Именно поэтому конструкторские решения и технологические мероприятия, направленные на понижение температуры генераторного газа на входе в турбину, повышение запасов работоспособности турбины, считаются наиболее эффективными при решении задачи по повышению надежности, увеличению ресурса работы и обеспечению возможности работы двигателя на форсированных режимах.
В этой ситуации представляет интерес ряд свойств метана как компонента жидкого ракетного топлива. Во-первых, хорошие охлаждающие свойства метана позволяют организовать надежное охлаждение камеры метанового ЖРД при значительно меньших расходах и перепадах на тракте охлаждения камеры, чем на прототипе камеры РД-170, охлаждаемой керосином, более того, упростить конструкцию камеры в части охлаждения, например, перейти на схему охлаждения камеры без щелевых завес [29].
Во-вторых, метан, как криогенное горючее, будучи нагретый в тракте регенеративного охлаждения камеры, может быть использован в качестве рабочего тела турбины в системе подачи компонентов топлива. Широко известны аналогичные примеры использования тепловой энергии, полученной охладителем - рабочим телом турбины в тракте охлаждения камеры, для получения механической работы турбины. Многие из них относятся к кислородно-водородным двигателям: в двигателе КВД1 разработки КБ Химмаш имени А.М.Исаева водород, нагретый в тракте охлаждения камеры, используется для привода турбины бустера горючего, а в двигателе RL-10 разработки Pratt&Whitney турбина, работающая на водороде, нагретом в тракте охлаждения камеры, используется для привода насосов компонентов топлива.
В отличие от водорода метан, после срабатывания на турбине можно сбрасывать на вход в насос. Более того, его можно, в отличие от водорода, охладить кислородом в теплообменнике перед поступлением в насос. Т.е. в случае использования метанового горючего появляются новые схемные решения системы подачи компонентов топлива, которые могут быть реализованы в метановых ЖРД в целях понижения температуры генераторного газа на входе в турбину и разгрузки турбины.
Первое новое схемное решение - использование нагретого в тракте охлаждения камеры метана в качестве рабочего тела турбины метанового бустерного турбонасосного агрегата (БТНА). При этом метан после срабатывания на турбине подается на вход метанового насоса ТНА. т Основная задача, которую необходимо решить при реализации ^ этого конструкторского решения - определение влияния дополнительного подогрева рабочего тела турбины БТНА на энергетику кислородно-метанового ЖРД, а именно: - на сколько уменьшится температура генераторного газа на входе в турбину ТНА при замене гидротурбины метанового БТНА на газовую турбину, работающую на метане, нагретом в тракте охлаждения; ф - чему соответствует оптимальный температурный диапазон для рабочего газа турбины метанового БТНА и может ли быть реализована такая температура метана при охлаждении камеры ЖРД.
Следует отметить, что на турбину БТНА поступает только часть расхода метана (около 10%) от всего расхода на охлаждение камеры.
Этот факт приводит к другому новому схемному решению - к использованию "комбинированной" схемы системы подачи топлива: схемы с дожиганием генераторного газа и схемы с замкнутым контуром ж. привода дополнительной турбины ТНА, работающей на всем расходе метана, нагретого в охлаждающем тракте камеры двигателя.
В такой комбинированной схеме системы подачи компонентов топлива для получения механической работы используется как энергия ш продуктов сгорания в газогенераторе, так и тепловая энергия, полученной метаном в тракте регенеративного охлаждения.
При этом отработавший на турбине метан перед поступлением на вход метанового насоса может охлаждаться кислородом в Щ* теплообменнике.
К числу основных вопросов, относящихся к реализации комбинированной схемы, относятся: - на сколько уменьшится температура генераторного газа на входе в турбину ТНА при использовании комбинированной системы подачи по W сравнению с обычной схемой дожигания восстановительного ^ генераторного газа; - анализ влияния различных факторов на энергетическую эффективность комбинированной схемы и получение рекомендаций по выбору основных параметров; - какова эффективность использования кислородного теплообменника в схеме; ^\ - возможно ли расположение турбины, работающей на генераторном газе и турбины, работающей на метане из охлаждающего тракта камеры на разных валах ТНА.
Об эффективности комбинированной схемы можно судить по результатам работ с участием автора, проведенных в НПО Энергомаш, с целью оценить возможности ЖРД с замкнутым контуром привода турбины ТНА ("безгенераторных" схем ЖРД) [30-33].
Проведенные исследования [30] показали, что "безгенераторные" ^ схемы ЖРД тягой 80 тс и более, работающие на метане, нагретом в тракте охлаждения камеры, не позволяют реализовать высокие давления в камере рк из-за низкого теплосъема с охлаждающего тракта. Однако вырабатываемая мощность метановой турбины в этих схемах ^ значительна. Максимальное давление в камере около 60 кгс/см2, в 4-5 раз ниже давления в камере двигателя с дожиганием [6]. На основании этого можно ожидать, что потребная мощность основой турбины ТНА в схемах с использованием дополнительной турбины, работающей на
Щ подогретом в охлаждающем тракте камеры метане, понизится на 20-
Таким образом есть все основания полагать, что предложенные ф новые схемные решения позволят решить задачу по повышению надежности, увеличению ресурса работы и обеспечению возможности работы метанового двигателя на форсированных режимах.
Общая характеристика работы
Актуальность темы диссертационной работы обусловлена необходимостью повышения надежности конструкции ракет-носителей и снижения удельной стоимости вывода полезных грузов в космос.
Снижение стоимости может быть достигнуто путем создания средств выведения многоразового полетного использования и применением дешевого топлива.
Сжиженный природный газ (метан) - самое дешевое горючее из известных.
Цель настоящей работы - повышение надежности, увеличение ресурса работы и обеспечение более высокого уровня форсирования по тяге кислородно-метанового двигателя, предложенного в качестве базового ЖРД для перспективных средств выведения, путем снижения температурных нагрузок на рабочее колесо турбины ТНА, работающей на восстановительном турбогазе, за счет работы дополнительной турбины, работающей на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения камеры.
Задачи работы - дополнить задел проектных решений по кислородно-метановому двигателю, направленных на разгрузку турбины, работающей на восстановительном турбогазе, за счет работы турбины, работающей на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения, не противоречащих требованиям к ЖРД для перспективных СВ и определить эффективность этих предложений.
Для выполнения этого необходимо: 1. Рассмотреть основные требования к ЖРД для перспективных средств выведения, на основании которых была предложена концепция базового ЖРД многоразового использования - ЖРД тягой -200 тс на топливе "жидкий кислород - сжиженный природный газ (метан)", с дожиганием восстановительного турбогаза.
Рассмотреть варианты решений по усовершенствованию базовой схемы кислородно-метанового ЖРД, направленные на разгрузку турбины, работающей на восстановительном турбогазе, за счет работы дополнительной турбины, работающей на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения.
Разработать методику, позволяющую найти параметры ЖРД (давление на входе и выходе метановой турбины, температуру метана), при которых эффективность применения дополнительной метановой турбины максимальна.
На основании выбранных оптимальных параметров определить: на сколько можно разгрузить основную турбину ТНА таким способом.
Выявить основные ключевые проблемы, связанные с реализацией данных схемных решений.
Объект исследования - класс ЖРД тягой -200 тс на топливе "жидкий кислород - сжиженный природный газ (метан)", с дожиганием восстановительного турбогаза, дополнительно имеющий в своем составе турбину, работающую на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения камеры.
Методология исследования.
При разработке методик, позволяющих найти параметры ЖРД, определяющие оптимальную работу метановой турбины, положены концепции и методики, разработанные с участием автора при исследованиях кислородно-керосиновых ЖРД с замкнутым автономным аммиачным (пароводяным) контуром в системе подачи [31.. .35].
Остальные параметры ЖРД различных схем определялись по общепринятой методике, на основании полного комплекса расчетов: -термодинамических процессов в камере и газогенераторе; -газодинамических процессов в камере с учетом реальных коэффициентов потерь, для чего использовались существующие геометрические контуры камеры и основные энергетические параметры; температур в охлаждающем тракте; кпд насосов и турбин и гидросопротивлений элементов схем; возможныхрк на основании баланса мощностей насосов и турбин на валу ТНА; параметров режимов работы двигателя с учетом дросселирования и форсирования при различных соотношениях расходов компонентов в камере;
Для уточнения перепадов на регулирующих органах ЖРД проводились расчеты отклонений параметров двигателя из-за разброса внутренних характеристик агрегатов (кпд турбин и насосов, ги дро сопротивлений, напорных характеристик насосов и т.д.) и внешних факторов (температур и давлений компонентов на входе в двигатель).
Достоверность полученных результатов базируется на применении освоенных в отрасли методик расчетов, подтвержденных многочисленными экспериментальными данными. Научная новизна работы 1. Впервые предлагаются схемы использования метана, нагретого в тракте охлаждения камеры, для привода турбины бустерного насосного агрегата горючего и привода дополнительной турбины основного ТНА, обеспечивающие снижение температурных нагрузок на турбину ТНА, работающую на восстановительном генераторном газе.
Впервые проведён расчетный анализ эффективности указанных схем..
Разработана методика определения параметров кислородно-метановых ЖРД, определяющих оптимальную работу замкнутого контура привода метановой турбины.
Практическая значимость результатов исследования
Полученные результаты могут использоваться при разработке кислородно-метановых ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газа.
Предложенная методика определения оптимальных параметров данного ЖРД, использующего в системе подачи топлива тепловую энергию, полученную метаном в тракте регенеративного охлаждения камеры, применима и для кислородно-метановых ЖРД иных схем с различной тягой и направлена на повышение качества проектных работ, а также снижение стоимости разработок метановых ЖРД.
Внедрение
Результаты исследований по метановым ЖРД, изложенные в диссертации, использованы в отчетах НПО Энергомаш и в Евро-Российском проекте "Волга".
Апробации, публикации
По теме диссертации имеются 16 научных публикаций (статьи, доклады, патенты), в том числе 4 в изданиях, рекомендованных ВАК.
Основные результаты работы, представленные в диссертации, докладывались и обсуждались на Российской межотраслевой научно-технической конференции "Ракетно-космические двигатели" (Москва, МГТУ им. Баумана, 2005 г.), отраслевой научно-технической конференции (г. Химки, НПО Энергомаш, 2001 г.) и опубликованы в тезисах и докладах упомянутых конференций.
Результаты работ, представленных в диссертации защищены 9-ю авторскими свидетельствами и патентами на изобретения.
Личный вклад автора разработка предложений по разгрузке турбины ТНА кислородно-метановых ЖРД; разработка методик определения параметров кислородно-метановых ЖРД, определяющих оптимальную работу замкнутого контура привода метановой турбины; исследование предложенных схем ЖРД и обоснование перспективности путей разгрузки ТНА многоразового ЖРД.
Состав работы и логика исследования
Диссертационная работа состоит из введения, трех глав, заключения и списка литературы. Диссертация изложена на 118 страницах, содержит 31 рисунок, 8 таблиц и библиографию из 63 наименований.
В главе 1 рассмотрены основные требования к ЖРД для перспективных СВ, концепция базового ЖРД многоразового использования - ЖРД тягой -200 тс на топливе "жидкий кислород -сжиженный природный газ (метан)", с дожиганием восстановительного турбогаза.
Параметры данного ЖРД использованы в качестве исходной предпосылки исследования путей снижения температуры турбогаза без снижения энергетических характеристик.
В главе 2 исследуются пути повышения запасов работоспособности турбины ТНА на примере ЖРД тягой ~200 тс, в том числе привод метаном, нагретым в тракте охлаждения камеры, бустерного турбонасосного агрегата.
В главе 3 исследуется комбинированная схема системы подачи топлива - с замкнутым контуром привода дополнительной турбины ТНА, рабочим телом которой является метан, нагретый в тракте охлаждения камеры, охлаждением его после срабатывания на турбине в теплообменнике и последующей подачей на вход в насос.
Автор выносит на защиту:
Предложение о приводе насоса бустерного турбонасосного агрегата метановых ЖРД турбиной, работающей на метане, нагретом в тракте охлаждения камеры с подачей отработанного на турбине метана на вход в основной насос.
Предложение об использовании дополнительной турбины, работающей на метане, нагретом в тракте охлаждения камеры, с охлаждением кислородом и подачей отработанного на турбине метана на вход в основной насос, для разгрузки основной турбины ТНА.
Схему ТНА с расположением метановой турбины вместе со вторыми ступенями насосов на отдельном валу, для обеспечения высоких характеристик ТНА.
Обоснование энергетической эффективности предложенных схемных решений.
Методику определения параметров ЖРД, определяющих оптимальную работу замкнутого контура привода метановой турбины.
Свойства метана - горючего топлива ЖРД
Метан как потенциальное горючее жидкого ракетного топлива не обошли вниманием еще пионеры космонавтики. "Приняв жидкий кислород и водород за материал, наиболее пригодный для взрывания", в своем основополагающем труде от 1903 г. [36-37], К.Э. Циолковский в 1911-1912 гг. указал, что вместо водорода "можно даже оставить болотный газ, так как с кислородом он дает также соединения летучие ... и, следовательно, годные для ракеты" [38, с.58]. Ю.В. Кондратюк в известной работе от 1929 г. также приходит к выводу о возможности использования в качестве ракетного топлива "болотной группы", включающей метановое горючее [39, с. 545-548]. С началом практических работ в области ЖРД топливо, состоящее из сжиженных кислорода и углеводородов, привлекает внимание конструкторов ракетной техники. В 1921 г. россиянин А.Ф.Андреев оформляет патентную заявку на ранцевый ракетный аппарат с указанным топливом [40], а в 1931 г. на кислородно-метановом топливе стартует первая в Европе жидкостная ракета [41]. Вскоре, однако, интерес к метану угас.
Поэтому, на первый взгляд, кажется странным проявление именно в последнее время такого повышенного интереса к кислородно-метановым ЖРД, когда возможности метана, как ракетного топлива, должны быть давно изучены.
Для понимания проявленного интереса разработчиков к метановому топливу рассмотрим изменение критериев выбора топлива в процессе развития ракетно-космической техники и идеологии в подборе топлив. Одноступенчатые ракето-носители До 1948 г. все ракеты были одноступенчатыми. К.Э.Циолковским была показана выгодность реактивных двигателей при больших скоростях движения. В его теории полета ракет при решении задачи о движении одноступенчатой ракеты в предположении отсутствия сил тяжести и сопротивления воздуха (первой задачи Циолковского) им было выведено : Г=и-/л(1+Ц),где (1) V- конечная скорость ракеты; и- скорость истечения газов из камеры двигателя (ракеты); Ц = тТ/Мк (отношение массы топлива к массе пустой ракеты), названным числом Циолковского.
Пользуясь формулой Циолковского, 27 летний инженер РНИИ В.П.Глушко в середине 30-ых годов [42] провел сравнительную оценку ракетных топлив для одноступенчатых ракет. Под эффективностью топлива им понималось совместное влияние удельного импульса и плотности на конечную скорость ракеты.
Как показал В.П.Глушко, водород, как ракетное горючее, непригоден для таких ракет из-за низкой плотности. Пониженная плотность метанового горючего делала также энергетически невыгодным его применение по причине существенно меньшей плотности этого криогенного продукта относительно высококипящих спиртовых и керосиновых горючих.
Справедливость выводов, сделанных В.П.Глушко, в дальнейшем подтвердилась: на всех одноступенчатых ракетах и первых ступенях многоступенчатых ракет по настоящее время применяют более плотные топлива. А стартовавшая первая в Европе жидкостная ракета И.Винклера так и осталась единственной известной жидкостной ракетой на кислородно-метановом топливе.
Многоступенчатые ракето-носители
На основании разработанной в 1929 г. теории составных ракет Циолковского при достижения больших космических скоростей в целях эффективного использования запасов топлива вытекала необходимость применения многоступенчатых ракет.
Сначала в США в 1948 г. (2-х ступенчатая жидкостная ракета «Бампер» с доработанной ракетой ФАУ-2 в качестве 1-й ступени), затем в СССР в 1957 г. (3-х ступенчата ракета Р-7) стартовали первые многоступенчатые ракеты.
Критерии выбора топлив для второй и последующих ступеней существенно отличались от критериев выбора топлива для первой ступени ракеты: теперь уже нельзя было увеличивать эффективность топлива за счет увеличения числа Циолковского (1) вследствие применения более плотных компонентов топлива. Увеличение массы топлива на второй ступени неизбежно приводило к пропорциональному увеличению массы топлива на первой ступени ракеты в соответствии с (1) для первой ступени, где масса топлива 2-й ступени до начала работы двигателей второй ступени является основной составляющей Мк для первой ступени.
Увеличение габаритов ракеты из-за уменьшения плотности топлива на верхних ступенях незначительно, так как сами габариты этих ступеней незначительны. Следовательно, доминирующим фактором, определяющим эффективность топлива для верхних ступеней ракеты, становится удельный импульс двигателя.
Двигатель с дожиганием окислительного генераторного газа
Эта схема, представленная на рис. 1.8, содержит многие технические решения, проверенные практикой НПО Энергомаш (РД-170, РД-180, РД-191), в частности:
- применение высокооборотного ТНА соосной схемы с турбиной (1), расположенной на общем валу с насосом подачи (2) в ГГ избыточного компонента;
- наличие в насосах горючего двух ступеней: первой (3) "камерной" и второй (4) "газогенераторной";
- расположение БНА окислителя (5) и горючего (6) в местах, наиболее удобных для компоновки двигателя;
- применение бустерных насосов шнекового типа как обладающих одновременно высокими антикавитационными характеристиками и высокой экономичностью;
- привод бустерного насоса горючего от гидравлической турбины, работающей на жидкости высокого давления, отбираемой с выхода насоса;
- привод бустерного насоса окислителя от газовой турбины, работающей на продуктах сгорания газогенератора, отбираемых из газовода после турбины ТНА.
Температура окислительного генераторного газа на входе в турбину на режиме форсирования составляет Тгг=906 К. С учетом разбросов характеристик узлов и агрегатов из-за допусков, допустимых отклонениях соотношения расходов компонентов и при всех допустимых условиях на входе в двигатель температура на входе в турбину не превышает 950 К.
На номинальном режиме работы двигателя температура на входе в турбину соответствует Тгг=754 К, что на 150 ниже температуры генераторного газа на режиме форсирования на 25% порк.
Так как температура генераторного газа на номинальном режиме работы двигателя невысока и ниже освоенных температур для схем с дожиганием окислительного генераторного газа, то и давление в камере рк на номинальном режиме также невелико, всего 200 кгс/см .
Выполненные в НПО Энергомаш исследования кислородно-метановых ЖРД позволили рассмотреть различные схемы с дожиганием восстановительного генераторного газа для различных тяг. В результате исследований из рассмотренного ряда схем двигателя тягой 200 тс с дожиганием восстановительного генераторного газа была выбрана оптимальная, представленная на рис. 1.9.
Эта схема содержит многие технические решения, проверенные практикой НПО Энергомаш, в частности:
- применение высокооборотного ТНА соосной схемы с турбиной (1), расположенной на общем валу с насосом подачи в ГГ избыточного компонента (в данном случае - метана);
- наличие в насосах окислителя (2-3) и горючего (4-5) двух ступеней: первой - "камерной" и второй - "газогенераторной";
- передачу крутящего момента с вала метанового насоса на вал кислородного посредством рессоры с эвольвентными шлицами;
- расположение бустерных насосных агрегатов окислителя (6) и горючего (7) в местах, наиболее удобных для компоновки двигателя;
- применение бустерного насоса окислителя шнекового типа как обладающего одновременно высокими кавитационными характеристиками и высокой экономичностью;
- привод бустерных насосов от гидравлических турбин, работающих на жидкости высокого давления, отбираемой с выхода соответствующих насосов.
Для того, чтобы критическая частота вращения вала метанового насоса с турбиной не лежала вблизи номинального значения частоты вращения ТНА, принято решение об использовании первой ступени метанового насоса без шнека (в отличие от насоса горючего в схеме с дожиганием окислительного генераторного газа). Бескавитационная работа бесшнековой ступени потребовала дополнительного напора бустерного насоса, что привело к существенному возрастанию мощности основного метанового насоса вследствие увеличения закольцованного через него расхода на привод гидротурбины БНА.
В рассматриваемой схеме ЖРД камера (8) также имеет регенеративное охлаждение горючим, с использованием для этого 25-30% от всего расхода метана через ЖРД. Эта доля горючего подается первой ступенью насоса в охлаждающий тракт камеры, а после него вновь соединяется в смесителе (9) с остальной массой горючего и поступает во вторую ступень насоса. Дополнительно камера снабжена двумя поясами завесного охлаждения питаемыми от первой ступени метанового насоса.
Обоснование возможности повышения эффективности системы подачи топлива при переходе на схему охлаждения камеры без щелевых завес
Схема охлаждения камеры метанового ЖРД, рассмотренного в предыдущей главе, предусматривает как наружное (регенеративное) охлаждение, так и внутреннее (завесное) с подачей горючего через пояса завесы, расположенные в нескольких сечениях вдоль камеры сгорания двигателя (рис. 1.4).
Согласно расчетам, приведенными в ГЛАВЕ 1, на регенеративное охлаждение камеры на номинальном режиме работы двигателя расходуется лишь часть метанового горючего (27%) при сравнительно небольшом расходе на щелевые завесы (2% от суммарного расхода через двигатель или же 9% от расхода горючего через двигатель).
Метан, поступающий через пояса завесы в камеру, не поступает в газогенератор. Тем самым снижается располагаемая мощность турбины.
Метан хороший охладитель и в рассмотренном случае имеется двойной запас по расходу охладителя, идущего мимо тракта регенеративного охлаждения камеры.
Было проведено исследование по возможности уменьшения расхода горючего через пояса завесы и полного исключения щелевых завес с целью упрощения конструкции камеры и увеличения расхода через турбину [29]. Увеличение расхода через газогенератор на 9% могло бы позволить уменьшить температуру на входе в турбину.
С другой стороны, из-за увеличения теплосъема с камеры уменьшится плотность горючего на входе на вторую ступень насоса горючего. Из-за предполагаемого увеличения потерь в тракте охлаждения камеры возрастет напор второй ступени насоса горючего, то есть потребная мощность второй ступени насоса горючего увеличится.
Следует отметить, что исключение щелевых завес не означает отказ от внутреннего охлаждения камеры. Пристеночный слой присутствует, но образуется только от головки камеры путем установки на головке специальных периферийных форсунок или иным способом. Пояса завесы перед критическим сечением сопла отсутствуют.
Такой способ внутреннего охлаждения камеры приводит к уменьшению удельного импульса двигателя (по сравнению с охлаждением камеры с щелевыми завесами), однако упрощает конструкцию камеры и позволяет увеличить расход газа через турбину).
Для повышения надежности охлаждения камеры (снижения температур стенки и покрытия) при ограниченном перепаде давления в тракте охлаждения камеры после предварительных расчетов была выбрана схема охлаждения, показанная на рис. 2.1.
Охладитель - метан поступает в тракт охлаждения камеры по трем параллельным ветвям: ветвь 1 - сечения (1-10); ветвь 2 - сечения (17-11); ветвь 3 - сечения (18-36,38). Расчеты проводились на номинальные параметры (рк=228,6 кгс/см2, км=3,5) при условии, что в пристеночном слое обеспечивается пониженное соотношение компонентов топлива (км=2,0). Расчеты показали: 1. При пониженном соотношении компонентов топлива в пристеночном слое (км=2,0) и расходах охладителя т[а =45 кг/с, тпохл =35 кг/с и т"1ч =20 кг/с обеспечивается надежное охлаждение камеры. Максимальные температуры не превышают: покрытия со стороны продуктов сгорания - 872С, стенки из БрХ08 со стороны покрытия -523С, стенки из БрХ08 со стороны охладителя -376С, стенки из 12Х18Н10Т со стороны продуктов сгорания - 809С. Эти температуры, за исключением последней, ниже . полученных ранее для схемы охлаждения с поясами завесы. 2. Перепад по тракту охлаждения камеры составляет 50 кгс/см2. 2.1.3. Расчет параметров ЖРД с измененной схемой охлаждения камеры
Результаты расчета параметров ЖРД с измененной схемой охлаждения камеры и параметры ЖРД с прежней схемой охлаждения приведены в табл. 2.1.
Из таблицы 2.1 видно, на двигателе со схемой охлаждения камеры без щелевых завес на номинальном режиме работы расход газа через турбину на 9% больше, чем на двигателе со схемой охлаждения камеры с щелевыми завесами.
Увеличение напора и уменьшение средней плотности компонента во второй ступени горючего приводит к увеличению потребной мощности ступени на 32%.
При одинаковом давлении в камере и газогенераторе температура газа на входе в турбину при изменении схемы охлаждения камеры осталась на прежнем уровне (уменьшилась на 6).
Упростилась конструкция камеры. Однако из-за ряда допущений, принятых в расчетах охлаждения камеры без щелевых завес (соотношении компонентов топлива в пристеночном слое Кд,=2,0), а также отсутствия экспериментальных данных по работе камеры с такой схемой охлаждения, необходимо дальнейшее проведение расчетных (с учетом размывания завесы по длине охлаждающего тракта, определение потерь удельного импульса), конструкторских (схемно-конструкторские решения по формирование завесы от головки камеры) и экспериментальных работ по подтверждению работоспособности камеры с таким охлаждением.
Энергетическая эффективность комбинированной схемы подачи топлива
Рассмотренный в ГЛАВЕ 1 кислородно-метановый ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газа отвечает требованиям к двигателям многоразового использования для перспективных средств выведения.
Наиболее критичным параметром в схеме этого ЖРД является температура генераторного газа перед турбиной основного ТНА. Поэтому исследования проводились с целью максимально возможного снижения температуры генераторного газа.
В ГЛАВЕ 2 показано, что для генерации турбогаза израсходован весь расход горючего, поступающего на вход в двигатель. Увеличение расхода генераторного газа при переходе на схему охлаждения камеры без щелевых завес не привело к ожидаемому результату - понижению температуры турбогаза.
При этом была показана возможность снижения температуры турбогаза на -20 при замене гидротурбины метанового бустерного насосного агрегата на газовую турбину, приводимую нагретым метаном из тракта охлаждения камеры.
Повышение энергетической эффективности привода метанового БТНА при замене гидротурбины метанового БТНА на газовую турбину, обусловлено полезным использованием тепловой энергии, полученной рабочим телом - в тракте регенеративного охлаждения. Часть этой энергии преобразуется в механическую работу турбины БТНА.
Следует отметить, что на турбину БТНА поступает только часть расхода метана (около 10%) от всего расхода на охлаждение камеры.
Это приводит к мысли об использовании комбинированной схемы системы подачи топлива: "замкнутой" схемы с дожиганием генераторного газа и безгенераторной схемы - с замкнутым контуром привода турбины ТНА, работающей на всем расходе метана, нагретого в охлаждающем тракте камеры двигателя (рис. 3.1).
Такая комбинированная схема обладает рядом достоинств:
Во-первых, в системе подачи компонентов топлива для получения механической работы используется как энергия продуктов сгорания в газогенераторе, так и тепловая энергия, полученной метаном в тракте регенеративного охлаждения.
Во-вторых, использование такой схемы позволяет понизить потребную мощность второй (генераторной) ступени насоса горючего. Низкая плотность во второй ступени насоса в схеме с дожиганием обусловлена нагревом горючего, поступающего на вход в ступень в охлаждающем тракте камеры. В комбинированной схеме на вход во вторую ступень насоса горючее поступает непосредственно с выхода первой ступени. Горячий же метан из тракта охлаждения поступает на турбину и, после срабатывания на ней, поступает на вход в насос.
В-третьих, высокое значение теплосъема с камеры, обусловленное высоким давлением в камере сгорания рк, которое невозможно было получить в безгенераторной схеме [13, 30], достигается на двигателе с дожиганием генераторного газа.
В-четвертых, повышается кпд турбины БТНА при приводе турбины полным расходом из охлаждающего тракта камеры, который после срабатывания на ней поступает на вход в насос.
Т.е. применение двух систем подач в одной "комбинированной", не просто позволяет "сложить" энергетические возможности двух систем по
Комбинированная схема ЖРД: 1А - первая ступень насоса горючего; 1Б - вторая ступень насоса горючего; 2А -первая ступень насоса окислителя; 2Б - вторая ступень насоса окислителя; 3 - турбина; 4 - газогенератор; 5 - регулятор тяги; 6 — камера; 7 - дроссель системы опорожнения баков; 8 -дополнительная турбина ТНА; 9 - теплообменник; 10 - БТНА горючего; 11-БТНА окислителя отдельности, но и "исправить" недостатки этих систем в случае их использования по отдельности.
При форсировании двигателя, выполненного по комбинированной схеме, с ростом давления в камере рк увеличивается и тепловой поток в стенку камеру. Поэтому, следует ожидать и увеличение работоспособности турбины, работающей на метане из охлаждающего тракта камеры. Т.е. такой двигатель так же, как и двигатель с дожиганием генераторного газа, хорошо форсируется, тем самым отвечая требованиям к двигателю многоразового использования для перспективных средств выведения.
Однако, в составе двигателя, выполненного по комбинированной схеме, входят два новые элемента: метановая турбина и теплообменник, выполненный по схеме противоток.
Эффективность работы теплообменника определяется поверхностью теплообмена (массой теплообменника). При уменьшении массы теплообменника снижается эффективность его работы и возрастает температура метана на выходе из теплообменника. Это приводит, во-первых, к увеличению температуры метана на входе в насос, что увеличивает затраты на подачу метана в газогенератор; во-вторых, к увеличению давления на входе в метановый насос из-за необходимости обеспечения бескавитационной работы насоса, следовательно, к снижению давления за метановой турбиной, снижению её мощности. Всё это приводит к снижению эффективности комбинированной схемы, предложенной с целью снижения температуры восстановительного турбогаза на входе в турбину.
Массу теплообменника можно уменьшить до нуля (исключить из схемы теплообменник), если давление на входе в метановый насос будет превышать критическое давление метанаркр = 47 кгс/см2 [48,59-61].
Дополнительная турбина на рис. 3.1 расположена на общем валу ТНА. Для двигателя многоразового использования требование минимизации массы и габаритов ТНА так же актуально, как и для одноразового двигателя. Увеличение массы и габаритов ТНА комбинированной схемы из-за дополнительной турбины приводит к необходимости понижения частоты вращения ТЫЛ, ухудшению его характеристик.
Этот факт, а так же требование к максимальной простоте конструкции агрегатов, имеющих целью обеспечение требований осмотра, диагностики состояния, демонтажа и ремонтопригодности двигателя многоразового использования приводит к необходимости проработки вопроса о расположении дополнительной турбины и турбины, работающей на восстановительном генераторном газе на раздельных валах, т.е. разбить турбонасосный агрегат (рис. 3.1) на два ТНА.
Возможность такого разбиения ТНА на два, а также параметры теплообменника и дополнительной турбины должны быть определены на основании расчетно-конструкторских проработок комбинированной схемы, включая рассмотрения вопросов об устойчивости работы двигателя, запуска, компоновки агрегатов двигателя и т.д.
