Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 1. Анализ опыта разработки ЖРД 18
1.1. Основные технические требования к ЖРД многократного полетного использования 18
1.2. Состояние разработки многоразовых ЖРД МПИ 21
1.3. Использование опыта разработок ЖРД НПО Энергомаш.. 25
1.3.1. Использование опыта разработки ЖРД на высоко-кипящих компонентах топлива 25
1.3.2. Опыт разработки ЖРД на криогенном, экологически чистом топливе "кислород - РГ-1" РД-170 (171), как база для поисков облика ЖРД для многоразовых средств выведения 35
1.3.2.1. НИР на экспериментальных установках 1УК, 1УКС, 2УК 40
1.3.2.2. Автономная отработка штатных камеры и газогенератора
в составе экспериментальных установках 2УКС и ЗУК 45
1.3.2.3. Система автоматизированной обработки экспериментальных данных 49
1.3.2.4. Исследование возможностей подтверждения количественных показателей надежности многоразовых мощных ЖРД 54
1.3.2.5. Инженерные критерии отработки ЖРД 59
1.3.2.6. Обеспечение ресурса турбины двигателя РД-170 (171), достаточного для начала летных испытаний 64
1.3.2.7. Использование опыта создания РД-170 для других разработок 71
1.4. Исследования ЖРД на метановом горючем 78
1.5. Выводы по Главе 1 80
ГЛАВА 2. Предварительные исследования схем и параметров жрд для перспективных многоразовых средств выведения 81
2.1. Предварительный выбор горючих 82
2.2. Предварительный анализ двухкомпонентных ЖРД 91
2.3. Предварительный анализ трехкомпонентных ЖРД на кислороде, УВГ и водороде 100
2.3.1. Двигатели без дожигания 100
2.3.1.1. Выбор оптимальных вариантов схем двигателя 101
2.3.2. Трехкомпонентные двигатели с дожиганием 108
2.3.3. Общий анализ результатов предварительного этапа и рекомендации 112
2.4. Проблемные вопросы создания перспективных ЖРД МПИ на 02+УВГ 121
2.4.1. Ресурс и надежность 121
2.4.2. Живучесть и безопасность 125
2.4.3. Научное сопровождение ОКР 128
2.5. Особенности экспериментальной отработки двигателя... 129
2.5.1. О построении планов экспериментальной отработки трехкомпонентных ЖРД большого ресурса 130
2.5.2. Особенности эксплуатации двигателя многоразового полетного использования 136
2.6. Выводы по Главе 2 138
ГЛАВА 3. Исследование возможных энергомассовых характеристик жрд различных схем на топливе 02+спг (метан), в широком диапазоне тяг... 141
3.1. Цель и методология исследования 141
3.1.3. Методика расчета параметров двигателей 146
3.2. Результаты расчетов параметров двигателей и их основных агрегатов 155
3.2.1. Двигатели по схеме с дожиганием окислительного газа 155
3.2.2. Двигатели по схеме с дожиганием восстановительного газа.. 155 3.2.2.1. Результаты энергетических увязок двигателей с
дожиганием восстановительного газа при Тгг=1300К 156
3.2.3. Двигатели без дожигания генераторного газа 159
3.2.4. Параметры двигателей, работающих по схеме 2+2 165
3.3. Оценка массы двигателей 167
3.3.1. Массы двухкомпонентных двигателей 167
3.3.2. Массы трехкомпонентных двигателей 171
3.4. Общий анализ и обобщение результатов 172
3.5. ВЫВОДЫ по главе 3 179
ГЛАВА 4. Исследование путей практического применения жрд с дожиганием окислительного газа 182
4.1. Концепция коммерческого мобильного ракетно- космического комплекса «РИКША» 182
4.2. Двигатели РД-169, РД-185 для РН «РИКША» 184
4.2.1. Конструкция двигателей 186
4.2.1.1. Особенности условий работы конструкции двигателей... 186
4.2.1.2. Конструкция двигателя РД-190 189
4.2.1.3. Обеспечение работы при погружение в горючее двигателя РД-190 189
4.2.1.4. Конструкция двигателя РД-185 195
4.2.1.5. Особенности нахождения двигателя РД-185 в баке горючего 195
4.2.2. Состояние разработки двигателя для РН «РИКША» 198
4.3. Двигатели для ракет типа «АНГАРА» 199
4.3.1. Двигатель тягой 150 тс (начальное предложение) 199
4.3.2. Двигатель РД-192 201
4.3.2.1. Анализ энергетических характеристик различных схем двигателей 204
4.3.2.1.1. Двигатели без дожигания восстановительного генераторного газа 204
4.3.2.1.2. Двигатели с дожиганием генераторного газа 206
4.3.2.1.3. Анализ результатов расчетов 206
4.3.2.4. Надежность и безопасность двигателя 210
4.4 Оценка эффективности модернизации ЖРД с дожиганием окислительного газа путем замены керосина на метан 213
4.5 Выводы по Главе 4 218
ГЛАВА 5. Дополнительные исследования возможностей схем с ДВГГ и выбор облика ЖРД для перспективных СВ с МПИ 220
5.1. Состояние с разработкой предложений по концепции ЖРД МПИ по результатам НИР (обзор работ в РФ) 220
5.2. Определение минимально возможного расхода метана для обеспечения надежного охлаждения камеры с целью улучшения энергетических характеристик ЖРД с дожиганием восстановительного газа 224
5.3. Оценка энергетических возможностей ЖРД с ДВГГ при уменьшенном расходе метана на охлаждение камеры (на примере ЖРД тягой -30 тс) 235
5.3.1. Исходные предпосылки 235
5.3.2. Расчеты максимально достижимого давления в камере для различных схем кислородно-метанового ЖРД 236
5.3.3. Оценка целесообразного предела повышения давления в камере 242
5.4. Анализ различных вариантов схем с дожиганием восстановительного газа применительно к ЖРД тягой -200 тс. 243
5.4.1. Исходные положения 243
5.4.2. Варианты схем и результаты расчетов параметров 244
5.5. Концепция маршевого многоразового ЖРД на сжиженном природном газе 257
5.6. Выводы по Главе 5 259
6. Основные результаты и выводы 261
Список использованной литературы
- Использование опыта разработки ЖРД на высоко-кипящих компонентах топлива
- Предварительный анализ трехкомпонентных ЖРД на кислороде, УВГ и водороде
- Результаты расчетов параметров двигателей и их основных агрегатов
- Состояние разработки двигателя для РН «РИКША»
Введение к работе
Актуальность темы
В последние годы развитие мировой цивилизации проходит под знаком бурной информатизации общества, охватывающей все стороны деятельности человечества.
Уже сегодня осуществляется разработка систем, обеспечивающих глобальное информационное обслуживание в режиме реального времени.
Важнейшую роль в организации телекоммуникаций играют космические средства. Эта роль особенно велика для России, учитывая ее огромную территорию и наличие многих труднодоступных и удаленных районов, в которых использование альтернативных средств экономически нецелесообразно.
Спрос на телекоммуникационные услуги от спутниковых систем связи (ССС) постоянно растет и превышает предложения [1.. .7].
В мире развернулась жесткая конкуренция проектов создания спутниковых телекоммуникационных систем, известны десятки таких проектов, многие из которых реализуются выводом на орбиты космических аппаратов. Критерий реализации - стоимость вывода полезной нагрузки.
Абсолютные затраты на запуски ракет-носителей составляют десятки и сотни миллионов долларов.
Стоимость запуска полезной нагрузки в мире составляла 14-40 тыс. долл./кг в зависимости от типа РН и орбиты.
Снижение затрат на запуск может быть достигнуто путем создания средств выведения с многоразовым использованием.
Целью развития ракетно-космической техники является снижение затрат на вывод полезных нагрузок по крайней мере на порядок.
Россия занимает первое место в мире по запасам природного газа (-40%), сжиженный природный газ (СПГ) находит применение в авиации, автомобильном транспорте, однако до сих пор он не используется в ракетно-
космической технике, поэтому поиск возможностей использования СПГ в качестве ракетного горючего для ЖРД соответствует цели снижения затрат на вывод полезных грузов.
Научно-технической проблемой является выбор энергомассовых характеристик двигателей с учетом многократного полетного использования (МПИ), поскольку облик, параметры, стоимость, надежность, кратность использования и эксплуатационные характеристики средств выведения существенно определяются соответствующими характеристиками двигательной установки.
Поэтому выбранная тема диссертации - актуальна и находится в русле тенденций развития мирового сообщества и ракетно-космической техники, при этом выбор проектных параметров ЖРД с учетом его многократного использования послужит необходимой базой для проектных разработок перспективных средств выведения.
Объект исследования - класс жидкостных ракетных двигателей на экологически чистом топливе кислород - сжиженный природный газ с многоразовым полетным использованием (МПИ) в составе перспективных средств выведения.
К настоящему времени благодаря работам головных НИИ и КБ ракетно-космической отрасли (ЦНИИМАШ, НИЦ им. М.В.Келдыша, РКК "Энергия", НПО "Энергомаш" и др.), сложились общие требования к перспективным средствам выведения (двухступенчатые носители легкого и среднего классов на экологически чистом топливе, со спасаемой и многократно используемой первой ступенью, обладающей высокой надежностью и безопасностью и др.).
Работы в направлении выбора оптимального облика средств выведения (СВ) с МПИ ведутся в РФ, США, Европе и др., при этом особая роль отводится выбору концепции двигательной установки (выбор
размерности, топлива, энергомассовых характеристик, схемы, обеспечение повышенной надежности и безопасности).
Первые попытки создания ЖРД МПИ были предприняты в США (SSME) и в СССР (РД-170) с использованием в паре с кислородом горючих - водорода и керосина, однако в США не получили заложенной в задании кратности и стоимость выведения полезной нагрузки составила 20 тыс.дол./кг, что соответствовало применению одноразовых средств выведения. В РФ получили уникальный опыт обеспечения гарантированной 10-кратной наработки в стендовых условиях при достаточно высоких энерго-массовых характеристиках двигателя.
Вместе с тем, до работ автора не было системных проектных исследований возможностей использования ЖРД на топливе "кислород -сжиженный природный газ (метан)" многократного полетного использования.
Задача работы - исследовать схемы, энерго-массовые и эксплуатационные характеристики класса ЖРД с использованием сжиженного природного газа в качестве горючего и выбрать оптимальную концепцию ЖРД в этом классе с позиций многократного использования, и создать задел проектных решений по двигателю для выбора концепции многоразовых средств выведения, для этого признано необходимым:
Проанализировать опыт создания ЖРД одноразового использования на базе разработок ЖРД НПО "Энергомаш" и оценить фрагменты, которые могут быть использованы для перспективных ЖРД с многоразовым использованием.
Оценить энергомассовые и эксплуатационные характеристики ЖРД на сжиженном природном газе для вариантов схем и ключевых параметров, в том числе и с использованием водорода в качестве третьего компонента.
Внутри исследуемого класса ЖРД выбрать концепцию, наиболее приспособленную к многоразовому использованию, и оценить возможность разработки такого ЖРД.
Выявить основные ключевые проблемы, связанные с разработкой ЖРД многократного использования для исследуемого класса двигателей и оценить пути их решения.
Оценить разные варианты ЖРД, для использования разработчиками средств выведения в качестве исходных данных на проектной стадии.
Достоверность полученных результатов базируется на применении освоенных в НПО Энергомаш и отрасли методов системного проектирования и методик расчетов, подтвержденных многочисленными экспериментальными данными, полученными при огневых наземных и летных испытаниях, а также на включении в анализ конструкций прототипов, параметры и надежность которых подтверждены опытом наземной отработки и эксплуатации в составе ракет.
Научная новизна работы
Предложено и обосновано использование СПГ (метана), как горючего для многоразовых маршевых ЖРД.
Обоснована возможность охлаждения камеры при уменьшенном расходе хладагента - метана с существенным снижением гидросопротивления охлаждающего тракта.
Исследованы энергомассовые и эксплуатационные характеристики двигателей нового класса - ЖРД на сжиженном природном газе (метане).
Предложена и обоснована концепция базового ЖРД на СПГ (метан), с использованием схемы с дожиганием восстановительного газа, обладающая приемлемыми предпосылками создания ЖРД многократного использования для перспективных средств выведения, с высокими энергетическими характеристиками.
5. Результаты работ, представленных в диссертации, защищены 38 авторскими свидетельствами и патентами на изобретения.
Практическая значимость работы. Повышение качества проектирования и снижение затрат на разработку перспективных многоразовых средств выведения за счет задела проектных решений по двигателям в широком диапазоне параметров и схем. Внедрение
Результаты расчетно-проектных исследований использованы в проектах (технических предложениях, эскизных проектах) НПО "Энергомаш", ГРЦ им. Макеева, корпорации "Компомаш". Постановлением Правительства РФ от 18.07.1996 г. №1155 разработка метановой ракеты "Рикша" с двигателями НПО "Энергомаш" была включена в космическую программу России.
Результаты исследований по метановым ЖРД использованы в сводных отчетах головных НИИ и КБ отрасли по темам НИР "Отпор", "Орел", "Развитие", "Двигатель", "Внедрение", "Метан" и в Евро-Российском проекте "Волга".
3. При создании базового ЖРД РД-170 (171) использованы результаты
работ автора (выбор принципиальной схемы, проведение автономной
отработки агрегатов и процессов на экспериментальных двигателях типа
"УК", создана система АОЭД, используемая для обработки результатов
испытаний и СТД двигателей, обеспечение достаточной усталостной
прочности и ресурса турбины и др.), что реализовано в конструкции
двигателя и технологии его изготовления и испытаний и подтверждено
успешной эксплуатацией при летных испытаниях РН "Буран", "Зенит"
(SeaLaunch) и ATLAS-III, V (USA) с аналогичными по конструкции ЖРД
РД-180.
Апробация, публикации
По теме диссертации имеются 86 научных публикаций (статьи, доклады, патенты), в том числе 19 в 4 изданиях, рекомендованных ВАК.
Основные результаты работы представленные в диссертации докладывались и обсуждались на
межотраслевых научно-технических конференциях в 50-ЦНИИКС (1981,1985,1990 гг.);
международных авиакосмических салонах в Ле Бурже и г. Жуковском (1995,1997,1999 гг.);
48-ом международном аэрокосмическом конгрессе (г. Турин, Италия, 1997 г.);
международной конференции "Мобильные телекоммуникации: опыт России и СНГ (Москва, 1998 г.);
3-ей международной конференции "Спутниковая связь", ICSC-98, Москва, 1998 г.;
XXXIII, XXXIV, XXXV чтениях по научному наследию К.Э.Циолковского (г.Калуга, 1998 г., 1999 г., 2001 г.);
научно-технической конференции РАН, РКА к 90-летию В.П.Глушко (г.Химки, 1998 г.);
Российской межотраслевой научно-технической конференции "Ракетно-космические двигатели" (Москва, МВТУ им. Баумана, 1998 г.;
XXIV академических чтениях по космонавтике (Москва, МГУ, 2000 г.);
Отраслевой научно-технической конференции (г.Химки, НПО Энергомаш, 2001 г.) и др. и опубликованы в тезисах и докладах упомянутых конференций
Личный вклад автора
- постановка задач исследования с выбором исходных предпосылок;
участие в проектных и экспериментальных работах по выбору основных характеристик двигателя-прототипа с решением ряда ключевых проблем его создания;
обобщение опыта разработки десятков одноразовых ЖРД для боевых и космических средств выведения и выбор решений, приемлемых для многоразового двигателя;
разработка методики комплексного расчетно-конструкторского анализа параметров ЖРД на проектной стадии;
разработка схем ЖРД для исследования энергомассовых характеристик ЖРД, расчеты балансов мощностей ТНА;
исследованы схемы ЖРД и показана перспективность СПГ (метана) для многоразового ЖРД;
исследован процесс разработки ЖРД с количественными оценками по видам работ на всех этапах и определена информационная основа функциональной системы технического диагностирования многоразовых ЖРД;
разработана методика расчетно-эспериментального обеспечения долговечности турбины многоразового ЖРД с учетом технологии изготовления;
проведены обобщение и анализ результатов исследований схем и энергомассовых характеристик нового класса ЖРД на СПГ с учетом многоразовое использования и предложена концепция ЖРД.
Некоторые работы выполнены совместно с другими исследователями,
однако автор внес решающий вклад в получение результатов,
изложенных в диссертации.
Состав работы и логика исследования
Диссертация состоит из "Введения", 5-й глав и "Выводов" общим объемом 292 страницы (в том числе 59 страниц - таблицы и рисунки) и приложения (109 страниц), где приводятся материалы, поясняющие
отдельные положения, представленные в основном тексте, список использованной литературы включает 214 наименований.
В главе 1 приведены основные требования и состояние разработки ЖРД МПИ, рассматривается использование имеющегося опыта разработки двигателей в НПО "Энергомаш" применительно к ЖРД МПИ.
В главе 2 исследуются проектные параметры 2-х и 3-х компонентных ЖРД тягой -200 тс и показывается перспективность СПГ - как горючего.
В главе 3 исследуются проектные параметры ЖРД в диапазоне тяг от 2 до 200 тс, разных схем и давлений в КС при охлаждении камеры полным расходом горючего, выделяются схемы с дожиганием окислительного турбогаза.
В главе 4 исследуются возможности практического использования ЖРД с дожиганием окислительного турбогаза (РН типа "Рикша", "Ангара").
В главе 5 исследуются дополнительные возможности охлаждения метаном камер размерностью от 2 до 200 тс и выявляются новые возможности для повышения энергетики схемы с дожиганием восстановительного турбогаза и делается выбор концепции ЖРД МПИ.
Использование опыта разработки ЖРД на высоко-кипящих компонентах топлива
В период 1953-1973 г.г. в КБЭМ разработано 5 семейств ЖРД на высококипящем топливе (ВКТ), автор участвовал в разработке 19 ЖРД на ВКТ (4 последних семейства), это двигательные блоки и двигатели: 8Д513 (РД-215),8Д514 (РД-216), 8Д515 (РД-217), 8Д712 (РД-218), 8Д713 (РД-219), 8Д720 (РД-224), 8Д721 (РД-225), 8Д518 (РД-250), 8Д723 (РД-251), 8Д724 (РД-252), 11Д43 (РД-253), 11Д27 (РД-256), 11Д69 (РД-261), 11Д26 (РД-262), 15Д117 (РД-263), 15Д119 (РД-264), 15Д168 (РД-268), 15Д286 (РД-273), 15Д285 (РД-274), 14Д14 (РД-275), прошедшие полные циклы разработки (проект, КД, летные испытания и серийное производство) и использовавшиеся на 11 ракетах: 8К64, 8К65, 8К66, 8К67, 8К68, 8К82К (УР-500, Протон), 11К67, 11К68, 11К69, 15А14 (Днепр, Сатана), 15А15 (МР-УР100) и их модификациях, а также в разработке 30 проектов ЖРД на ВКТ с улучшенными энергетическими и эксплуатационными характеристиками, это: РД-254 (11Д44), РД-257 (15Д93), РД-265 (ПД621), РД-266 (11Д211), РД-267 (11Д212), РД-269 (И-70), РД-271 ("Гарантия"), РД-272 ("Волна"), РД-280 (8Д725) и др.
Разработки ЖРД на ВКТ того периода проводились под руководством В.П.Глушко и М.Р.Гнесина, при этом автор самостоятельно или совместно с сотрудниками руководимых им подразделений, занимался разработкой схем управления агрегатами двигателя (системы запуска, регулирования, останова, выбором основных характеристик двигателя и согласованием их с разработчиками ракеты [15-42], а также разработкой комплексных программ экспериментальной отработки двигателей и выпуском отчетов по отдельным проблемам и этапам отработки [43-48] зачастую в качестве ведущего конструктора - ответственного исполнителя.
Основной проблемой отработки ЖРД на ВКТ было появление на отдельных экземплярах камер высокочастотной неустойчивости рабочего процесса (ВЧ), носившего вероятностный (непредсказуемый) характер, и приводившей, как правило, к разрушению камеры.
Среди работ автора этого периода следует отметить участие в отработке запуска высотного двигателя 8Д713 на "земном" стенде [17], а также исследование особенностей запуска ЖРД на самовоспламеняющихся компонентах топлива и устранения ВЧ при запуске двигателя 8Д518 [18, 20,22,23,26,29], при этом были обнаружены такие факторы, присущие запуску ЖРД, которые могли привести к появлению ВЧ в камере, устойчивой на стационарном режиме.
С 1960 г. в КБЭМ (ОКБ-456) начались проектные исследования с целью освоения схемы с дожиганием турбогаза в камере, приведшие к разработке ЖРД на ВКТ, выполненных по схеме с дожиганием (11Д43, 15Д117, 15Д119, 15Д168).
С участием автора были выбраны принципиальные схемные решения и основные параметры этих двигателей [19-21,24-25,27,28,30...42], а именно: - однокамерный ЖРД размерностью по тяге 100.. .200 тс с давлением в камерерк= 150...230 кгс/см ; - . схема с дожиганием окислительного турбогаза; - запуск без дополнительных средств раскрутки ТНА; - регулирование по температуре турбогаза с использованием регулятора расхода горючего; - одноступенчатый насос окислителя в сочетании с двухступенчатым насосом горючего; - использование струйного преднасоса окислителя; - управление полетом путем качания двигателя и др.
Эти решения были в дальнейшем использованы и успешно апробированы на всех последующих двигателях КБЭМ, выполненных с дожиганием, в том числе и на криогенном топливе (РД-170, РД-171, РД-120, РД-180, РД-191), изготовление, испытания и эксплуатация которых ведется до сих пор, а также продолжается модернизация двигателя на ВКТ 11Д43 для ракеты "Протон" (11Д43 - 11Д14 - 14Д14М).
При экспериментальной отработке первого в КБЭМ двигателя на ВКТ по схеме с дожиганием (11Д43), автор непосредственно руководил сборкой и испытаниями автономных экспериментальных установок С, СВ, Ш, 2Ш, П, 2П (71 испытание на 60 экземплярах установок (экспериментальных двигателей), которые изготавливались с использованием элементов камер и ТНА двигателей 8Д518 и 8Д724, при испытаниях этих установок предварительно отрабатывались рабочие процессы в окислительном ГГ и в камере [20, 21].
При разработке двигателей 15Д117, 15Д119, 15Д168 для ракет 15А14 ("Днепр", "Сатана") и 15А15 (МР-УРЮО) новые проблемы были связаны с освоением высокого давления в КС (рк = 230 кгс/см в сравнении срк = 150 кгс/см предшествующего двигателя ПД43) и с необходимостью обеспечения надежного запуска ЖРД (впервые в мире) в условиях минометного старта ракет, при этом автор непосредственно участвовал в выборе схемных решений и проектных параметров [24,25,27,28,30,34...42], а также в экспериментальной отработке этих двигателей на всех стадиях от доводочных испытаний, до бросковых и летных испытаний в составе ракет и в процессе сдачи двигателей Заказчику и в серийное производство [43...48].
Предварительное обобщение опыта по развитию энергетических и эксплуатационных характеристик мощных ЖРД, разработанных ОКБ-456 для ракет на высококипящем и долгохранимом топливе опубликовано в [38] и [49].
Предварительный анализ трехкомпонентных ЖРД на кислороде, УВГ и водороде
Идеи трехкомпонентных ЖРД известны с 40-х годов прошлого века, когда австрийский ученый Зенгер предложил в дополнение к основным компонентам (кислород, спирт), сжигаемых в КС, вводить третий компонент - воду, использующуюся для охлаждения камеры, а затем нагретый водяной пар использовать для привода турбины ТНА.
В современных условиях есть смысл исследовать использование в качестве третьего компонента водород или метан.
Применение водорода усложняет ПГС и конструкцию двигателя и его отработку, к тому же водород дорог, зато появляются широкие возможности для повышения энергетики двигателя первых ступеней, да и на МКС "Энергия-Буран" есть и РГ-1 и водород ( 6 % по массе), и возникает необходимость исследовать возможности либо более эффективного использования его, либо уменьшения его количества на борту, без потерь энергетики.
Блок-схема основных классов ЖРД на топливе 02+УВГ+Н2 представлена на рис. 2.7. При выборе оптимальных схем ЖРД без дожигания учитывались следующие основные факторы: энергетическая эффективность; степень сложности (количество типов агрегатов, наличие или отсутствие прототипов, наличие нерешенных проблем, статические и динамические связи контуров и т.д.); диапазон работы основных агрегатов (выходные характеристики, нагрузки, вероятность возникновения неустойчивых режимов и попадания в критические области и др.); ресурс, надежность, безопасность работы и живучесть; требования компоновки двигателя (блочность, компактность, минимальная масса и др.); эксплуатационные качества (контролепригодность, легкодоступность и легкосъемность при осмотрах и ремонтах, допустимость применения агрегатно-блочных методов ремонта, минимум затрат на обслуживание и т.д.); обеспечение полноценной автономной огневой отработки основных агрегатов; возможность этапного совершенствования конструкции по удельным характеристикам; преемственность и унификация основных решений в пределах всего ряда трехкомпонентных ЖРД.
Энергетическая эффективность оценивалась количественно, прочие факторы анализировались главным образом на качественном уровне. Сопоставление энергетической эффективности различных вариантов схем и выбор оптимальных для последующих исследований проводились на основе балансовых расчетов. Во всех вариантах параметры камеры были одинаковыми и приняты следующими: давление в камере сгорания (КС): рк = 300 кгс/см ; компоненты: 02+РГ-1+Н2; массовое соотношение компонентов в КС: 2,9 - среднее, 3,0-в ядре потока, 2,2 - в пристеночном слое; доля водорода в горючем КС:
Варианты различаются, прежде всего, схемами получения турбогаза и питания основных турбин. По этому признаку все схемы ЖРД без дожигания можно разделить на три группы: полностью или частично безгенераторные схемы, в которых для привода турбин используется газообразный водород, нагретый в зарубашечном тракте камеры; схемы с одним или несколькими генераторами, расположенными параллельно; схемы с последовательным или параллельно-последовательным расположением генераторов.
В большинстве схем используется последовательное охлаждение секций камеры. В схемах № 11, 12 и 17 камера сгорания и сопло охлаждаются автономными расходами, при этом после сопла водород подается в генератор водородного блока. Диаграмма сравнительной энергетической эффективности этих схем дана на рис. 2.9.
Сопоставление проводилось в следующей последовательности. На основе баланса расчетов для каждой схемы были получены значения давления газа после турбины -р2т- Их отличие от базового значения р2т = 10 кгс/см (в схеме № 6), выбранного по компоновочным соображениям (ограничение габаритов газоводов) переводилось в изменение расхода водорода (/й"2 ), необходимого для получения рабочего тела турбин. "Избыточный" расход водорода, будучи направлен в камеру сгорания, приводит к росту удельного импульса (7у.п.). В среднем для рассматриваемых схем двигателя тягой у земли -250 тс и параметрами камеры, приведенными выше, между отклонениями от базовых значений р2т, т н г, 1уп. выполняются след= - 0,2 кг/с и А/уп. =+0,2 кгс-с/кг.
Выбор оптимального ующие эквивалентные соотношения: изменению р2Т на плюс 1 кгс/см соответствует Мігнгг по комплексу качеств варианта схемы зависит от большого числа факторов, часть которых не определяется разработчиком двигателя и задается разработчиком носителя (доля водорода в топливе, унификация, диапазон регулирования тяги и т. д.). Поэтому имеет смысл говорить только об опорных вариантах, из числа которых может быть выбран и оптимальный в зависимости от условий и задач конкретной разработки. Таких опорных вариантов, видимо следует выделить три:
1. Схема с одним генератором с общей турбиной насосов «О» и УВГ и отдельной для водородного насоса, с последовательным питанием турбин сначала ТНА «В», затем ТНА «0»+ УВГ (схема № 6); возможно введение дожигателя между турбинами для повышения эффективности схемы (переход к схеме № 15);
2. Схема с двумя генераторами и параллельными турбинами ТНА «В» и ТНА «0»+УВГ (схемы № 11 и 13, они отличаются схемой охлаждения камеры и напором водородного насоса);
3. Схема с тремя генераторами и с тремя полностью автономными блоками агрегатов подачи «В», «О» а УВГ (схема № 14).
Последующий анализ строился применительно ко второму опорному варианту, который обладает несколько более высокой приспосабливаемостью к различным требованиям при относительной простоте и близости конструктивных решений к освоенным в отечественных двухкомпонентных ЖРД.
Результаты расчетов параметров двигателей и их основных агрегатов
Учитывая примеры появления новых конструкционных материалов (керамика и др.) в авиадвигателестроении, а также возможность применения охлаждаемой турбины в ЖРД [101], были проведены расчеты энергетической увязки двигателей с температурой генераторного газа 1300К вариантов, у которых либо не удалось получить баланса мощностей при Тгг = 1000 К, либо полученные результаты оказались не приемлемыми (л:т 2,24, давление на входе в охлаждающий тракт камеры двигателя больше 500 - 550 ата).
В случае применения неохлаждаемой турбины (диск и корпус турбины изготовлены из материала, сохраняющего свои прочностные характеристики при температуре 1300 - 1400 К) для расчета использовались те же исходные данные, что и для Тгг = 1000 К. С ростом Тгг уменьшается 7іт и соответственно напоры насосов. Это ведет к падению их суммарной мощности; при этом кпд насосов меняются незначительно, кпд турбины также остается приблизительно тем же, так как рост расхода на турбину ведет к росту расходного кпд, а увеличение адиабатической работы к уменьшению окружного кпд. При использовании охлаждаемой турбины часть расхода горючего отбирается на охлаждение входных и выходных кромок лопаток ротора и соплового аппарата, диска, бандажа, корпуса турбины и газовода. Расход метана на охлаждение принят равным 5 %.
На данной стадии исследования схем с использованием охлаждаемой турбины, принимались следующие допущения: -не учитывалась неравномерность распределения температур по высоте лопатки ротора; -не учитывалось падение кпд турбины из-за уменьшения расхода на 5 %, так как был проведен расчет кпд турбины варианта двигателя с тягой 5 тс, при этом падение кпд было не существенным. Для двигателей больших тяг влияние расхода на охлаждение турбины на кпд будет еще меньше; -считалась, что падение мощности турбины связано только с уменьшением расхода генераторного газа из-за отбора метана на охлаждение турбины.
Первоначально было рассмотрено 18 вариантов расчета двигателей, работающих на компонентах топлива О2 + СН4 по схеме с ДВГГ при Тгг = 1300 К, с применением и без применения охлаждаемой турбины. Результаты проведенных расчетов представлены в таблице 23 (Приложение).
Из рассматриваемых вариантов двигателей с ДВГГ нет баланса мощностей на двигателях тягой от 2 до 12 тс прирк =200 кгс/см .
При анализе результатов расчета вариантов двигателей тягами 2 и 5 тс с рк = 100 ата были получены приемлемые значению тгт (см. таблицу 23 в Приложении).
На рис. 3.5 представлены графические зависимости мощностей насоса и турбины для двигателей тягами 40,100 и 200 тс в зависимости от %j.
При расчете вариантов двигателей тягами 40 и 100 тс получились высокие величины давления на входе в тракт охлаждения камеры, причем если для двигателя тягой 200 тс представляется возможным при помощи уменьшения сопротивления агрегатов получить приемлемое значение давления, то для двигателя тягой 40 тс желаемого давления на входе в тракт получить нельзя (см. таблицу 23, в Приложении).
Для двигателя тягой 200 тс ирк = 200 ата с Тгг = 1300 К был проведен расчет варианта схемы с перепуском части горючего в камеру, так как метан имеет лучшие охлаждающие свойства по сравнению с РГ-1. Схема с перепуском имеет следующие особенности: - нет зависимости входного давления в тракт охлаждения камеры от 71т, так как определяющей становится газогенераторная магистраль (ее гидросопротивление значительно больше); - уменьшается массовый расход генераторного газа и кпд турбины, так как часть расхода горючего, минуя газогенератор, идет на охлаждение камеры.
В результате проведенного расчета было получено, что применение схемы с перепуском для двигателя данной тяги и давления в КС возможно при условии: осуществление проточного охлаждения камеры двигателя тридцатью процентами от общего расхода горючего, при этом получилось значение 71т близкое к предельной величине (71т = 2,207). Для подтверждения работоспособности данной схемы необходимо проведение дополнительных тепловых расчетов камеры.
Состояние разработки двигателя для РН «РИКША»
В период 1993...1997 гг. были выпущены «Технические предложения» [132...134,145,153,159], эскизный проект [160], конструкторская документация на огневые агрегаты (камеру и газогенератор) для экспериментальный установки с целью проведения огневых испытаний на штатном режиме (рк=150 кгс/см2) и штатном топливе (жидкие СЬ+метан), на вытеснительной стендовой подаче топлива, на заводе «Красмаш» (г.Красноярск) и в НИИХиммаш (г. Сергиев Посад) были начаты соответственно подготовка производства и стендовой базы, однако из-за прекращения финансирования от РКА эти работы были приостановлены, но могут быть возобновлены.
Выпущена конструкторская документация на апогейные двигательные установки, проведены огневые испытания камер АДУ в НПО Энергомаш (см. Приложение, стр.75-79).
Информация по МРКК «Рикша» с двигателями РД-190, РД-185, АДУ демонстрировалась на международных авиакосмических салонах в ЛеБурже (Франция) и г.Жуковском (РФ), в 1995,1997, 1999 гг.
Разработка МРКК «Рикша» с двигателями НПО «Энергомаш» была поддержана «Распоряжением Правительства РФ «Об освоении новых ракетных технологий на основе применения экологически чистой топливной пары - жидкий кислород и сжиженный природный газ и созданием на первом этапе ракетно-космического комплекса «Рикша» (№1155 от 18.06.96 г.).
Разработаны предложения по ЖРД первого этапа [150] в соответствии с Техническим заданием на проведение части НИЭР по проблеме создания нового поколения маршевых двухкомпонентных ЖРД на экологически чистых компонентах, обеспечивающих минимальные удельные стоимости выведения полезных нагрузок, тема "Развитие ДУ СВ".
Энергетическая увязка параметров двигателей Расчеты по энергетической увязке проводились для следующих схем двигателей; -без дожигания восстановительного генераторного газа в камере сгорания с подачей его в закритическую часть сопла камеры; -с дожиганием окислительного генераторного газа в камере сгорания. 1.1. Исходные данные и основные положения, принятые для расчета Тяга двигателя на Земле, тс (кН) 150 (»1470) Температура восстановительного газа, К 1100 Температура окислительного газа, К 1000 Геометрическая степень расширения сопла: а) F = 35, б) F =90. Давление в камере: схема без дожигания, кгс/см2 150 и 300, схема с дожиганием, кгс/см2 250 и 300. Давление за турбиной для схемы без дожигания, кгс/см2 4.
В схеме двигателя без дожигания камера и газогенератор питаются по автономным магистралям, но от одних насосов, то есть имеется относительная независимость параметров камеры и газогенератора.
Отработавший на лопатках турбины газ подается в закритическую часть сопла камеры. Регулирование тяги двигателя осуществляется путем изменения расхода генераторного газа при постоянном соотношении расходов компонентов через газогенератор.
Для определения параметров продуктов генерации восстановительного газагенератора использовались данные, полученные в работах [104,121,122]. Гидросопротивление магистралей, кпд агрегатов системы подачи были приняты исходя из опыта работы НПО Энергомаш [113...116,127].
В схеме двигателя с дожиганием окислительного генераторного газа принимались кпд насосов и турбины, ориентированные на применение перспективных материалов и конструкции уплотнений; гидравлические сопротивления соответствуют сопротивлениям на двигателях - прототипах.
Так как двигатели должны иметь 13% запас по тяге для парирования аварийных ситуаций, для двигателей с дожиганием генераторного газа номинальная температура окислительного генераторного газа была принята равной 822К,при форсировании принята - 1100К.
Результаты расчетов для двигателей без дожигания приведены в таблице 50 (Приложение).
Результаты расчетов для двигателей с дожиганием приведены в таблице 51 (Приложение) (в колонках отмеченных ) приведены результаты расчетов по предельным характеристикам для двигателей без возможности форсирования на 13%). Параметры основных агрегатов этого двигателя приведены в Приложении (стр. Н-О).
