Московский Государственный Технический Университет им. Н.Э. Баумана Реферат по КСМУ на тему Кислородно-водородный ЖРД НМ60 Преподаватель Медведев В.Е. Студент Мельников Сергей Группа М1-52 1999 г. Исследования, проводимые в Европе в области ракет-носителей, показывают необходимость разработки кислородно-водородного двигателя
большой тяги для эксплуатации в 90-годы. Для выявления потенциальных технических проблем, начиная с 1978 года проводились предварительные исследования кислородно-водородного ЖРД с тягой 500 кН. В 1980 году было принято решение о разработке семейства РН Ариан-5 рис.1, на которой предполагается использование разгонных блоков первой ступени РН Ариан-4 и нового кислородно-водородного блока Н60 рис.2 на второй ступени.
На рис.1 под каждой модификацией РН указана ее грузоподъемность кг и соответствующая орбита LEO низкая околоземная GTO переходная к стационарной. Предварительные исследования по двигателю блока были начаты в 1981 году. Разработку планировалось начать в 1984 году, а закончить в 1991 году с тем, чтобы первый пуск Ариан-5 осуществить в 1993-1994 году. Ниже рассматриваются основные результаты предварительных исследований
по созданию ЖРД НМ60. ЖРД должен удовлетворять следующим основным требованиям а удельный импульс в вакууме - 4346 Нсеккг б номинальная тяга в вакууме 800 кН с возможностью дросселирования в полете до 600 кН в перспективный уровень тяги в вакууме 1300 кН. Данная тяга необходима для использования ЖРД на первой ступени перспективных РН и достигается увеличением давления в камере сгорания. Таким образом, первоначальная конфигурация с тягой 800 кН разрабатывается в условиях минимального технического
риска г длина и максимальный диаметр не более 4,0 и 2,4 м, соответственно, что обеспечивает безопасное разделение ступеней в полете. В перспективе предполагается использовать выдвигаемый насадок сопла д критическим на входе в насос окислителя принято избыточное давление 1,5 х 105 Па и в насос горючего 0,5 х 105 Па, что позволяет обойтись без преднасосов е ЖРД должен допускать многократное использование. В процессе предварительных исследований рассматривались
три схемы двигателя 1 ЖРД с использованием на турбине пара водорода, полученного в тракте охлаждения, принципиальная схема которого представлена на рис.3,а 2 ЖРД с дожиганием генераторного газа рис.3в 3 ЖРД без дожигания генераторного газа рис.3б, где 1 насос горючего 2 насос окислителя 3 турбина горючего 4 парообразный водород 5 турбина насоса окислителя 6 газогенератор. Принципиальными преимуществами ЖРД первой из рассмотренных схем рис.3,а являются простота,
предельно низкая стоимость производства и относительной низкий уровень давления в насосах, необходимый для заданного давления в камере сгорания. Тем не менее, предварительные исследования показывают, что тепловой энергии, снятой со всей поверхности камеры сгорания, включая сопло, не достаточно для подачи топлива в камеру сгорания с давлением 100 х 105 Па. На рис.3,в представлена схема ЖРД с дожиганием генераторного газа.
Камера сгорания в этом случае питается двумя отдельными турбонасосами, работающими на газе, полученном в предкамере, объединенной с турбонасосом жидкого водорода. Для данной схемы ЖРД рассматривались конфигурации турбонасосов, подобные ЖРД ТКА Space Shuttle, но без преднасосов, что объясняется требованиями к двигателю. Камера сгорая имеет регенеративное охлаждение, для чего используется 20 топлива, а 6 его идет на охлаждение
сопла с последующим сбросом горячего пара. На рис.4 приведен общий в ид ЖРД НМ60 с дожиганием генераторного газа А и без дожигания В. На рис.5 представлена принципиальная схема ЖРД без дожигания генераторного газа, где 1 наддув окислителя 2 жидкий кислород 3 турбонасос окислителя 4 магистраль гелия 5 система продувки магистрали жидкого кислорода 6 система продувки магистрали жидкого водорода 7 жидкий водород 8 турбонасос горючего 9 наддув бака горючего 10
клапан регулирования соотношения компонентов 11 пиротехническая система запуска и раскручивания турбины 12 газогенератор 13 клапан продувки магистрали жидкого кислорода 14 клапан продувки магистрали жидкого водорода 15 система запуска 16 клапаны управления впрыском компонентов в газогенератор 17 главный клапан окислителя 18 главный клапан горючего 19 сопло, охлаждаемое жидким водородом с последующим его сбросом. Конструкция и технология изготовления камеры сгорания данной схемы, как и схемы с дожиганием генераторного
газа, аналогичны маршевому двигателю ТКА Space Shuttle SSME. Основные характеристики двух анализируемых схем ЖРД приведены в табл.1, где также для сравнения даны характеристики маршевого ЖРД ТКА Space Shuttle SSME. Можно видеть, что для обеих схем уровни давления ниже, чем у SSME. Таблица 1. Сравнение вариантов ЖРД НМ60 и ЖРД
SSME НМ 60 без дожиганияНМ 60 с дожиганиемSSMEТяга в вакууме, кН 2092100Тяга на уровне моря, кН 1669Соотношение компонентов 5,12 5,12 5,58 5,6.0Камера сгорания Давление в камере сгорания х 105 Па Отношение площадей 100 103,7 160 103,7 125 124,4 203 124,77.5Газогенератор Давление х 105 Па Соотношение компонентов 50,6 0,9 115,6 0,9 194 0,68 355 0,9 356 0,81Турбонасосы Н2жО2ж Давление на выходе х 105 Па Скорость вращения, обмин 27500Мощность
турбины, мВт 7,62,0 21,25,6 10,82,8 32,48,6 45,518,6 - Давление на выходе второй ступени насоса окислителя. На рис.6 приводятся характеристики двух схем ЖРД в диапазоне от 900 кН 6 до 1300 кН, где по оси ординат отложен удельный импульс х 9.81 Нсеккг, по оси абсцисс давление в камере сгорания x 105 Па, 1 теоретический удельный импульс 2 двигатель с оптимальной степенью расширения отношение площадей
среза и критической части с дожиганием генераторного газа 3 двигатель с дожиганием и с фиксированной степенью расширения 4 двигатель с оптимальной степенью расширения без дожигания 5 двигатель без дожигания с фиксированной степенью расширения 6 номинальная тяга 7 максимальная тяга. Уменьшение удельного импульса для двигателя без дожигания генераторного база объясняется увеличением необходимого количества основных компонентов топлива для газогенератора.
Обе схемы двигателя оптимизированы при тяге равной 800 кН. Для двигателя без дожигания разработка, включая создание стендов, потребует 7,5 лет и 8,75 лет для двигателя с дожиганием. Кроме того, ЖРД с дожиганием для уровня тяги 800 кН имеет на 25 большую стоимость разработки и на 20 большую стоимость изготовления. Имея ввиду степень технического риска и стоимостные характеристики, для
ЖРД НМ60 была выбрана схема без дожигания генераторного газа. В результате предварительных исследований были сформулированы новые требования 1 номинальная тяга в вакууме 900 кН 2 ЖРД должен дополнительно обеспечивать следующие функции а управление по каналам тангажа и рысканья, используя карданов подвес б наддув топливных баков основными компонентами в обеспечение расхода 1 50кгсек для управления по крену 3 тяга и соотношение компонентов должны удовлетворять проектным
и эксплуатационным органичениям, представленным на рис.7, где по оси ординат отложена тяга кН, по оси абсцисс соотношение компонентов 1 проектные ограничения 2 ограничения квалификационных испытаний 3 эксплуатационные ограничения 4 номинальные условия 4 при выборе проектные решений предпочтение должно отдаваться вариантам с минимальной стоимостью производства 5 обслуживание ЖРД должно предполагать использование его на многоразовых
РН 6 двигатель должен использоваться для пилотируемых полетов с минимальной модификацией. Старт турбин и воспламенение в газогенераторе и камере сгорания осуществляется пиротехнической системой, аналогичной ЖРД НМ7 Ариан-I. Соотношение компонентов регулируется клапаном, управляющим подачей газа на турбину окислителя. Тяга ЖРД и соотношение компонентов в газогенераторе регулируется клапаном, управляющим подачей компонентов в газогенератор. Проверки и контроль работы осуществляется
ЭВМ двигателя и топливных баков. Основные характеристики двигателя даны в табл.2. Турбонасос окислителя рис.8 состоит из осевого преднасоса, одноступенчатого центробежного насоса и реактивной турбины. Преднасос и крыльчатка центробежного насоса и реактивной турбины. Преднасос и крыльчатка центробежного насоса выполнены из алюминиевого сплава, турбина из сплава INCO 718. Таблица 2. Характеристики ЖРД НМ60 НМ 60SSMEТяга в вакууме, кН9002090Тяга на уровне моря,
кН7151700Удельный импульс в вакууме, Нскг43644462Удельный импульс на уровне моря, Нскг34233559Соотношение компонентов5,16,0Давление в камере сгорания, х 105 Па100207Отношение площадей110,577,5Суммарный массовый расход, кгс206468Массовый расход газогенератора, кгс7,06248Расход сбрасываемого охладителя Н2, кгс1,93-Давление на выходе из насоса окислителя, х 105 Па125,7319528Длина, м4,04,24Диаметр среза сопла, м2,522,39Время работы двигателя, с291480Масса, кг13003002
Подшипники насоса смазываются жидким кислородом, а подшипники турбины жидким водородом. Герметизация достигается динамическими уплотнителями типа плавающих колец и наддувом гелием. Дистанционно управляемый уплотнитель служит для предупреждения просачивания жидкого водорода в процессе захолаживания перед стартом. Осевые нагрузки компенсируются регулированием потока жидкого кислорода к задней части крыльчатки. Основные характеристики турбонасоса кислорода даны в таблице 3.
Турбонасос водорода рис.9 состоит из осевого преднасоса, двухступенчатого центробежного насоса и двухступенчатой турбины. Подшипники вала расположены вне секций насоса и турбины, для обеспечения приемлемой величины DN диаметр х скорость вращения. Все подшипники смазываются жидким водородом. Система компенсации осевых нагрузок объединена со второй крыльчаткой центробежного насоса. Преднасос выполнен из алюминиевого сплава, крыльчатки из титанового сплава
ТА5Е-ЕLI, турбина и вал из INCO 718. Характеристики насоса жидкого водорода приведены в табл.3. Таблица 3. Характеристики турбонасосов Окислителя 02жГорючего Н2жЧастота вращения, мин-11450037900Массовый расход, кгс173,434,07Давление на выходе, х 105 Па125,7150,5Мощность на валу, кВт23318680Критическое значение избыточного давления, х 105 Па 1,5 0,42Насос диаметр, мм удельная скорость КПД 205 0,545 1490 0,79 205 0,534 1460 0,77Турбина диаметр,
мм отношение давлений КПД 230 17 0,29 201 20,5 0,50 На рис.10 дан общий вид камеры сгорания КС ЖРД НМ60, где 1 карданов подвес 2 воспламенитель 3 форсуночная головка 4 камера сгорания 5 основной сопловой блок 6 сопло большой степени расширения 7 каналы сброса охладителя сопла расширения. На рис.11 приводится удельный импульс КС ось ординат х 9,81 нсеккг, по оси абсцисс отложена степень расширения сопла.
Точки на графике соответствуют характеристикам кислородно-водородных ЖРД , где 1 ЖРД J2S 2 ЖРД RL 10 3 ЖРД SSME 4 ЖРД НМ7А 5 ЖРД НМ7В 6 ЖРД НМ60. Характеристики КС данных ЖРД приведены также в табл.4. На рис.12 представлена конструкция форсуночной головки, где 1 подача жидкого кислорода 2 канал подачи жидкого кислорода 3 подача газообразного водорода 4 пористая пластина 5 форсунки
Таблица 4. J2SRL10SSMEHM7AHM7BHM60Тяга, кН10606920906060860Давление в камере сгорания, х 105 Па 54 27 205 30 35 100Соотношение компонентов5,55,0655,35,1Степень расширения сопла27,55777,56282110,5Теоретический удельный импульс, Нсеккг 4395 4529 4571 4542 4578 4501Удельный импульс камеры сгорания, Нсеккг 4209 4364 4464 4363 4398 4439 6 перегородки гашения высокочастотных колебаний. Форсуночная головка содержит 516 форсунок, собранных на пористой плате, которая охлаждается выпотеванием
водорода. Сравнение с другими криогенными форсуночными головками КС дано в табл.5. Перегородки гашения высокочастотных колебаний в КС образованы удлиненными форсунками. Конструкция камеры сгорания ЖРД НМ представлена на рис.13, где 1 - полости, предназначенные для повышения устойчивости горения 2 выходной трубопровод водорода 3 внутренняя стенка КС 4 никелевая оболочка
КС 5 выходной трубопровод водорода 6 подача жидкого водорода. КС содержит сужающуюся часть отношение площадей равно 5,8 регенеративно охлаждаемую водородом. Внутренняя часть КС, выполненная из медного сплава, имеет каналы охлаждения, которые закрыты никелевой оболочной. Трубопроводы выполнены из сплава INCONEL и сварены с никелевым корпусом. Основные характеристики КС даны в табл.6 в сравнении с другими криогенными
КС. Таблица 5. Характеристики форсуночной головки и камеры сгорания J2SRL10SSMEHM7MBBHM60Форсуночная головка Полный массовый расход, кгс Диаметр камеры, мм Число форсунок Расход через форсунку, гс Температура водорода, К КПД 242 470 614 375 105 0,98 18,5 262 216 85,6 180 0,985 469 450 600 782 850 0,99 13,9 180 90 70,7 136 0,986 45 182 90 470 190 0,98 195,8 415 516 380 95 0,989Камера сгорания Внутренний диаметр, мм Характерная длина, м
Отношение сжатия Максимальная температура охладителя, К Минимальное давление охладителя, х 105 Па Максимальная Температура стенки, К Максимальный удельный теплопоток, Втсм2 Давление, х 105 Па 470 0,62 1,58 60 54 262 0,98 2,95 150 27 450 0,8 2,96 254 98 740 12800 205 180 0,7 2,78 100 5,7 625 2900 35 182 2,3 6,95 140 100 690 16800 280 415 0,85 2,99 61 23,3 600 6400 100 Конструкция газогенератора ГГ представлена на рис.14, где 1 подача жидкого кислорода 2 подача жидкого
водорода 3 штуцеры датчиков температуры и давления. Давление в ГГ составляет 77 х 105 Па, температура 910 К, соотношение компонентов 0,9, массовый расход 7,08 кгсек. Форсуночная головка ГГ имеет 120 форсунок. Воспламенение осуществляется пиротехническим воспламенителем, расположенным в центре головки. ГГ охлаждается жидким водородом, проходящим между стенками, и впрыскиваемым
затем в ГГ. Для уменьшения нестабильности горения рядом с распылительной головкой имеются акустические полости. Клапаны управления и рулевые машинки имеют гидравлический привод. Гидравлический насос смонтирован на оси трубонасоса окислителя. Остальные клапаны работают на гелии под давлением 23 х 105 Па. Сравнение двигателя НМ60 с другими кислородно-водородными
ЖРД дается в таблице 6. Таблица 6. SSMEНМ7АНМ7ВLE-5НМ60J2J2SRL6-10 AЗ-3Тяга в вакууме, кН Удельный импульс, Нскг Соотноше-ние компо- нентов Давление в камере сгорания, х 105 Па Отношение площадей Массовый расход, кгс Длина, м Диаметр, м Время работы Сухая масса, кг Начало разработки Начало эксплуата-ции
Разгонный блок, на котором двигатель использу-ется 2090 4464 6,0 207 77,5 468 4,24 2,39 480 3000 1972 1981 Space Shu- ttle 61.6 4338,6 4,43 30 62,5 14,2 1,71 0,938 563 149 1973 1979 Н8 62,7 4372,9 4,80 35 82,5 14,4 1,91 0,984 731 155 1980 1983 Н10 100 4334,7 5,5 35 140 23,1 2,7 1,65 370 230 1977 1984 Н1, втор. ступ. 900 4364 5,1 100 110,5 196,7 4,0 2,52 291 1300 1984 1992
Н60 1044 4168 5,5 53,6 27,5 250 3,38 1,98 470 1542 1960 1966 SII- SIVB 1180 4266 5,5 86 40 277 3,38 1,98 - 1556 67 4354 5,0 27 57 15,8 1,78 1,00 450 132 1958 1963 Centaur SIV Список литературы 1. Астронавтика и ракетодинамика, выпуск 18 за 1985 год 2. Астронавтика и ракетодинамика, выпуск 25 за 1986 год
2dip.su
Разработка двигателя по новой схеме Погоня за максимально возможным удельным импульсом тяги не ограничивалась применением новых компонентов топлива. Использовались и другие возможности, в частности разрабатывались
Космічна енергетика та двигуни А. А. Прокопчук, В. А. Шульга Государственное предприятие «Конструкторское бюро «Южное» им. М. К. Янгеля», Днепропетровск ЛИНЕЙКА ПЕРСПЕКТИВНЫХ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
1. Общие положения Поступающий в магистратуру по направлению подготовки 24.04.05 «Двигатели летательных аппаратов» должен иметь диплом о высшем профессиональном образовании (бакалавра, специалиста или
Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 73 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 621.454.2 Разработка нелинейной математической модели жидкостного ракетного двигателя, работающего на стационарном режиме Беляев
Эпопея «Пятьдесят шестого» И.Черный История применения водорода на ракетах в нашей стране сравнительно коротка, хотя такие предложения выдвигались еще до «официального» начала космической эры. Инициативные
Научноисследовательский институт машиностроения, государственное предприятие НИИМАШ Перспективные разработки ракетных двигателей малых тяг Модуль реактивной системы управления НИИ машиностроения - 2 624610
УДК 621.642.17 Канд. техн. наук Ю.А. Митиков ГАЗОБАЛЛОННЫЕ СИСТЕМЫ НАДДУВА И РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ НОВОГО ПОКОЛЕНИЯ Проведен анализ схем и параметров самых распространенных горячих гелиевых газобаллонных систем
Источник: АиФ 20 января 1960 года в СССР на вооружение была принята первая в мире межконтинентальная баллистическая ракета Р-7. Как достать американцев История первой советской межконтинентальной баллистической
Возмутители спокойствия из Самары И.Афанасьев НК-33-1 отличается от прототипа раздвижным сопловым насадком, шарнирным подвесом и входными трубопроводами. У двигателя РД-191, создаваемого в НПО "Энергомаш"
Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 71 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 621.454.2 Проблемные вопросы энергетической увязки параметров жидкостных ракетных двигателей Беляев Е.Н. 1 *, Воробьев А. Г 1 **.,
ПРОЕКТ ЭКОНОМИЧЕСКИ ЭФФЕКТИВНОЙ СИСТЕМЫ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ УДК 629.784.014.18.003:629.78.085 ПРОЕКТ ЭКОНОМИЧЕСКИ ЭФФЕКТИВНОЙ СИСТЕМЫ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ СРЕДНЕГО И ТЯЖЕЛОГО КЛАССОВ ДЛЯ ЗАПУСКОВ ЭЛЕМЕНТОВ
Энергомаш, научнопроизводственное объединение энергетического машиностроения имени академика В.П.Глушко, государственное предприятие ЭНЕРГОМАШ РД-108 РД-170 РД-180 РД-701 РД-161 РД-120 Энергомаш - 2 141400
АИ-28 Авиационный турбореактивный двухконтурный двигатель ИДЕОЛОГИЯ СОЗДАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ Двигатель АИ-28 предназначен для применения на последующих модификациях самолета Ан-148, а также на вновь разрабатываемых
СОВЕТСКИЙ ПРОЕКТ ЭКСПЕДИЦИИ НА МАРС 1959 1974 гг. Бугров Владимир Евграфович Непосредственный разработчик проектов С.П.Королева экспедиций на Марс и Луну. В 1966-1968 1968 гг проходил подготовку к полету
1. Цели и задачи дисциплины Дисциплина «Испытания и обеспечение надежности ракетно-космической техники» является курсом профессиональной подготовки в структуре основной образовательной программы магистра
ОПЫТ МАИ ПО СОЗДАНИЮ ВЫСОКООБОРОТНЫХ ТУРБОАГРЕГАТОВ С ГАЗОДИНАМИЧЕСКИМИ ПОДШИПНИКАМИ СКОЛЬЖЕНИЯ ДЛЯ ДВИГАТЕЛЬНЫХ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ УСТАНОВОК МАИ (НИУ), Москва, Россия Руководитель работ - Равикович Ю.А.,
ЭФФЕКТИВНОСТЬ. НАДЕЖНОСТЬ. ЭКОЛОГИЧНОСТЬ НОВАЯ ГАЗОТУРБИННАЯ УСТАНОВКА МОЩНОСТЬЮ 16 МВТ В СЕРИЙНОМ ПРОИЗВОДСТВЕ С 2016 ГОДА Т16 НОВЫЙ СТАНДАРТ ИНДУСТРИАЛЬНЫХ ГАЗОВЫХ ТУРБИН КЛАССА 16 МВт Т16 ПЕРВАЯ РОССИЙСКАЯ
40 УДК 629.78 А.А. БЕЛИК, Ю.Г. ЕГОРОВ, В.М. КУЛЬКОВ, В.А. ОБУХОВ, Г.А. ПОПОВ Государственный НИИ прикладной механики и электродинамики, Москва, Россия КОСМИЧЕСКАЯ ТРАНСПОРТНАЯ СИСТЕМА НА ОСНОВЕ КОМБИНИРОВАННОЙ
Механика Лекция 5 [email protected] aislepkov.phys.msu.u Лекция 5 Глава. Законы сохранения в простейших системах П...3. Движение тел с переменной массой. Уравнение Мещерского Формула Циолковского.
УДК 6.45 КОНСТРУИРОВАНИЕ ЖРД И ИХ АГРЕГАТОВ ИССЛЕДОВАНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК МОДЕРНИЗИРОВАННОГО ДВИГАТЕЛЯ РД7М ПРИ ЕГО СЕРТИФИКАЦИОННЫХ ИСПЫТАНИЯХ Академик РАН Б.И. Каторгин, докт. техн. наук В.К. Чванов, Вяч.М.
О НТЦ «Силовые агрегаты» Общая информация НТЦ «Силовые агрегаты» является структурным подразделением федерального государственного бюджетного образовательного учреждения высшего профессионального образования
Неизвестный двигатель забытой ракеты И.Афанасьев После запусков первых отечественных ИСЗ перед ОКБ-1 (г. Калининград Московской обл.) под руководством С.П.Королева стала задача увеличения возможностей
Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 71 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 621.454.2 Математическая модель габаритно-массовых характеристик жидкостных ракетных двигателей малой тяги Загорнян С.С.*, Козлов
Д. Д. Сулимов ОАО «Авиадвигатель», г. Пермь В России свыше 70 % оборудования ТЭС выработало срок эксплуатации и устарело. Необходима массовая его замена с внедрением новых технологий производства электроэнергии
docplayer.ru
Переспективы развития космических ЖРД
В планах дальнейшего освоения космоса жидкостно-ракетным двигателям отводится большая роль. Мощные ЖРД, рассчитанные на экономичное использование высокоэффективных топлив, по-прежнему находятся в центре внимания специалистов. Доказательством тому является разработанный фирмой Рокетдайн кислородно-водородный двигатель SSME с тягой свыше 200 т, предназначенный для транспортного космического корабля "Спейс Шатл". Этот двигатель в отличие от прежних кислородно-водородных ЖРД функционирует на всем участке разгона космического аппарата:от старта до вывода на околоземную орбиту. Давление в камере ЖРД 55МЕ превышает 200 атм.
Развитие криогенной техники наряду с достижениями в области теплоизоляционных материалов в скором времени сделает целесообразной разработку для космических аппаратов основных и вспомогательных ЖРД, работающих на криогенных топливах и развивающих высокий удельный импульс. В этой связи большой интерес представляет смесь жидкого водорода с твердым, так называемый шугообразный водород. С заменой жидкого водорода твердым возрастает плотность ракетного топлива и в несколько раз снижаются потери водорода за счет испарения.
Большое внимание уделяется также разработке ЖРД" рассчитанных на использование новых, более эффективных топлив. К настоящему времени достигнут значительный прогресс в создании ЖРД с тягой в несколько тонн, работающих на топливах, содержащих фтор - самый сильный из известных окислителей. Фтор-водородное топливо превосходит кислородно-водородное примерно на 5% по удельному импульсу и вдвое по плотности. В ряде случаев еще больший эффект может дать использование фторных топлив, в которых окислителем являются фтор, моноокись фтора или механические смеси фтора с кислородом (флоксы), а горючим - гидразин, аммиак, диборан или легкие углеводороды (например, метан). Эти топлива обеспечивают удельный импульс, примерно на 10% меньший, нежели обеспечивает кислородно-водородное топливо, однако плотность их столь же высока, что и кислородно-керосинового топлива; кроме того, они лучше сохраняются в условиях космического полета, нежели топлива, содержащие водород.
Однако освоение фторных топлив требует решения многочисленных проблем, связанных с химической природой фтора. Этот продукт исключительно агрессивен. Он реагирует почти со всеми органическими и неорганическими веществами с выделением большого количества тепла, часто вызывающего воспламенение. При определенных условиях фтор вступает в реакцию даже с инертными газами. Многие металлы реагируют с фтором даже при комнатной температуре и при незначительном нагреве (при сильном же нагреве в атмосфере фтора горят все металлы). В струе фтора сгорают асбест, стекло, песок и бетон; пожар, начавшийся в результате воздействия фтора, потушить очень трудно. Фторные окислители и продукты сгорания фторных топлив относятся, к сожалению, к числу самых токсичных продуктов, опасных для человека и окружающей среды.
Химическая агрессивность фтора значительно сужает круг возможных конструкционных материалов для ЖРД, рассчитываемых на использование фторных топлив. Внутренние поверхности металлических элементов конструкции, соприкасающиеся с фтором, должны подвергаться операции пассивирования, которая заключается в обработке поверхностей газообразным фтором с целью нанесения защитной пленки фторидов. Внутренние поверхности элементов не должны иметь пор, микротрещин, заусенцев и других дефектов, поскольку они могут вызвать возгорание конструкции. Использование фторных топлив в ЖРД осложняет задачу создания надежно охлаждаемой камеры, поскольку при сгорании этих топлив развивается чрезвычайно высокая температура (например, для топлива фтор-аммиак она на 700°С выше, чем для топлива кислород-керосин, и достигает 4100°С).
В то же время, несмотря на трудность освоения фторных топлив, успехи, достигнутые в этой области в течение последнего десятилетия, дают основания считать, что в ближайшие годы фторные ЖРД найдут применение на верхних ступенях ракет, предназначенных для перевода автоматических космических аппаратов на другие орбиты и для разгона их к планетам. Фторные ЖРД рассматриваются в качестве перспективных двигателей и для космических кораблей, которые будут способны совершать длительные полеты к планетам.
В числе возможных компонентов топлив для будущих ЖРД рассматривается также озон, являющийся более сильным окислителем, нежели кислород. Озон в сочетании с водородом обеспечивает теоретически более высокий удельный импульс, чем топливная пара фтор-водород. Однако озон является чрезвычайно взрывоопасным продуктом, в сильной степени склонным к самопроизвольной детонации, и, следовательно, проблема получения и использования озона в большом количестве еще ждет своего решения.
Повышение характеристик двухкомпонентных жидких топлив может быть достигнуто и за счет добавки к ним в качестве третьего компонента легких металлов. Наибольший интерес среди таких металлсодержащих топлив представляют композиции фтор-водород-литий и кислород-водород-бериллий, обеспечивающие в принципе получение удельного импульса около 5000 м/с, близкого к предельному для существующих молекулярных топлив. Столь высокий удельный импульс можно объяснить упрощенно большим количеством тепла, выделяющимся при сгорании металлов в кислороде и фторе, и малым молекулярным весом водорода, воспринимающего выделившееся тепло.
Для создания экономичных двигателей, работающих на металлсодержащем топливе, необходимо решить многочисленные проблемы, к которым относятся: разработка надлежащих методов производства и хранения топлива; организация подачи топлива в камеру двигателя; обеспечение в камере полного сгорания топлива с последующим эффективным разгоном продуктов сгорания. Существенным недостатком двух упомянутых металлсодержащих топлив является их малая плотность, обусловленная высоким содержанием водорода (они в 4 раза легче кислородно-керосинового топлива).
Наряду с освоением новых ракетных топлив проводится поиск технических принципов, обеспечивающих дальнейшее усовершенствование ЖРД по экономичности, габаритам и массе. В этом отношении возможности принятых в современных ЖРД схем и конструктивных решений ограничены. Дело в том, что выигрыш в удельном импульсе и габаритах ЖРД, достигаемый увеличением давления в камере, с ростом давления становится все менее ощутимым, а трудности создания ЖРД все более возрастают. Существенное увеличение давления в камере свыше 200-250 атм оказывается малоэффективным и труднореализуемым.
 |
| Макет ЖРД с соплом внешнего расширения (США) |
В связи с этим большой интерес вызывают ЖРД с соплом внешнего расширения (рисунок). Своему названию такие ЖРД обязаны тем, что в них газовый поток обтекает реактивное сопло камеры снаружи, а не течет внутри сопла, как в обычных ЖРД. Сопло внешнего расширения представляет собой профилированное тело, сужающееся по направлению газового потока, похожее на конический или призмообразный сосуд с дном. Камера сгорания на рисунке имеет вид кольца, охватывающего сопло. Внутри сопла располагаются все другие элементы конструкции ЖРД, включая турбонасосный агрегат. Отработанный газ турбины выбрасывается наружу через отверстия в дне сопла. При старте ракеты реактивная струя вначале прижата к соплу атмосферным давлением, а затем по мере подъема ракеты расширяется в стороны. Поскольку газовый поток при обтекании сопла расширяется до давления, близкого к окружающему, то при полете ракеты сопло работает постоянно в режиме, соответствующем максимальному удельному импульсу, что является значительным преимуществом сопла внешнего расширения по сравнению с применяющимся. Другим преимуществом сопел внешнего расширения являются их существенно меньшие габариты (они короче обычных сопел в 3-4 раза), что объясняется их газодинамическими характеристиками. Применение сопел внешнего расширения позволяет значительно увеличить удельный импульс и уменьшить габариты ЖРД, не прибегая к увеличению давления в камере свыше 100 атм. К настоящему времени испытаны экспериментальные образцы ЖРД с соплом внешнего расширения, рассчитанные на тягу примерно от 10 до 100 т. Следует сказать, что создание таких ЖРД представляет немалые трудности для конструкторов и технологов.
Разработка космических ЖРД сопряжена с огромными материальными затратами. Стоимость создания этих двигателей достигает многих сотен миллионов долларов, а стоимость серийных образцов часто выражается семизначными числами. Тем не менее столь дорогостоящие изделия вместе с другими элементами ракет и космических аппаратов используются лишь однократно. Исследования проектов транспортных космических систем многократного применения, проводившиеся в течение многих лет, показали, что их создание оправдано экономически лишь при условии частого их использования. Одна из ключевых проблем разработки этих систем состоит в создании мощных эффективных ЖРД, рассчитанных на несколько десятков полетов и на ресурс в несколько часов при малом объеме межполетных регламентных работ. В этих условиях становится необходимой разработка специальной системы технической диагностики состояния ЖРД. В двигателе появляется новый элемент: контрольный блок с малогабаритным счетно-решающим устройством, который управляет работой двигателя и при необходимости подает команду на аварийное выключение.
Таким образом, возможности развития космических ЖРД далеко не исчерпаны. Следует учесть, что мы рассмотрели в основном лишь те перспективы развития, которые связаны с уже начавшимися работами.
В заключение скажем несколько слов о будущем космических ЖРД вообще, учитывая то обстоятельство, что существуют и разрабатываются другие типы двигателей, могущих использоваться в космонавтике.
Сайт создан в системе uCoz
wmpt.narod.ru
www.freepatent.ru
