РС-24 (англ. Rocket System 24, RS-24, Ракетная система 24) - жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) компании Рокетдайн (Rocketdyne), США.
На 2009 год применяется на планере космической транспортной системы «Спейс шаттл», на каждом из которых установлено три таких двигателя. Возможно более распространеннное название двигателя SSME (англ. Space Shuttle main engine, Главный двигатель космического челнока) используется именно из-за его текущего применения. Основными компонентами топлива двигателя являются жидкий кислород и водород. RS-24 использует схему закрытого цикла с дожиганием топливного генераторного газа.«RS-24» в своем нынешнем применении на космическом челноке сжигает жидкие кислород и водород, которые поступают из центрального бака транспортной системы. МТКК «Спейс шаттл» использует три таких двигателя при старте в космос в дополнение к тяге, обеспечиваемой твердотопливными ускорителями. Иногда при старте также используется система орбитального маневрирования «OMS» (англ. Orbital Maneuvering System). Каждый двигатель может обеспечить 181.4 тс (1.8 мН) тяги при старте. Удельный импульс «RS-24» составляет 453 с в вакууме и 363 с на уровне моря (4 440 м/с и 3 560 м/с, соответственно). Масса двигателя составляет 3.2 т. Двигатели снимаются после каждого полета и перемещаются в центр проверки «SSME» (англ. SSME Processing Facility, SSMEPF) для осмотра и замены всех необходимых компонентов.
ЖРД «RS-24» работают при экстремальных температурах. Используемый в качестве топлива жидкий водород хранится при -253oC, в то время как температура в камере сгорания достигает 3 300°C, что выше температуры кипения железа. Во время работы «RS-24» потребляют 3 917 литров топлива в секунду. Если бы в этот двигатель закачивалась вода, а не жидкий кислород и водород, то можно было бы выкачать среднего размера бассейн за 25 секунд.
Помимо трех главных двигателей, челнок имеет 44 ме́ньших ЖРД вокруг своей поверхности, которые входят в состав системы орбитального маневрирования «OMS» и реактивной системы управления «RCS», обеспечивая возможность маневрирования на орбите.
Завершение работы двигателя происходит следующим образом: топливо и окислитель, нагнетаемое по трубопроводам из центрального бака, перестает поступать из-за перекрытия доступа остатков топлива в систему; топливная система, включая разветвление к трем «SSME», остается открытой для выработки остатков топлива из трубопроводов.
Основные компоненты двигателя.
Центробежный насос низкого давления для окислителя (англ. Low Pressure Oxidizer Turbopump, «LPOTP») является шестиступенчатым осевым насосом, который приводится в действие кислородом и повышает давление жидкого кислорода от 0.7 до 2.9 MPa (от 7.1 до 29.6 ат). Скорость вращения турбины «LPOTP» составляет примерно 85.8 об/сек. Поток из «LPOTP» поставляется в насос высокого давления для окислителя (англ. High-Pressure Oxidizer Turbopump, «HPOTP»). Во время работы двигателя, повышение давления позволяет турбине насоса «HPOTP» работать на высоких скоростях без кавитации. «HPOTP» состоит из двух одноступенчатых центробежных насосов - основного насоса и насоса камеры предварительного сгорания - которые установлены на одном валу и приводятся в действие двухступенчатой турбиной, которая, в свою очередь, приводится в действие генераторным газом. «HPOTP» поднимает давление окислителя от 2.9 до 30 MPa (от 29.6 до 306 ат) и вращается со скоростью 468.7 об/сек. Основная часть окислителя направляется через главный окислительный клапан в главную камеру сгорания. Поток из насоса высокого давления частично используется для приведения в действие «LPOTP», также небольшая часть используется в окислительном теплообменнике. Жидкий кислород в последнем случае проходит через клапан, который закрывает или регулирует доступ окислителя в зависимости от текущей температуры двигателя, которая используется для превращения окислителя из жидкости в газобразный кислород. Этот газ затем частично отсылается в коллектор, который отводит его обратно в топливный бак для поддержания давления в баке окислителя, а частично отводится во вторую ступень турбины «HPOTP» камеры предварительного сгорания, которая поднимает давление кислорода 30 до 51 MPa (от 306 до 520 ат). В камеру предварительного сгорания кислород попадает через соответствующий клапан. Так как турбина и насос «HPOTP» установлены на общий вал, в данной области создается опасное соседство горячего топливного генераторного газа в турбине и жидкого кислорода в главном насосе. По этой причине эти две секции отделены друг от друга полостью за уплотнителями, в которую при работе двигателя подается гелий по давлением. Снижение давления гелия приводит к автоматическому отключению двигателя.
Основная силовая установка челнока.
Топливо поступает в челнок по топливной линии жидкого водорода, начиная от рассоединительного клапана, затем впадает в коллектор, где распределяется по трем топливным трубопроводам двигателей. В каждом ответвлении для жидкого водорода расположен предварительный клапан, который регулирует поступление топлива в турбонасос низкого давления.
Топливный насос низкого давления (англ. Low Pressure Fuel Turbopump, «LPFTP») является осевым насосом, приводимым в действие газообразным водородом, который поднимает давление топлива от 0.2 до 1.9 MPa (от 2.0 до 19.4 ат) и направляет его к насосу высокого давления (англ. High-Pressure Fuel Turbopump, «HPFTP»). Турбина «LPFTP» вращается со скоростью 269.8 об/сек, «HPFTP» вращается со скоростью 589.3 об/сек. «HPFTP» является трехступенчатым центробежным насосом, приводимым в действие двухступенчатой основной турбиной и поднимает давление жидкого водорода от 1.9 до 45 MPa (от 19.4 до 458.9 ат). Полученный поток водорода направляется через главный клапан по трем направлениям. Одна часть направляется в рубашку главной камеры сгорания, где водород используется для охлаждения стен камеры и затем направляется к «LPFTP» для приведения в действие его турбины. Малая часть потока от «LPFTP» затем направляется к общему коллектору от всех трех двигателей к топливному баку для поддержания его давления. Оставшаяся часть проходит между внутренней и внешней стенками коллектора генераторного газа для его охлаждения и направляется в главную камеру сгорания. Вторая часть потока водорода из «HPFTP» направляется в рубашку охлаждения сопла и затем соединяется с потоком от охлаждения камеры сгорания. Объединенный поток направляется в камеру предварительного сгорания.
Камеры предварительного сгорания («КПС») для окислителя и топлива приварены к коллекторам генераторного газа. Топливо с окислителем поступают в эти камеры и смешиваются таким образом, который обеспечивает эффективное сгорание. Воспламенитель с усиленной электрической дугой является небольшой комбинационной камерой, расположенной в центре инжектора каждой камеры предварительного сгорания. Пара избыточных двойных искровых воспламенителей, которые активизируются контроллером двигателя, используются в ходе стартовой последовательности двигателя для начала горения в каждой из «КПС». Они отключаются примерно через три секунды, так как процесс горения становится самодостаточным. «КПС» производят обогащенный топливом горячий газ, который проходит через турбины для обеспечения работы насосов выского давления. Выход «КПС» окислителя управляет работой турбины, соединенной с «HPOTP» и насосом «КПС» окислителя. Выход топливной «КПС» управляет турбиной, которая соединнена «HPFTP». Скорость турбин «HPOTP» и «HPFTP» зависит от положения соответствующих клапанов окислительной и топливной «КПС». Эти клапаны устанавливаются контроллером двигателя, которые используются для дросселирования потока жидкого кислорода к «КПС» и таким образом управляют тягой двигателя. Клапаны «КПС» также функционируют вместе с целью поддержания массового соотношения компонентов топлива равным 6:1.
Клапан управления охлаждением установлен на внешнем контуре охлаждения камеры сгорания («КС»). Контроллер двигателя управляет количеством газообразного водорода, который направляется в обход рубашки охлаждения сопла, таким образом управляя его температурой. Клапан охлаждения «КС» открыт на 100% перед запуском двигателя. Далее его положение изменяется в зависимости от степени требуемого охлаждения.
Основная камера сгорания («ОКС») получает обогащенный топливом горячий газ из коллектора рубашки охлаждения. Газообразный водород и жидкий кислород поступают в «ОКС» через инжектор, смешивающий компоненты топлива. Небольшая форсажная камера электровоспламенителя расположена в центре инжектора. Воспламенитель с двойным резервированием используется в ходе операций запуска двигателя для инициирования процесса горения. Главный инжектор и конус «ОКС» приварены к коллектору горячего газа. Кроме этого «ОКС» соединена с коллектором горячего газа при помощи болтовых соединений.
Внутренняя поверхность «ОКС» и сопла охлаждается жидким водородом, который течет по сварным внутристенным каналам из нержавеющей стали. Сопло является колоколообразным расширением «ОКС», которое соединено с ним болтами. Длина составляет 2.9 м, внешний диаметр у основания равняется 2,4 м. Поддерживающее кольцо, которое приварено к переднему концу сопла, является точкой крепления внешнего теплового щита орбитера. Тепловая защита необходима для частей сопла, подвергаемых внешнему разогреву в ходе старта, подъема на орбиту, во время орбитального полёта и при возвращении с орбиты. Изоляция состоит из четырех слоев металлической ватины, покрытой металлической фольгой.
Коэффициент расширения сопла в ЖРД «RS-24» равный 77, является слишком большим для работы двигателя на уровне моря при давлении 192.7 ат в «ОКС». В сопле таких размеров будет происходить срыв потока реактивной струи, который может вызвать проблемы с управлением и даже механические повреждения корабля. Для предотвращения подобного развития событий инженеры Рокетдайна изменили угол расширения сопла, уменьшив его около выхода, что увеличило давление около внешнего кольца до 0.3-0.4 ат и предотвратило срыв потока.[1]
Пять топливных клапанов на «RS-24» приводятся в действие гидравлически и управляются электрическими сигналами контроллера. Они могут быть полностью закрыты, используя систему подачи гелия в качестве запасной системы приведения в действие клапанов.
Главный клапан окислителя и клапан контроля давления топлива используются после отключения. Они остаются открытыми для того, чтобы сбросить остатки топлива и окислителя в топливной системе за борт челнока. После завершения сброса клапаны закрываются и остаются закрытыми до конца полета.
Несущий шарнирный подшипник присоединен болтами к сборке главного инжектора и обеспечивает связь между двигателем и челноком. Насосы низкого давления установлены под углом 180o от задней части фюзеляжа челнока, которая предназначена для приема нагрузки от двигателей при старте. Линии трубопроводов от низконапорных насосов к высоконапорным предоставляют возможность и пространство для движения двигателя в целях управления вектором тяги. Топливный трубопровод для жидкого водорода от «LPFTP» до «HPFTP» изолирован для того, чтобы избежать сжижения воздуха на его поверхности.
Дросселирование тяги «SSME» может производиться в диапазоне от 67% до 109% проектной мощности. В ходе осуществляемых запусков используется уровень 104.5%, а уровни 106-109% - допустимо использовать в аварийных ситуациях. Тяга может быть специфицирована для уровня моря и вакуума, в котором, как правило, ЖРД имеют лу́чшие показатели по причине отсутствия эффектов от атмосферы:
Спецификация уровней тяги свыше 100% означает работу двигателя выше нормального уровня, установленного разработчиками. Исследования показывают, что вероятность выхода из строя «SSME» возрастает при использовании тяги выше 104.5%, что объясняет, почему дросселирование выше указанного уровня оставлено на случай аварийных ситуаций в полете МТКК «Спейс шаттл».[2]
Первоначально двигатель предполагалось использовать в качестве основных двигателей на грузовой РН Арес V и в качестве двигателя второй ступени пилотируемой РН Арес I. Несмотря на то, что использование «RS-24» в данном случае выглядело как развитие технологий МТКК после его предполагаемого ухода в 2010 году, имелись некоторые недостатки такого решения:
После того, как были сделаны некоторые изменения в конструкции «Арес I» и «Арес V», было принято решение использовать модификацию ЖРД J-2X на второй ступени «Арес I» и шесть модифицированных ЖРД RS-68B на первой ступени «Арес V». Таким образом, по состоянию на 2009 год, ЖРД «RS-24» или «SSME» станет историей вместе с флотом космических челноков МТКК «Спейс шаттл».
Wikimedia Foundation. 2010.
dic.academic.ru
Arabic Bulgarian Chinese Croatian Czech Danish Dutch English Estonian Finnish French German Greek Hebrew Hindi Hungarian Icelandic Indonesian Italian Japanese Korean Latvian Lithuanian Malagasy Norwegian Persian Polish Portuguese Romanian Russian Serbian Slovak Slovenian Spanish Swedish Thai Turkish Vietnamese
Arabic Bulgarian Chinese Croatian Czech Danish Dutch English Estonian Finnish French German Greek Hebrew Hindi Hungarian Icelandic Indonesian Italian Japanese Korean Latvian Lithuanian Malagasy Norwegian Persian Polish Portuguese Romanian Russian Serbian Slovak Slovenian Spanish Swedish Thai Turkish Vietnamese
sensagent's content
Webmaster Solution
Alexandria
A windows (pop-into) of information (full-content of Sensagent) triggered by double-clicking any word on your webpage. Give contextual explanation and translation from your sites !
Try here or get the code
SensagentBox
With a SensagentBox, visitors to your site can access reliable information on over 5 million pages provided by Sensagent.com. Choose the design that fits your site.
Business solution
Improve your site content
Add new content to your site from Sensagent by XML.
Crawl products or adds
Get XML access to reach the best products.
Index images and define metadata
Get XML access to fix the meaning of your metadata.
Please, email us to describe your idea.
Lettris
Lettris is a curious tetris-clone game where all the bricks have the same square shape but different content. Each square carries a letter. To make squares disappear and save space for other squares you have to assemble English words (left, right, up, down) from the falling squares.
boggle
Boggle gives you 3 minutes to find as many words (3 letters or more) as you can in a grid of 16 letters. You can also try the grid of 16 letters. Letters must be adjacent and longer words score better. See if you can get into the grid Hall of Fame !
English dictionary Main references
Most English definitions are provided by WordNet .English thesaurus is mainly derived from The Integral Dictionary (TID).English Encyclopedia is licensed by Wikipedia (GNU).
Translation
Change the target language to find translations.Tips: browse the semantic fields (see From ideas to words) in two languages to learn more.
5488 online visitors
computed in 0.031s
dictionary.sensagent.com
В СССР победило стремление увеличить не только тягу, но и экономичность новых "космических" двигателей. Для этого в них по аналогии с "боевыми" ЖРД было форсировано внутрикамерное давление до 15 МПа и широко применены схемы с дожиганием генераторного газа (замкнутые схемы). Для первой ступени РН "Протон" и первой и второй ступеней РН Н1 были созданы однокамерные ЖРД РД-253 (1965 г.) на AT и НДМГ и НК-15 (1968 г.) на жидком кислороде и керосине. В этих двигателях, выполненных по схеме с дожиганием окислительного газа, достигнуты наивысшие в мире для данного периода показатели конструктивного совершенства и экономичности - их удельные массы соответственно равны 0,72 и 0,81 кг/кН, а удельные импульсы у Земли составляют 2795 и 2970 Н·с/кг.
Двигатель РД-253 для тяжелой РН "Протон" (стартовая масса около 690 т) является почти оптимальным по тяге, и на ее первой ступени установлено лишь шесть таких ЖРД. На сверхтяжелой РН Н1 (стартовая масса более 2900 т) конструкторы были вынуждены установить уже тридцать НК-15.
Американские специалисты в этот период сосредоточили все свои усилия только на наращивании тяги единичных ЖРД, сохраняя практически неизменными их остальные технические характеристики. Это позволило им очень быстро (к 1966 г.) создать самые мощные по тому времени однокамерные криогенные двигатели для РН Saturn-V - кислородно-керосиновый ЖРД F-1 (6770 кН) и кислородно-водородный ЖРД J-2 (1023 кН).
Оба двигателя выполнены по простой и хорошо освоенной схеме без дожигания генераторного газа, максимально конструктивно упрощены и имеют по сравнению с РД-253 и НК-15 низкие параметры рабочих процессов и экономичность. Так, у двигателя F-1 удельный импульс составляет лишь 2603 Н·с/кг. Уступают американские F-1 и J-2 отечественным двигателям и по конструктивному совершенству (удельная масса соответственно равна 1,16 и 1,53 кг/кН). Однако именно F-1 и J-2 обеспечили успешные полеты американских астронавтов на Луну.
Третьим серийным американским кислородно-водородным двигателем стал мощный однокамерный ЖРД SSME - Space Shuttle Main Engine (главный двигатель космического челнока). Он был создан фирмой Rocketdyne, выбранной NASA после длительного и всестороннего изучения конкурсных проектов. SSME следует рассматривать как комплексную разработку всей американской двигателестроительной промышленности, хотя основной вклад внесен фирмой Rocketdyne.
Для создания SSME понадобилось 10 лет (с 1972 по 1981 гг.). Однако и в последующие годы данный двигатель постоянно совершенствовался. В основу конструкции был положен принцип блочности.
SSME построен по схеме с дожиганием в камере восстановительного генераторного газа, выработка которого производится в двух газогенераторах. Первый вырабатывает газ с температурой 950К и питает турбину автономного ТНА водорода, второй производит газ с температурой 800К для привода аналогичного ТНА кислорода. Отработав на соответствующих турбинах, газы направляются по газоводам в камеру сгорания, где дожигаются с оставшимися компонентами реактивного топлива. При этом в обоих газогенераторах газифицируется около 80 % водорода и 10 % кислорода.
Камера SSME состоит из блока смесительной головки и двух охлаждаемых съемных блоков корпуса - камеры сгорания с небольшим участком сопла (до степени расширения 5) и оставшейся части сопла. На охлаждение первого блока корпуса используется около 20 % жидкого водорода, который затем последовательно поступает на привод ТНА горючего, охлаждение корпусов турбин, газоводов и пористых днищ смесительной головки.
Смесительная головка SSME - литая, стальная. Днища охлаждаются водородом. На 13-ти концентрических окружностях расположено 600 двухкомпонентных коаксиальных струйных форсунок типа "трубка в трубке". Все трубки стальные, они соединяются с днищами путем сварки трением. По внутренним трубкам в камеру поступает жидкий кислород. Газообразный водород охлаждает выступающие форсунки и создает пристеночную газовую завесу. Через щели остальных форсунок в камеру поступает генераторный газ. В центре головки размещается электросвеча.
Первый блок корпуса (до степени расширения 5) имеет паяно-сварную оболочечную конструкцию. Его внутренняя стенка из сплава меди, серебра и циркония имеет 390 выфрезерованных продольных каналов охладителя. Температура внутренней стенки в критическом сечении не превышает 810К. Наружная оболочка, которая состоит из двух половин, изготовленных штамповкой из высокопрочного никелевого сплава, припаивается серебряным припоем по всей поверхности.
Второй блок корпуса выполнен из 1086 стальных нержавеющих трубок, имеющих увеличивающееся к срезу сопла прямоугольное поперечное сечение и стенки с толщиной около 0,2 мм. Трубки отпрофилированы, соединены между собой пайкой серебряным припоем.
Оба газогенератора практически идентичны по конструкции. Они содержат смесительные головки и двухстенные цилиндрические корпуса из жаростойкого сплава на никель-кобальтовой основе. Корпуса имеют наружное регенеративное и внутреннее завесное охлаждение водородом от периферийного ряда форсунок. На смесительных головках со стороны зон горения установлены крестообразные плоские двухстенные антипульсационные перегородки, охлаждаемые водородом. По центру головок газогенераторов расположены электросвечи.
ТНА кислорода и водорода приводятся одинаковыми осевыми двухступенчатыми реактивными газовыми турбинами. Турбины и насосы обоих ТНА установлены соосно и вращаются с постоянной частотой: 465 рад/с в ТНА кислорода и 580 рад/с в ТНА водорода. В насосе окислителя через первую ступень с двухсторонней крыльчаткой закрытого типа проходит весь кислород. Давление на выходе первой ступени около 32 МПа. Вторая ступень данного насоса является малорасходной, обеспечивает дополнительное (до 53 МПа) повышение давления кислорода, направляемого в газогенераторы. В насосе горючего все три ступени с одинаковыми односторонними крыльчатками закрытого типа обеспечивают результирующее повышение давления водорода до 43 МПа. Подшипники в обоих ТНА шариковые, сдвоенные. Они охлаждаются и смазываются основными компонентами. Важной особенностью турбин ТНА является охлаждение их корпусов газообразным водородом, для чего они выполнены двухстенными.
Бустерные насосные агрегаты окислителя и горючего содержат одноступенчатые осевые насосы и осевые турбины - гидравлическую шестиступенчатую турбину по кислороду и газовую двухступенчатую по водороду. Первый имеет мощность около 1,1 МВт, вращается с частотой 85 рад/с и повышает давление кислорода с 0,7 до 3,2 МПа. Второй имеет мощность около 2,1 МВт, вращается с частотой 267 рад/с и повышает давление водорода с 0,2 до 1,9 МПа.
Запуск - плавный, бесступенчатый. Он производится по принципу "самозапуска" от давления на входе в двигатель и обеспечивается первоначальным воспламенителем в обоих газогенераторах от электросвеч. Управление запуском и выключением, а также регулирование тяги и соотношения компонентов в ходе работы ЖРД осуществляются пятью основными шаровыми клапан-регуляторами с гидроприводами. Они установлены в магистралях питания камеры и газогенераторов. Имеется развитая система контроля и диагностирования текущего технического состояния двигателя и протекающих в нем процессов, обеспечивающая предотвращение отказов и аварийных ситуаций.
Сегодня ЖРД SSME является самым совершенным американским "космическим" двигателем. Это единственный в мире ЖРД, реально обеспечивающий многоразовое (до 25 полетов) использование.
В последующие годы конструкторы США не создали ни одного нового мощного ЖРД, концентрируя все свои усилия только на модернизации существующих двигателей, а также на совершенствовании технологии их производства, снижении стоимости и повышении надежности.http://engine.aviaport.ru/issues/13/page13.html
is2006.livejournal.com
Материал из Википедии — свободной энциклопедии
| ЖРД «Raptor» SpaceX на испытаниях. | |
| ЖРД | |
| жидкий метан | |
| жидкий кислород | |
| США | |
| Interplanetary Transport System (планируется) | |
| SpaceX, США | |
| Атмосферная версия 1,3 м[1] Вакуумная 2,4 м | |
| 3МН | |
SpaceX Raptor (Раптор) — криогенный[2] метановый ракетный двигатель, разрабатываемый компанией SpaceX. Он предназначен для установки на нижние и верхние ступени будущих сверхтяжелых ракет-носителей SpaceX, служащих для межпланетных перелётов. Двигатель работает на жидком метане[3] и жидком кислороде (LOX),[4] а не на керосине RP-1 и жидком кислороде, как в предыдущих ракетах компании Falcon 9, и их двигателях Merlin-1C и 1D. Ранние концепции для Раптора использовали в качестве топлива жидкий водород (Lh3), а не метан.[5]
Разработка двигателя с 2009 по 2015 год финансировалась исключительно за счет частных инвестиций самой компанией SpaceX, не получая денег от правительства США.[6][7] В январе 2016 года SpaceX заключила с ВВС США соглашение на сумму $33,6 млн долларов для разработки прототипа нового варианта двигателя Раптор, предназначенного для использования на верхней ступени на ракетах Falcon 9 и Falcon Heavy. Часть финансирования этого проекта в размере $67,3 млн взяла на себя SpaceX.[8][9]
Точные технические характеристики двигателя на момент первых стендовых огневых испытаний (сентябрь 2016 года) оставались неизвестными[10].
На момент августа 2016 года, собранный двигатель Raptor, изготовленный на заводе SpaceX в городе Хоторн в Калифорнии, был перевезен в Техас на испытательный стенд в городе Мак-Грегор для испытаний[11]. Экземпляр имеет тягу в 1 меганьютон, и является первым метановым ЖРД закрытого цикла с полной газификацией компонентов, дошедшим до стадии испытаний[12].
25 сентября 2016 Илон Маск сообщил об успешных первых запусках двигателя на испытательном стенде[13][14].
Двигатель Раптор будет работать на жидком метане и жидком кислороде, используя эффективную схему с полнопоточным закрытым циклом,[15] (с дожиганием предварительно газифицированных окислительного и топливного компонентов), вместо открытого цикла, ранее использовавшегося на двигателях Мерлин.[15] Закрытый цикл использовался на главных двигателях Шаттла (SSME),[16] и в нескольких российских ракетных двигателях (например, в РД-180), однако полнопоточный закрытый цикл до настоящего времени являлся для ракетно-космической отрасли, в некотором роде, недостижимым «граалем» жидкостных ракетных двигателей, оставаясь уделом тестовых демонстраторов практически полувековой давности (РД-270) или закрытой разработкой под частным (в настоящее время) финансированием и неизвестным коммерческим и практическим исходом, такой как «Интегрированный демонстратор силовой насадки (англ. integrated powerhead demonstrator)».
Подобная замкнутая схема с полной газификацией компонентов, помимо общего увеличения УИ ЖРД (либо облегчения конструкции или увеличения её надёжности и срока службы), также положительно сказывается на его общей надёжности, — устраняя потенциальные точки отказа, имеющие место в ЖРД с частичной газификацией компонентов топлива, или используя такие преимущества схемы, как отсутствие нужды нагнетать и сжигать в КС жидкие компоненты, что сводит на нет риск кавитации компонентов жидкостного топлива и повышает надёжность системы (также актуально и для многоступенчатого ТНА ЖРД Раптор, поскольку используемые в ракетах компании переохлаждённые компоненты топлива, аналогичное состояние которых заявлено и для будущих РН на двигателях Раптор, менее склонны к кавитации, чем у «менее холодных» компонентов, используемых всей прочей ракетно-космической отраслью мира).[17][18]
Как и с двигателем Мерлин, планируется разработка вакуумной версии ракетного двигателя Раптор, с удельным импульсом в 380 секунд,[19] использующей сопло большего размера, чем у атмосферной версии — чтобы увеличить степень расширения сгоревших газов.
pywb-hypothesis.herokuapp.com
РС-24 (англ. Rocket System 24, RS-24, Ракетная система 24) - жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) компании Рокетдайн (Rocketdyne), США. На 2009 год применяется на планере космической транспортной системы «Спейс шаттл», на каждом из которых установлено три таких двигателя. Возможно более распространеннное название двигателя SSME (англ. Space Shuttle main engine, Главный двигатель космического челнока) используется именно из-за его текущего применения. Основными компонентами топлива двигателя являются жидкий кислород и водород. RS-24 использует схему закрытого цикла с дожиганием топливного генераторного газа.
RS-24 в своем нынешнем применении на космическом челноке сжигает жидкие кислород и водород, которые поступают из центрального бака транспортной системы. МТКК «Спейс шаттл» использует три таких двигателя при старте в космос в дополнение к тяге, обеспечиваемой твердотопливными ускорителями. Иногда при старте также используется система орбитального маневрирования «OMS» (англ. Orbital Maneuvering System). Каждый двигатель может обеспечить 181.4 тс (1.8 мН) тяги при старте. Удельный импульс RS-24 составляет 453 с в вакууме и 363 с на уровне моря (4 440 м/с и 3 560 м/с, соответственно). Масса двигателя составляет 3.2 т. Двигатели снимаются после каждого полета и перемещаются в центр проверки SSME (англ. SSME Processing Facility, SSMEPF) для осмотра и замены всех необходимых компонентов.
ЖРД RS-24 работают при экстремальных температурах. Используемый в качестве топлива жидкий водород хранится при -253oC, в то время как температура в камере сгорания достигает 3 300°C, что выше температуры кипения железа. Во время работы RS-24 потребляют 3 917 литров топлива в секунду.
Помимо трех главных двигателей, челнок имеет 44 ме́ньших ЖРД вокруг своей поверхности, которые входят в состав системы орбитального маневрирования «OMS» и реактивной системы управления «RCS», обеспечивая возможность маневрирования на орбите.
Завершение работы двигателя происходит следующим образом: топливо и окислитель, нагнетаемое по трубопроводам из центрального бака, перестает поступать из-за перекрытия доступа остатков топлива в систему; топливная система, включая разветвление к трем SSME, остается открытой для выработки остатков топлива из трубопроводов.
Основные компоненты двигателя.
Центробежный насос низкого давления для окислителя (англ. Low Pressure Oxidizer Turbopump, «LPOTP») представляет из себя шестиступенчатый осевой насос, который приводится в действие кислородом и повышает давление жидкого кислорода от 0,7 до 2,9 MPa (от 7,1 до 29,6 ат). Скорость вращения турбины LPOTP составляет примерно 85,8 об/сек. Поток из LPOTP поставляется в насос высокого давления для окислителя (англ. High-Pressure Oxidizer Turbopump, «HPOTP»). Во время работы двигателя, повышение давления позволяет турбине насоса HPOTP работать на высоких скоростях без кавитации. HPOTP состоит из двух одноступенчатых центробежных насосов — основного насоса и насоса камеры предварительного сгорания — которые установлены на одном валу и приводятся в действие двухступенчатой турбиной, которая, в свою очередь, приводится в действие генераторным газом.HPOTP поднимает давление окислителя от 2,9 до 30 MPa (от 29,6 до 306 ат) и вращается со скоростью 468,7 об/сек. Основная часть окислителя направляется через главный окислительный клапан в главную камеру сгорания.Поток из насоса высокого давления частично используется для приведения в действие LPOTP, также небольшая часть используется в окислительном теплообменнике. Жидкий кислород в последнем случае проходит через клапан, который закрывает или регулирует доступ окислителя в зависимости от текущей температуры двигателя, которая используется для превращения окислителя из жидкости в газобразный кислород. Этот газ затем частично отсылается в коллектор, который отводит его обратно в топливный бак для поддержания давления в баке окислителя, а частично отводится во вторую ступень турбины HPOTP камеры предварительного сгорания, которая поднимает давление кислорода 30 до 51 MPa (от 306 до 520 ат). В камеру предварительного сгорания кислород попадает через соответствующий клапан. Так как турбина и насос HPOTP установлены на общий вал, в данной области создается опасное соседство горячего топливного генераторного газа в турбине и жидкого кислорода в главном насосе. По этой причине эти две секции отделены друг от друга полостью за уплотнителями, в которую при работе двигателя подается гелий по давлением. Снижение давления гелия приводит к автоматическому отключению двигателя.
Основная силовая установка челнока.
Топливо поступает в челнок по топливной линии жидкого водорода, начиная от рассоединительного клапана, затем впадает в коллектор, где распределяется по трем топливным трубопроводам двигателей. В каждом ответвлении для жидкого водорода расположен предварительный клапан, который регулирует поступление топлива в турбонасос низкого давления.
Топливный насос низкого давления (англ. Low Pressure Fuel Turbopump, «LPFTP») является осевым насосом, приводимым в действие газообразным водородом, который поднимает давление топлива от 0.2 до 1.9 MPa (от 2.0 до 19.4 ат) и направляет его к насосу высокого давления (англ. High-Pressure Fuel Turbopump, «HPFTP»). Турбина LPFTP вращается со скоростью 269.8 об/сек, HPFTP вращается со скоростью 589.3 об/сек. Топливный трубопровод для жидкого водорода от LPFTP до HPFTP изолирован для того, чтобы избежать сжижения воздуха на его поверхности. HPFTP является трехступенчатым центробежным насосом, приводимым в действие двухступенчатой основной турбиной и поднимает давление жидкого водорода от 1.9 до 45 MPa (от 19.4 до 458.9 ат). Полученный поток водорода направляется через главный клапан по трем направлениям. Одна часть направляется в рубашку главной камеры сгорания, где водород используется для охлаждения стен камеры и затем направляется к LPFTP для приведения в действие его турбины. Малая часть потока от LPFTP затем направляется к общему коллектору от всех трех двигателей к топливному баку для поддержания его давления. Оставшаяся часть проходит между внутренней и внешней стенками коллектора генераторного газа для его охлаждения и направляется в главную камеру сгорания. Вторая часть потока водорода из HPFTP направляется в рубашку охлаждения сопла и затем соединяется с потоком от охлаждения камеры сгорания. Объединенный поток затем направляется в камеру газогенератора.
Камера предварительного сгорания или газогенератор («ГГ») приварен к коллектору генераторного газа. ГГ использует электрический воспламенитель в виде камеры, расположенной в центре инжектора газогенератора. ГГ производит обогащенный топливом горячий газ, который проходит через турбину и обеспечивает работу насосов высокого давления. Управление центробежными насосами HPOTP и HPFTP на общем валу осуществляется контроллером двигателя посредством клапанов с целью поддержания массового соотношения компонентов топлива равном 6:1.
Клапан управления охлаждением установлен на внешнем контуре охлаждения камеры сгорания («КС»). Контроллер двигателя управляет количеством газообразного водорода, который направляется в рубашку охлаждения сопла, таким образом управляя его температурой. Клапан охлаждения КС открыт на 100% перед запуском двигателя. Далее его положение изменяется в зависимости от степени требуемого охлаждения.
Основная камера сгорания («ОКС») получает обогащенный топливом горячий газ из коллектора рубашки охлаждения. Газообразный водород и жидкий кислород поступают в ОКС через инжектор, смешивающий компоненты топлива. Небольшая форсажная камера электровоспламенителя расположена в центре инжектора. Воспламенитель с двойным резервированием используется в ходе операций запуска двигателя для инициирования процесса горения.[1] Главный инжектор и конус ОКС приварены к коллектору горячего газа. Кроме этого ОКС соединена с коллектором горячего газа при помощи болтовых соединений.
Внутренняя поверхность ОКС и сопла охлаждается жидким водородом, который течет по сварным внутристенным каналам из нержавеющей стали. Сопло представляет из себя колоколообразное расширение тела ОКС, которое соединено с ним болтами. Длина составляет 2.9 м, внешний диаметр у основания равняется 2,4 м. Поддерживающее кольцо, которое приварено к верхнему концу сопла, является точкой крепления внешнего теплового щита орбитера. Тепловая защита необходима для частей двигателя, подвергаемых внешнему разогреву в ходе старта, подъема на орбиту, во время орбитального полёта и при возвращении с орбиты. Изоляция состоит из четырех слоев металлической ватины, покрытой металлической фольгой.
Коэффициент расширения сопла в ЖРД RS-24 равный 77, является слишком большим для работы двигателя на уровне моря при давлении в ОКС равном 192.7 ат. В сопле таких размеров должен иметь место срыв потока реактивной струи, который может вызвать проблемы с управлением и даже механические повреждения корабля. Для предотвращения подобного развития событий инженеры Рокетдайна изменили угол расширения сопла, уменьшив его около выхода, что увеличило давление около внешнего кольца до 0.3-0.4 ат и в целом решило проблему.[2]
Пять топливных клапанов на RS-24 приводятся в действие гидравлически и управляются электрическими сигналами контроллера. Они могут быть полностью закрыты, используя систему подачи гелия в качестве запасной системы приведения в действие.
Главный клапан окислителя и клапан контроля давления топлива используются после отключения. Они остаются открытыми для того, чтобы сбросить остатки топлива и окислителя в топливной системе за борт челнока. После завершения сброса клапаны закрываются и остаются закрытыми до конца полета.
Несущий шарнирный подшипник присоединен болтами к сборке главного инжектора и обеспечивает связь между двигателем и челноком. Насосы низкого давления установлены под углом 180o от задней части фюзеляжа челнока, которая предназначена для приема нагрузки от двигателей при старте. Линии трубопроводов от низконапорных насосов к высоконапорным предоставляют возможность и пространство для изменения положения двигателя в целях управления вектором тяги.
Дросселирование тяги SSME может производиться в диапазоне от 67% до 109% проектной мощности. В ходе осуществляемых запусков используется уровень 104.5%, а уровни 106-109% - допустимо использовать в аварийных ситуациях. Тяга может быть специфицирована для уровня моря и вакуума, в котором, как правило, ЖРД имеют лу́чшие показатели по причине отсутствия эффектов от атмосферы:
Спецификация уровней тяги свыше 100% означает работу двигателя выше нормального уровня, установленного разработчиками. Исследования показывают, что вероятность выхода из строя SSME возрастает при использовании тяги выше 104.5%, что объясняет, почему дросселирование выше указанного уровня оставлено на случай аварийных ситуаций в полете МТКК «Спейс шаттл».[3]
Первоначально двигатель предполагалось использовать в качестве основных двигателей на грузовой РН Арес V и в качестве двигателя второй ступени пилотируемой РН Арес I. Несмотря на то, что использование RS-24 в данном случае выглядело как развитие технологий МТКК после его предполагаемого ухода в 2010 году, имелись некоторые недостатки такого решения:
После того, как были сделаны некоторые изменения в конструкции «Арес I» и «Арес V», было принято решение использовать модификацию ЖРД J-2X на второй ступени «Арес I» и шесть модифицированных ЖРД RS-68B на первой ступени «Арес V». Таким образом, по состоянию на 2009 год, ЖРД RS-24 или SSME станет историей вместе с флотом космических челноков МТКК «Спейс шаттл».
dictionary.sensagent.com
Несмотря на всю мощь, твердотопливные ускорители сложно назвать символом технического прогресса, потому что конструктивно они являются всего лишь стальным (или композитным, но это неважно) цилиндром с топливом. Во-вторых, эти ускорители вымерли вместе с шаттлами в 2011 году, что подрывает впечатление их успешности. Да, те, кто следят за новостями о новой американской сверхтяжелой ракете SLS скажут мне, что для нее разрабатываются новые твердотопливные ускорители, тяга которых составит уже 1600 тонн, но, во-первых, полетит эта ракета еще не скоро, не раньше конца 2018 года. А во-вторых, концепция «возьмем больше сегментов с топливом, чтобы тяга была еще больше» является экстенсивным путем развития, при желании, можно поставить еще больше сегментов и получить еще большую тягу, предел тут пока не достигнут, и незаметно, чтобы этот путь вел к техническому совершенству.
Второе место по тяге держит отечественный жидкостной двигатель РД-171М — 793 тонны.
Четыре камеры сгорания — это один двигатель. И человек для масштаба
Казалось бы — вот он, наш герой. Но, если это лучший двигатель, где его успех? Ладно, ракета «Энергия» погибла под обломками развалившегося Советского Союза, а «Зенит» прикончила политика отношений России и Украины. Но почему США покупают у нас не этот замечательный двигатель, а вдвое меньший РД-180? Почему РД-180, начинавшийся как «половинка» РД-170, сейчас выдает больше, чем половину тяги РД-170 — целых 416 тонн? Странно. Непонятно.
Третье и четвертое места по тяге занимают двигатели с ракет, которые больше не летают. Твердотопливному UA1207 (714 тонн), стоявшему на Титане IV, и звезде лунной программы двигателю F-1 (679 тонн) почему-то не помогли дожить до сегодняшнего дня выдающиеся показатели по мощности. Может быть, какой-нибудь другой параметр важнее?
Рекордсмены по тяге оказываются, в лучшем случае, в середине списка, если отсортировать его по удельному импульсу, а F-1 с твердотопливными ускорителями оказываются глубоко в хвосте. Казалось бы, вот она, важнейшая характеристика. Но посмотрим на лидеров списка. С показателем 9620 секунд на первом месте располагается малоизвестный электрореактивный двигатель HiPEP
Это не пожар в микроволновке, а настоящий ракетный двигатель. Правда, микроволновка ему все-таки приходится очень отдаленным родственником...
Двигатель HiPEP разрабатывался для закрытого проекта зонда для исследования лун Юпитера, и работы по нему были остановлены в 2005 году. На испытаниях прототип двигателя, как говорит официальный отчет NASA, развил удельный импульс 9620 секунд, потребляя 40 кВт энергии.
Второе и третье места занимают еще не летавшие электрореактивные двигатели VASIMR (5000 секунд) и NEXT (4100 секунд), показавшие свои характеристики на испытательных стендах. А летавшие в космос двигатели (например, серия отечественных двигателей СПД от ОКБ «Факел») имеют показатели до 3000 секунд.
Двигатели серии СПД. Кто сказал «классные колонки с подсветкой»?
Почему же эти двигатели еще не вытеснили все остальные? Ответ прост, если мы посмотрим на другие их параметры. Тяга электрореактивных двигателей измеряется, увы, в граммах, а в атмосфере они вообще не могут работать. Поэтому собрать на таких двигателях сверхэффективную ракету-носитель не получится. А в космосе они требуют киловатты энергии, что не всякие спутники могут себе позволить. Поэтому электрореактивные двигатели используются, в основном, только на межпланетных станциях и геостационарных коммуникационных спутниках.
Ну, хорошо, скажет читатель, отбросим электрореактивные двигатели. Кто будет рекордсменом по удельному импульсу среди химических двигателей?
С показателем 462 секунды в лидерах среди химических двигателей окажутся отечественный КВД1 и американский RL-10. И если КВД1 летал всего шесть раз в составе индийской ракеты GSLV, то RL-10 — успешный и уважаемый двигатель для верхних ступеней и разгонных блоков, прекрасно работающий уже много лет. В теории, можно собрать ракету-носитель целиком из таких двигателей, но тяга одного двигателя в 11 тонн означает, что на первую и вторую ступень их придется ставить десятками, и желающих так делать нет.
Можно ли совместить большую тягу и высокий удельный импульс? Химические двигатели уперлись в законы нашего мира (ну не горит водород с кислородом с удельным импульсом больше ~460, физика запрещает). Были проекты атомных двигателей (раз, два), но дальше проектов это пока не ушло. Но, в целом, если человечество сможет скрестить высокую тягу с высоким удельным импульсом, это сделает космос доступней. Есть ли еще показатели, по которым можно оценить двигатель?
Камера сгорания РД-180 в музее. Обратите внимание на количество шпилек, удерживающих крышку камеры сгорания, и расстояние между ними. Хорошо видно, как тяжело удержать стремящиеся сорвать крышку 258 атмосфер давления
Четвертое место у советского РД-0120 (216 атм), который держит первенство среди водородно-кислородных двигателей и летал два раза на РН «Энергия». Пятое место тоже у нашего двигателя — РД-264 на топливной паре несимметричный диметилгидразин/азотный тетраоксид на РН «Днепр» работает с давлением в 207 атм. И только на шестом месте будет американский двигатель Спейс Шаттла RS-25 с двумястами тремя атмосферами.
Большая фотография по ссылке
Верно и обратное — двигатель, который не отличается выдающимися значениями тяги или удельного импульса, но надежен, будет популярен. Чем длиннее история использования двигателя, тем больше статистика, и тем больше багов в нем успели отловить на уже случившихся авариях. Двигатели РД-107/108, стоящие на «Союзе», ведут свою родословную от тех самых двигателей, которые запускали первый спутник и Гагарина, и, несмотря на модернизации, имеют достаточно невысокие на сегодняшний день параметры. Но высочайшая надежность во многом окупает это.
Двигатель Merlin-1D. Выхлоп из газогенератора как на «Атласах» шестьдесят лет назад, зато доступно
И, в заключение, небольшой хит-парад двигателей, которые лично я считаю лучшими:
Семейство РД-170/180/190. Если вы из России или можете купить российские двигатели и вам нужны мощные двигатели на первую ступень, то отличным вариантом будет семейство РД-170/180/190. Эффективные, с высокими характеристиками и отличной статистикой надежности, эти двигатели находятся на острие технологического прогресса.
Be-3 и RocketMotorTwo. Двигатели частных компаний, занимающихся суборбитальным туризмом, будут в космосе всего несколько минут, но это не мешает восхищаться красотой использованных технических решений. Водородный двигатель BE-3, перезапускаемый и дросселируемый в широком диапазоне, с тягой до 50 тонн и оригинальной схемой с открытым фазовым переходом, разработанный сравнительно небольшой командой — это круто. Что же касается RocketMotorTwo, то при всем скептицизме по отношению к Брэнсону и SpaceShipTwo, я не могу не восхищаться красотой и простотой схемы гибридного двигателя с твердым топливом и газообразным окислителем.
F-1 и J-2 В 1960-х это были самые мощные двигатели в своих классах. Да и нельзя не любить двигатели, подарившие нам такую красоту:
РД-107/108. Парадоксально? Невысокие параметры? Всего 90 тонн тяги? 60 атмосфер в камере? Привод турбонасоса от перекиси водорода, что устарело лет на 70? Это все неважно, если двигатель имеет высочайшую надежность, а по стоимости приближается к «большому глупому носителю». Да, конечно, когда-нибудь и его время пройдет, но эти двигатели будут жить еще лет десять минимум, и, похоже, поставят рекорд по долголетию. Не получится найти более успешный двигатель с более славной историей.
Похожие материалы по тегу «незаметные сложности».
habr.com
SpaceX Raptor (Раптор) — криогенный[2] метановый ракетный двигатель, разрабатываемый компанией SpaceX. Он предназначен для установки на нижние и верхние ступени будущих сверхтяжелых ракет-носителей SpaceX, служащих для межпланетных перелётов. Двигатель работает на жидком метане[3] и жидком кислороде (LOX),[4] а не на керосине RP-1 и жидком кислороде, как в предыдущих ракетах компании Falcon 9, и их двигателях Merlin-1C и 1D. Ранние концепции для Раптора использовали в качестве топлива жидкий водород (Lh3), а не метан.[5]
| ЖРД «Raptor» SpaceX на испытаниях. | |
| ЖРД | |
| жидкий метан | |
| жидкий кислород | |
| США | |
| Interplanetary Transport System (планируется) | |
| SpaceX, США | |
| Атмосферная версия 1,3 м[1] Вакуумная 2,4 м | |
| 3МН | |
Разработка двигателя с 2009 по 2015 год финансировалась исключительно за счет частных инвестиций самой компанией SpaceX, не получая денег от правительства США.[6][7] В январе 2016 года SpaceX заключила с ВВС США соглашение на сумму $33,6 млн долларов для разработки прототипа нового варианта двигателя Раптор, предназначенного для использования на верхней ступени на ракетах Falcon 9 и Falcon Heavy. Часть финансирования этого проекта в размере $67,3 млн взяла на себя SpaceX.[8][9]
Точные технические характеристики двигателя на момент первых стендовых огневых испытаний (сентябрь 2016 года) оставались неизвестными[10].
Двигатель Раптор будет работать на жидком метане и жидком кислороде, используя эффективную схему с полнопоточным закрытым циклом,[15] (с дожиганием предварительно газифицированных окислительного и топливного компонентов), вместо открытого цикла, ранее использовавшегося на двигателях Мерлин.[15] Закрытый цикл использовался на главных двигателях Шаттла (SSME),[16] и в нескольких российских ракетных двигателях (например, в РД-180), однако полнопоточный закрытый цикл до настоящего времени являлся для ракетно-космической отрасли, в некотором роде, недостижимым «граалем» жидкостных ракетных двигателей, оставаясь уделом тестовых демонстраторов практически полувековой давности (РД-270) или закрытой разработкой под частным (в настоящее время) финансированием и неизвестным коммерческим и практическим исходом, такой как «Интегрированный демонстратор силовой насадки (англ. integrated powerhead demonstrator)».
Подобная замкнутая схема с полной газификацией компонентов, помимо общего увеличения УИ ЖРД (либо облегчения конструкции или увеличения её надёжности и срока службы), также положительно сказывается на его общей надёжности, — устраняя потенциальные точки отказа, имеющие место в ЖРД с частичной газификацией компонентов топлива, или используя такие преимущества схемы, как отсутствие нужды нагнетать и сжигать в КС жидкие компоненты, что сводит на нет риск кавитации компонентов жидкостного топлива и повышает надёжность системы (также актуально и для многоступенчатого ТНА ЖРД Раптор, поскольку используемые в ракетах компании переохлаждённые компоненты топлива, аналогичное состояние которых заявлено и для будущих РН на двигателях Раптор, менее склонны к кавитации, чем у «менее холодных» компонентов, используемых всей прочей ракетно-космической отраслью мира).[17][18]
Как и с двигателем Мерлин, планируется разработка вакуумной версии ракетного двигателя Раптор, с удельным импульсом в 380 секунд,[19] использующей сопло большего размера, чем у атмосферной версии — чтобы увеличить степень расширения сгоревших газов.
pywb-hypothesis.herokuapp.com
