Кислородно-водородный Жрд Нм60
Реферат на тему:
Кислородно-водородный ЖРД НМ60”
ПЛАН
Требования, выдвигаемые при разработке ракетного двигателя
Схемы двигателя
Сравнение вариантов ЖРД НМ60 и ЖРД SSME
Характеристики ЖРД ПМ 60 после доработки Основные параметры турбонасосов
Характеристики КС ЖРД
Форсуточная головка и камера сгорания
Сравнение двигителя НМ60 с другим ЖРД
Список литературы
При разработке ракетного двигателя следует учитывать, что он должен удовлетворять ряду выдвинутых требований, среди которых: 1. удельный импульс в вакууме - 4346 Нсек/кг; 2.номинальная тяга в вакууме – 800 кН; с возможностью дросселирования в полете до 600 кН;
3. 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;
4. 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;
5.критическим на входе в насос окислителя принято избыточное давление 1,5 х 10
5 Па и в насос горючего 0,5 х 10
5 Па, что позволяет обойтись без преднасосов;
6. ЖРД должен допускать многократное использование.
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. Исследования, проводимые в Европе в области ракет-носителей, показывают необходимость разработки кислородно-водородного двигателя большой тяги для эксплуатации в 90-годы.
Ниже рассматриваются основные результаты предварительных исследований по созданию ЖРД НМ60.
В процессе предварительных исследований рассматривались три схемы двигателя:
1.ЖРД с использованием на турбине пара водорода, полученного в тракте
2.ЖРД с дожиганием генераторного газа;
3. ЖРД без дожигания генераторного газа
Принципиальными преимуществами ЖРД первой из рассмотренных схем 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 10
5 Па.
В схеме ЖРД с дожиганием генераторного газа, камера сгорания 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).
Конструкция и технология изготовления камеры сгорания ЖРД без дожигания генераторнрго газа, 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 дожигания
НМ 60 с дожиганием
SSME
Тяга в вакууме, кН
800
1300
800
1300
2092(100%)
Тяга на уровне моря, кН
624
1054
654
1104
1669
Соотношение компонентов
5,12
5,12
5,58
5,58
6.0
Камера сгорания:
Давление в камере сгорания х 10
5 Па
Отношение площадей
100
103,7
160
103,7
125
124,4
203
124,4
205
77.5
Газогенератор:
Давление
х 10
5 Па
Соотношение компонентов
50,6
0,9
115,6
0,9
194
0,68
355
0,9
356
0,81
Турбонасосы (Н
2ж
/О
2ж
):
Давление на выходе х 10
5 Па
Скорость вращения, об/мин
143/122
30000/
11700
243/218
40500/
16140
225/153
(257)
25000/
21900
415/248
(486)
35000/
31100
413/296
(480)
*
34700/
27500
Мощность турбины, мВт
7,6/2,0
21,2/5,6
10,8/2,8
32,4/8,6
45,5/18,6
* - Давление на выходе второй ступени насоса окислителя.
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:
номинальная тяга в вакууме – 900 кН;
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 50кг/сек для управления по крену;
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;
при выборе проектные решений предпочтение должно отдаваться вариантам с минимальной стоимостью производства; обслуживание ЖРД должно предполагать использование его на многоразовых РН; 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.
Таблица 2. Характеристики ЖРД НМ60
Показатель
НМ 60
SSME
Тяга в вакууме, кН
900
2090
Тяга на уровне моря, кН
715
1700
Удельный импульс в вакууме, Нс/кг
4364
4462
Удельный импульс на уровне моря, Нс/кг
3423
3559
Соотношение компонентов
5,1
6,0
Давление в камере сгорания, х 10
5 Па
100
207
Отношение площадей
110,5
77,5
Суммарный массовый расход, кг/с
206
468
Массовый расход газогенератора, кг/с
7,06
248
Расход сбрасываемого охладителя (Н
2
), кг/с
1,93
-
Давление на выходе из насоса окислителя, х 10
5 Па
125,7
319(528)
Длина, м
4,0
4,24
Диаметр среза сопла, м
2,52
2,39
Время работы двигателя, с
291
480
Масса, кг
1300
3002
Турбонасос окислителя 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.
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 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 (0
2ж
)
Горючего (Н
2ж
)
Частота вращения, мин
-1
14500
37900
Массовый расход, кг/с
173,4
34,07
Давление на выходе, х 10
5 Па
125,7
150,5
Мощность на валу, кВт
2331
8680
Критическое значение избыточного давления, х 10
5 Па
1,5
0,42
Насос:
Диаметр, мм
Удельная скорость
КПД
205
0,545 (1490)
0,79
205
0,534 (1460)
0,77
Турбина:
Диаметр, мм
Отношение давлений
КПД
230
17
0,29
201
20,5
0,50
Характеристики КС (оси координат) данных ЖРД приведены также в табл.4.
Таблица 4.
J2S
RL10
SSME
HM7A
HM7B
HM60
Тяга, кН
1060
69
2090
60
60
860
Давление в камере сгорания, х 10
5 Па
54
27
205
30
35
100
Соотношение компонентов
5,5
5,0
6
5
5,3
5,1
Степень расширения сопла
27,5
57
77,5
62
82
110,5
Теоретический удельный импульс, Нсек/кг
4395
4529
4571
4542
4578
4501
Удельный импульс камеры сгорания, Нсек/кг
4209
4364
4464
4363
4398
4439 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. 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.
Клапаны управления и рулевые машинки имеют гидравлический привод. Гидравлический насос смонтирован на оси трубонасоса окислителя. Остальные клапаны работают на гелии под давлением 23 х 10
5 Па.
Давление в ГГ составляет 77 х 10
5 Па, температура – 910 К, соотношение компонентов – 0,9, массовый расход – 7,08 кг/сек.
Таблица 5. Характеристики форсуночной головки и камеры сгорания
J2S
RL10
SSME
HM7
MBB
HM60
Форсуночная головка:
Полный массовый расход, кг/с
Диаметр камеры, мм
Число форсунок
Расход через форсунку, г/с
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
0,989
Камера сгорания:
Внутренний диаметр, мм
Характерная длина, м
Отношение сжатия
Максимальная температура охладителя, К
Минимальное давление охладителя, х 10
5 Па
Максимальная
Температура стенки, К
Максимальный удельный теплопоток, Вт/см
2
Давление, х 10
5 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
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. Сравнение двигателя НМ60 с другими кислородно-водородными ЖРД дается в таблице 6.
SSME
НМ7А
НМ7В
LE-5
НМ60
J2
J2S
RL6-10 AЗ-3
Тяга в вакууме, кН
Удельный импульс, Нс/кг
Соотноше-ние компо- нентов
Давление в камере сгорания, х 10
5 Па
Отношение площадей
Массовый расход, кг/с
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
Shuttle
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.
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
:
Астронавтика и ракетодинамика, выпуск 18 за 1985 год
Астронавтика и ракетодинамика, выпуск 25 за 1986 год
|
