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, чт о 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 дроссел ирования 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 д остигается увеличением давления в камере сгорания. Таким образом, перво начальная конфигурация с тягой 800 кН разрабатывается в условиях минимал ьного 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 использова ть выдвигаемый насадок сопла; 5.критическим на входе в насос окислителя принято избыточ ное давление 1,5 х 10 5 Па и в насос горючего 0,5 х 10 5 Па, что позволяет обойтись без преднасос ов; 6. ЖРД должен допускать многократное использование. Для выявления потенциальных технических проблем, начина я с 1978 года предварительные исследования кислородно-водоро дного ЖРД с тягой 500 кН. В 1980 году было принято решение о разработке семейств а РН Ариан-5 (рис.1), на которой предполагается использование разгонных бло ков первой ступени РН Ариан-4 и нового кислородно-водородного блока Н60 (ри с.2) на второй ступени. На рис.1 под каждой модификацией РН указана ее грузоп одъемность (кг) и соответствующая орбита: LEO – низкая околоземная; GTO – пер еходная к стационарной. Предварительные исследования по двигателю блока были на чаты в 1981 году. Разработку планировалось начать в 1984 году, а закончить в 1991 го ду с тем, чтобы первый пуск Ариан-5 осуществить в 1993-1994 году. Исследования, проводимые в Европе в области ракет-носите лей, показывают необходимость разработки кислородно-водородного двига теля большой тяги для эксплуатации в 90-годы. Ниже рассматриваются основные результаты предваритель ных исследований по созданию ЖРД НМ60. В процессе предварительных исследований рассматривали сь три схемы двигателя: 1.ЖРД с использованием на турбине пара водорода, полученно го в тракте 2.ЖРД с дожигание м генераторного газа; 3. ЖРД без дожиган ия генераторного газа Принципиальными преимуществами ЖРД первой из рассмотре нных схем являются: простота, предельно низкая стоимость производства и относительной низкий уровень давления в насосах, необходимый для задан ного давления в камере сгорания. Тем не менее, предварительные исследова ния показывают, что тепловой энергии, снятой со всей поверхности камеры сгорания, включая сопло, не достаточно для подачи топлива в камеру сгора ния с давлением 100 х 10 5 Па. В схеме ЖРД с дожиганием генераторного газа, камера сгора ния питается двумя отдельными турбонасосами, работающими на газе, получ енном в предкамере, объединенной с турбонасосом жидкого водорода. Для да нной схемы ЖРД рассматривались конфигурации турбонасосов, подобные ЖР Д ТКА Space Shuttle, но без преднасосов, что объясняется требованиями к двигателю. К амера сгорая имеет регенеративное охлаждение, для чего используется 20% т оплива, а 6% его идет на охлаждение сопла с последующим сбросом горячего па ра. На рис.4 приведен общий в ид ЖРД НМ60 с дожиганием генераторн ого газа (А) и без дожигания (В). Конструкция и технология изготовления камеры сгорания Ж РД без дожигания генераторнрго газа, как и схемы с дожиганием генераторн ого газа, аналогичны маршевому двигателю ТКА Space Shuttle (SSME). Основные характерис тики двух анализируемых схем ЖРД приведены в табл.1, где также для сравнен ия даны характеристики маршевого ЖРД ТКА Space Shuttle (SSME). Можно видеть, что для обе их 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 2 ж /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 вы ходе второй ступени насоса окислителя. Уменьшение удельного импульса для двигателя без дожиган ия генераторного база объясняется увеличением необходимого количеств а 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, ЖР Д с дожиганием для уровня тяги 800 кН имеет на 25% большую стоимость разработк и и на 20) большую стоимость изготовления. Имея ввиду степень технического риска и стоимостные характеристики, для ЖРД НМ60 была выбрана схема без до жигания генераторного газа. В результате предварительных исследований были сформулированы новые требования: 1. но минальная тяга в вакууме – 900 кН; 2. ЖРД должен дополнительн о обеспечивать следующие функции: а) управление по каналам тангажа и рысканья, используя кар данов подвес; б) наддув топливных баков основными компонентами; в) обеспечение расхода 1 50кг/сек для управления по крену; 3. тя га и соотношение компонентов должны удовлетворять проектным и эксплуа тационным органичениям, представленным на рис.7, где по оси ординат отлож ена тяга (кН), по оси абсцисс – соотношение компонентов; 1 – проектные огр аничения; 2 – ограничения квалификационных испытаний; 3 – эксплуатацио нные ограничения; 4 – номинальные условия; 4. при выборе проектные реш ений предпочтение должно отдаваться вариантам с минимальной стоимость ю производства; 5. обслуживание ЖРД должно предполагать использование его на многоразовых РН; 6. двигатель должен исполь зоваться для пилотируемых полетов с минимальной модификацией. Старт турбин и воспламенение в газогенераторе и камере сг орания осуществляется пиротехнической системой, аналогичной ЖРД НМ7 Ариан-I. Соотношение компонентов регулируется клапаном, у правляющим подачей газа на турбину окислителя. Тяга ЖРД и соотношение ко мпонентов в газогенераторе регулируется клапаном, управляющим подачей компонентов в газогенератор. Проверки и контроль работы осуществляетс я ЭВМ двигателя и топливных баков. Основные характеристики двигателя да ны 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, односту пенчатого центробежного насоса и реактивной турбины. Преднасос и крыль чатка центробежного насоса и реактивной турбины. Преднасос и крыльчатк а центробежного насоса выполнены из алюминиевого сплава, турбина из спл ава INCO 718. Подшипники насоса смазываются жидким кислородом, а подши пники турбины – жидким водородом. Герметизация достигается динамичес кими уплотнителями типа плавающих колец и наддувом гелием. Дистанционн о управляемый уплотнитель служит для предупреждения просачивания жидк ого водорода в процессе захолаживания перед стартом. Осевые нагрузки ко мпенсируются регулированием потока жидкого кислорода к задней части к рыльчатки. Основные характеристики турбонасоса кислорода даны в табли це 3. Турбонасос водорода состоит из осевого преднасоса, двухступенчатого центробежного насоса и двухступенчат ой турбины. Подшипники вала расположены вне секций насоса и турбины, для обеспечения приемлемой величины DN (диаметр х скорость вращения). Все подш ипники смазываются жидким водородом. Система компенсации осевых нагру зок объединена со второй крыльчаткой центробежного насоса. Преднасос в ыполнен из алюминиевого сплава, крыльчатки из титанового сплава ТА5Е-ЕLI, т урбина и вал из INCO 718. Характеристики насоса жидкого водорода приведены в т абл.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 та кже 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 пор истой плате, которая охлаждается выпотеванием водорода. Сравнение с дру гими криогенными форсуночными головками КС дано в табл.5. Перегородки га шения высокочастотных колебаний в КС образованы удлиненными форсункам и. КС содержит сужающуюся часть (отношение площадей равно 5,8) регенеративн о охлаждаемую водородом. Внутренняя часть КС, выполненная из медного спл ава, имеет каналы охлаждения, которые закрыты никелевой оболочной. Трубо проводы выполнены из сплава INCONEL и сварены с никелевым корпусом. Основные х арактеристики КС даны в табл.6 в сравнении с другими криогенными КС. Клапаны управления и рулевые машинки имеют гидравлическ ий привод. Гидравлический насос смонтирован на оси трубонасоса окислит еля. 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 расхо д – 7,08 кг/сек. Таблица 5. Характеристики форсуночной головки и камеры сг орания 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 осущес твляется пиротехническим воспламенителем, расположенным в центре голо вки. ГГ охлаждается жидким водородом, проходящим между стенками, и впрыс киваемым затем в ГГ. Для уменьшения нестабильности горения рядом с распы лительной головкой имеются акустические полости. Сравнение двигателя НМ60 с другими кислородно-водородным и 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 : 1. Ас тронавтика и ракетодинамика, выпуск 18 за 1985 год 2. Астронавтика и ракетоди намика, выпуск 25 за 1986 год