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:
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;
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 :