Московський Державний Технічний Університет ім. Н.Е. Баумана
по КСМУ
на тему:
"Киснево-водневий ЖРД НМ60"
Викладач: Медведєв В.Є.
Студент: Мельников Сергій
Група: М1-52
- 1999 р. -
Дослідження, проведені в Європі в області ракет-носіїв, показують необхідність розробки киснево-водневого двигуна великої тяги для експлуатації в 90-роки.
Для виявлення потенційних технічних проблем, починаючи з 1978 року проводились попередні дослідження киснево-водневого РРД з тягою 500 кН. У 1980 році було прийнято рішення про розробку сімейства РН Аріан-5 (мал.1), на якій передбачається використання розгінних блоків першого ступеня РН Аріан-4 і нового киснево-водневого блоку Н60 (рис.2) на другому ступені. На рис.1 під кожною модифікацією РН вказана її вантажопідйомність (кг) і відповідне орбіта: LEO - низька навколоземна; GTO - перехідна до стаціонарної.
Попередні дослідження по двигуну блоку були розпочаті в 1981 році. Розробку планувалося почати в 1984 році, а закінчити в 1991 році з тим, щоб перший пуск Аріан-5 здійснити в 1993-1994 році.
Нижче розглядаються основні результати попередніх досліджень по створенню РРД НМ60.
РРД повинен відповідати таким основним вимогам:
а) питома імпульс у вакуумі - 4346 нсек / кг;
б) номінальна тяга у вакуумі - 800 кН; з можливістю дроселювання в польоті до 600 кН;
в) перспективний рівень тяги в вакуумі - 1300 кН. Дана тяга необхідна для використання РРД на першій ступені перспективних РН і досягається збільшенням тиску в камері згоряння. Таким чином, первісна конфігурація з тягою 800 кН розробляється в умовах мінімального технічного ризику;
г) довжина і максимальний діаметр не більше 4,0 і 2,4 м, відповідно, що забезпечує безпечне поділ щаблів у польоті. У перспективі передбачається використовувати висунутий насадок сопла;
д) критичним на вході в насос окислювача прийнято надлишковий тиск 1,5 х 105 Па і в насос пального 0,5 х 105 Па, що дозволяє обійтися без преднасосов;
е) РРД повинен допускати багаторазове використання.
У процесі попередніх досліджень розглядалися три схеми двигуна:
1) РРД з використанням на турбіні пара водню, отриманого в тракті охолодження, принципова схема якого представлена на рис.3, а, 2) РРД з допалюванням генераторного газу (ріс.3в), 3) РРД без допалювання генераторного газу (ріс.3б ), де 1 - насос пального; 2 - насос окислювача; 3 - турбіна пального; 4 - пароподібний водень; 5 - турбіна насоса окислювача; 6 - газогенератор.
Принциповими перевагами РРД першою з розглянутих схем (рис.3, а) є: простота, гранично низька вартість виробництва та відносної низький рівень тиску в насосах, необхідний для заданого тиску в камері згоряння. Тим не менше, попередні дослідження показують, що теплової енергії, знятої з усієї поверхні камери згоряння, включаючи сопло, не достатньо для подачі палива в камеру згоряння з тиском 100 х 105 Па.
На рис.3, в представлена схема РРД з допалюванням генераторного газу. Камера згоряння в цьому випадку харчується двома окремими турбонасосу, що працюють на газі, отриманому в передкамери, об'єднаної з турбонасосу рідкого водню. Для даної схеми РРД розглядалися конфігурації турбонасосу, подібні РРД ТКА Space Shuttle, але без преднасосов, що пояснюється вимогами до двигуна. Камера згораючи має регенеративне охолодження, для чого використовується 20% палива, а 6% його йде на охолодження сопла з наступним скиданням гарячої пари.
На рис.4 наведено загальний в ід РРД НМ60 з допалюванням генераторного газу (А) і без допалювання (В).
На рис.5 представлена принципова схема РРД без допалювання генераторного газу, де 1 - наддування окислювача; 2 - рідкий кисень, 3 - турбонасос окислювача; 4 - магістраль гелію; 5 - система продувки магістралі рідкого кисню; 6 - система продувки магістралі рідкого водню; 7 - рідкий водень; 8 - турбонасос пального; 9 - наддування бака пального; 10 - клапан регулювання співвідношення компонентів; 11 - піротехнічна система запуску та розкручування турбіни; 12 - газогенератор, 13 - клапан продувки магістралі рідкого кисню; 14 - клапан продувки магістралі рідкого водню; 15 - система запуску; 16 - клапани управління уприскуванням компонентів у газогенератор; 17 - головний клапан окислювача; 18 - головний клапан пального; 19 - сопло, охолоджуване рідким воднем з наступним його скиданням. Конструкція і технологія виготовлення камери згоряння даної схеми, як і схеми з допалюванням генераторного газу, аналогічні маршовому двигуну ТКА Space Shuttle (SSME). Основні характеристики двох аналізованих схем РРД наведені в табл.1, де також для порівняння дано характеристики маршового РРД ТКА Space Shuttle (SSME). Можна бачити, що для обох схем рівні тиску нижче, ніж у SSME.
Таблиця 1. Порівняння варіантів РРД НМ60 і РРД SSME
| НМ 60 без допалювання | НМ 60 з допалюванням | SSME | |||
Тяга в вакуумі, кН | 800 | 1300 | 800 | 1300 | 2092 (100%) |
Тяга на рівні моря, кН | 624 | 1054 | 654 | 1104 | 1669 |
Співвідношення компонентів | 5,12 | 5,12 | 5,58 | 5,58 | 6.0 |
| Камера згоряння: Тиск в камері згоряння х 105 Па Відношення площ | 100 103,7 | 160 103,7 | 125 124,4 | 203 124,4 | 205 77.5 |
| Газогенератор: Тиск х 105 Па Співвідношення компонентів | 50,6 0,9 | 115,6 0,9 | 194 0,68 | 355 0,9 | 356 0,81 |
| Турбонасосу (Н2ж/О2ж): Тиск на виході х 105 Па Швидкість обертання, об / хв | 143/122 30000 / 11700 | 243/218 40500 / 16140 | 225/153 (257) 25000 / 21900 | 415/248 (486) 35000 / 31100 | 413/296 (480) * 34700 / 27500 |
Потужність турбіни, мВт | 7,6 / 2,0 | 21,2 / 5,6 | 10,8 / 2,8 | 32,4 / 8,6 | 45,5 / 18,6 |
* - Тиск на виході другого ступеня насоса окислювача.
На рис.6 наводяться характеристики двох схем РРД в діапазоні від 900 кН (6) до 1300 кН, де по осі ординат відкладений питомий імпульс [х 9.81 нсек / кг], по осі абсцис - тиск у камері згоряння [x 105 Па], 1 - теоретичний питомий імпульс; 2 - двигун з оптимальним ступенем розширення (відношення площ зрізу і критичній частині) з допалюванням генераторного газу, 3 - двигун з допалюванням і з фіксованою ступенем розширення; 4 - двигун з оптимальним ступенем розширення без допалювання; 5 - двигун без допалювання з фіксованою ступенем розширення; 6 - номінальна тяга; 7 - максимальна тяга.
Зменшення питомої імпульсу для двигуна без допалювання генераторного база пояснюється збільшенням необхідної кількості основних компонентів палива для газогенератора. Обидві схеми двигуна оптимізовані при тязі рівною 800 кН.
Для двигуна без допалювання розробка, включаючи створення стендів, зажадає 7,5 років і 8,75 років для двигуна з допалюванням. Крім того, РРД з допалюванням для рівня тяги 800 кН має на 25% більшу вартість розробки і на 20) велику вартість виготовлення. Маючи на увазі ступінь технічного ризику і вартісні характеристики, для РРД НМ60 була обрана схема без допалювання генераторного газу. В результаті попередніх досліджень були сформульовані нові вимоги:
1) номінальна тяга у вакуумі - 900 кН;
2) РРД повинен додатково забезпечувати наступні функції:
а) управління по каналах тангажа і рискання, використовуючи карданів підвіс;
б) наддування паливних баків основними компонентами;
в) забезпечення витрат 1 50кг/сек для управління по крену;
3) тяга і співвідношення компонентів повинні задовольняти проектним та експлуатаційним обмежень, представленим на рис.7, де по осі ординат відкладена тяга (кН), по осі абсцис - співвідношення компонентів; 1 - проектні обмеження; 2 - обмеження кваліфікаційних випробувань; 3 - експлуатаційні обмеження; 4 - номінальні умови;
4) при виборі проектні рішень перевага повинна віддаватися варіантами з мінімальною вартістю виробництва;
5) обслуговування РРД повинно припускати використання його на багаторазових РН;
6) двигун повинен використовуватися для пілотованих польотів з мінімальною модифікацією.
Старт турбін і запалення в газогенераторі і камері згоряння здійснюється піротехнічною системою, аналогічною РРД НМ7
Аріан-I. Співвідношення компонентів регулюється клапаном, керуючим подачею газу на турбіну окислювача. Тяга РРД і співвідношення компонентів у газогенераторі регулюється клапаном, керуючим подачею компонентів у газогенератор. Перевірки та контроль роботи здійснюється ЕОМ двигуна і паливних баків. Основні характеристики двигуна дані в табл.2.
Турбонасос окислювача (рис.8) складається з осьового преднасоса, одноступінчатого відцентрового насоса і реактивної турбіни. Преднасос і крильчатка відцентрового насоса і реактивної турбіни. Преднасос і крильчатка відцентрового насоса виконані з алюмінієвого сплаву, турбіна зі сплаву INCO 718.
Таблиця 2. Характеристики РРД НМ60
| НМ 60 | SSME | |
Тяга в вакуумі, кН | 900 | 2090 |
Тяга на рівні моря, кН | 715 | 1700 |
Питома імпульс у вакуумі, Нс / кг | 4364 | 4462 |
Питома імпульс на рівні моря, Нс / кг | 3423 | 3559 |
Співвідношення компонентів | 5,1 | 6,0 |
Тиск в камері згоряння, х 105 Па | 100 | 207 |
Відношення площ | 110,5 | 77,5 |
Сумарний масова витрата, кг / с | 206 | 468 |
Масова витрата газогенератора, кг / с | 7,06 | 248 |
Витрата скидається охолоджувача (Н2), кг / с | 1,93 | - |
Тиск на виході з насоса окислювача, х 105 Па | 125,7 | 319 (528) |
Довжина, м | 4,0 | 4,24 |
Діаметр зрізу сопла, м | 2,52 | 2,39 |
Час роботи двигуна, з | 291 | 480 |
Маса, кг | 1300 | 3002 |
Підшипники насоса змащуються рідким киснем, а підшипники турбіни - рідким воднем. Герметизація досягається динамічними ущільнювачами типу плаваючих кілець і наддувом гелієм. Дистанційно керований ущільнювач служить для попередження просочування рідкого водню в процесі захолажіванія перед стартом. Осьові навантаження компенсуються регулюванням потоку рідкого кисню до задньої частини крильчатки. Основні характеристики турбонасосу кисню дані в таблиці 3.
Турбонасос водню (мал. 9) складається з осьового преднасоса,
двоступінчастого відцентрового насоса і двоступеневою турбіни. Підшипники валу розташовані поза секцій насоса і турбіни, для забезпечення прийнятної величини DN (діаметр х швидкість обертання). Всі підшипники змащуються рідким воднем. Система компенсації осьових навантажень об'єднана з другої крильчаткою відцентрового насоса. Преднасос виконаний з алюмінієвого сплаву, крильчатки з титанового сплаву ТА5Е-ЕLI, турбіна і вал з INCO 718. Характеристики насоса рідкого водню наведені в табл.3.
Таблиця 3. Характеристики турбонасосу
| Окислювача (02ж) | Пального (Н2ж) | |
Частота обертання, хв-1 | 14500 | 37900 |
Масова витрата, кг / с | 173,4 | 34,07 |
| Тиск на виході, х 105 Па | 125,7 | 150,5 |
Потужність на валу, кВт | 2331 | 8680 |
Критичне значення надлишкового тиску, х 105 Па | 1,5 | 0,42 |
Насос: діаметр, мм питома швидкість ККД | 205 0,545 (1490) 0,79 | 205 0,534 (1460) 0,77 |
Турбіна: діаметр, мм відношення тисків ККД | 230 17 0,29 | 201 20,5 0,50 |
На рис.10 даний загальний вигляд камери згоряння (КС) РРД НМ60, де 1 - карданів підвіс; 2 - запальник; 3 - форсунковим головка, 4 - камера згоряння; 5 - основний сопловой блок; 6 - сопло великій мірі розширення; 7 - канали скидання охолоджувача сопла розширення.
На рис.11 наводиться питома імпульс КС (вісь ординат) (х 9,81 нсек / кг), по осі абсцис відкладена ступінь розширення сопла. Точки на графіку відповідають характеристикам киснево-водневих РРД, де 1 - РРД J2S; 2 - РРД RL 10; 3 - РРД SSME; 4 - РРД НМ7А; 5 - РРД НМ7В; 6 - РРД НМ60. Характеристики КС даних РРД наведені також у табл.4.
На рис.12 представлена конструкція форсуночного головки, де 1 - подача рідкого кисню; 2 - канал подачі рідкого кисню, 3 - подача газоподібного водню; 4 - пориста пластина; 5 - форсунки;
Таблиця 4.
| J2S | RL10 | SSME | HM7A | HM7B | HM60 | |
Тяга, кН | 1060 | 69 | 2090 | 60 | 60 | 860 |
Тиск в камері згоряння, х 105 Па | 54 | 27 | 205 | 30 | 35 | 100 |
Співвідношення компонентів | 5,5 | 5,0 | 6 | 5 | 5,3 | 5,1 |
Ступінь розширення сопла | 27,5 | 57 | 77,5 | 62 | 82 | 110,5 |
Теоретичний питомий імпульс, нсек / кг | 4395 | 4529 | 4571 | 4542 | 4578 | 4501 |
Питома імпульс камери згоряння, нсек / кг | 4209 | 4364 | 4464 | 4363 | 4398 | 4439 |
6 - перегородки гасіння високочастотних коливань. Форсунковим головка містить 516 форсунок, зібраних на пористій платі, яка охолоджується випотіванням водню. Порівняння з іншими кріогенними форсунковим головками КС дано в табл.5. Перегородки гасіння високочастотних коливань в КС утворені подовженими форсунками. Конструкція камери згоряння РРД НМ:) представлена на рис.13, де 1 - порожнини, призначені для підвищення стійкості горіння; 2 - вихідний трубопровід водню, 3 - внутрішня стінка КС; 4 - нікелева оболонка КС; 5 - вихідний трубопровід водню; 6 - подача рідкого водню. КС містить звужується частина (відношення площ одно 5,8) регенеративно охолоджувану воднем. Внутрішня частина КС, виконана з мідного сплаву, має канали охолодження, які закриті нікелевої оболонкой. Трубопроводи виконані зі сплаву INCONEL й зварені з нікелевим корпусом. Основні характеристики КС дані в табл.6 в порівнянні з іншими кріогенними КС.
Таблиця 5. Характеристики форсуночного головки і камери згоряння
| J2S | RL10 | SSME | HM7 | MBB | HM60 | |
Форсунковим головка: Повний масова витрата, кг / с Діаметр камери, мм Число форсунок Витрата через форсунку, м / с Температура водню, До ККД | 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 згоряння: Внутрішній діаметр, мм Характерна довжина, м Ставлення стиснення Максимальна температура охолоджувача, К Мінімальний тиск охолоджувача, х 105 Па Максимальна Температура стінки, К Максимальна питома теплопоток, Вт/см2 Тиск, 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 1280 0 205 | 180 0,7 2,78 100 5,7 625 2900 35 | 182 2,3 6,95 140 100 690 1680 0 280 | 415 0,85 2,99 61 23,3 600 6400 100 |
Конструкція газогенератора (ГГ) представлена на рис.14, де 1 - подача рідкого кисню; 2 - подача рідкого водню, 3 - штуцери датчиків температури й тиску. Тиск у ГГ складає 77 х 105 Па, температура - 910 К, співвідношення компонентів - 0,9, масова витрата - 7,08 кг / сек.
Форсунковим головка ГГ має 120 форсунок. Займання здійснюється піротехнічним запальником, розташованим в центрі головки. ГГ охолоджується рідким воднем, що проходить між стінками, і уприскувана потім у ГГ. Для зменшення нестабільності горіння поруч з розпилювальної головкою є акустичні порожнини.
Клапани управління і рульові машинки мають гідравлічний привід. Гідравлічний насос змонтований на осі трубонасоса окислювача. Решта клапани працюють на гелії під тиском 23 х 105 Па.
Порівняння двигуна НМ60 з іншими киснево-водневими РРД дається в таблиці 6.
Таблиця 6.
| SSME | НМ7А | НМ7В | LE-5 | НМ60 | J2 | J2S | RL6-10 AЗ-3 | |
Тяга в вакуумі, кН Питома імпульс, Нс / кг Співвідно-ня компо-нентів Тиск в камері згоряння, х 105 Па Відношення площ Масова витрата, кг / с Довжина, м Діаметр, м Час роботи Суха маса, кг Початок розробки Початок експлуатації-ції Розгінний блок, на якому двигун вико-ється | 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 |
1. Астронавтика і ракетодинаміку, випуск 18 за 1985 рік
2. Астронавтика і ракетодинаміку, випуск 25 за 1986 рік