CC BY
170
УДК 621.455
АНАЛИЗ ПЕРСПЕКТИВ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ЭЛЕКТРОДВИГАТЕЛЯ В КАЧЕСТВЕ ПРИВОДА ДЛЯ НАСОСОВ ЖРД РАЗГОННЫХ БЛОКОВ
А. А. Высоцкий1, К. Е. Буц1, М. И. Толстопятов1, А. В. Гайнутдинов2
1 Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31
E-mail: hoxegin@gmail.com 2Конструкторское бюро химического машиностроения имени A. M. Исаева -филиал ФГУП «ГКНПЦ им. М. В. Хруничева» Российская Федерация, 141070, г. Королёв, ул. Богомолова, 12 E-mail: Alex.gainutdinov@yandex.ru
Рассматривается возможность использования электродвигателей в качестве привода для основных насосов на маршевых жидкостных ракетных двигателях ЖРД разгонных блоков. В качестве примера рассмотрен двигатель 14Д30 разработки КБХМ имени A. M. Исаева. Выполнены расчеты энергомассовых характеристики турбопривода и электродвигателя, проведен сравнительный анализ, рассмотрены достоинства и недостатки обоих схем. Дана оценка перспектив использования электродвигателей в ЖРД.
Ключевые слова: электропривод, ТНА, турбина, электродвигатель, аккумуляторы, ракетный двигатель, насосы ЖРД.
ANALYSIS OF THE PERSPECTIVES OF USING THE ELECTRIC MOTOR AS A DRIVE FOR THE PUMPS OF THE LOADER PUMPS
A. A. Visockiy1, K. E. Bute1, M. I. Tolstopyatov1, A. V. Gaynutdinov2
1 Reshetnev Siberian State Aerospace University 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: hoxegin@gmail.com 2Chemical Engineering Design Bureau named after A. M. Isayev 12, Bogomolova Str., Korolev, 141070, Russian Federation E-mail: Alex.gainutdinov@yandex.ru
The possibility of using electric motors as drive for the main pump on the main liquid-propellant rocket engines, rocket engine boosters. As example the engine 14D30 development KBKhM the named after A. M. Isaev. The calculations energy-mass features a turbo drive motor, a comparative analysis, the advantages and disadvantages of both schemes. The estimation of prospects of the use of electric motors in the liquid rocket engine.
Keywords: electric engine, turbine, electric motor, the rocket engine, accumulators, battery.
Целью работы является проведения анализа перспектив использования электродвигателя в качестве привода для основных насосов ЖРД разгонных блоков. Основными преимуществами электродвигателя в сравнении с турбоприводом работающем на продуктах сгорания газогенератора является: упрощение принципиальной схемы ЖРД, простота регулировки оборотов насосов и режима ЖРД по тяге, упрощение запуска и многократность включений и т. д. Основными недостатками является больший вес, меньшая частота вращения и источник питания большой емкости и как следствие большой массы. Вероятность использования электродвигателя для привода насосов ЖРД описана еще в [1], но на тот момент отсутствовали источники электропитания приемлемой мощности и массы.
Секция «Двигателии энергетические установки летательньш и космических аппаратов»
Объективно на данный момент не представляется использование электродвигателей для основных насосов ТНА в ЖРД с тягой свыше 20-30 кН. Так же не стоит рассматривать такую возможность для двигателей, работающих по закрытому циклу, с дожиганием генераторного газа. Однако есть ряд двигателей: С5.66, 11Д425 (более не используются) и С5.92 и 14Д30 которые на данный момент активно используются. Данные двигатели имеют тягу на уровне 4-20 кН, при этом работают по открытому циклу и используются в качестве маршевых на разгонных блоках (РБ). Следует отметить, что рассматривать использование электродвигателя только в рамках ЖРД как отдельной единицы не имеет смысла по причине большой массы.
В качестве объекта для расчетов и дальнейшего анализа использовался двигатель 14Д30. Двигатель работает по открытому циклу с турбонасосной системой подачи компонентов топлива с тягой в пустоте (19.63 кН), удельным импульсом тяги 3 255 м/с, число включений в полете - до 10 раз [2; 3], суммарное время работы двигателя составляет 3 200 с. Двигатель 14Д30 - маршевый двигатель разгонного блока «Бриз-М», который используется на ракета-носителе (РН) «Про-тон-М» и обеспечивает выведение космических аппаратов на низкие, средние, высокие орбиты и геостационарные орбиты. Масса РБ составляет порядка 22,5 тонны, из них порядка 20 тонн составляют компоненты топлива [2].
Для достижения поставленной цели необходимо рассчитать и дать оценку эффективности использования компонентов топлива всего РБ с учетом общей массы и времени активного использования. Для выполнения данной задачи была разработана методика расчета энергомассы-вых характеристик электронасосного агрегата (ЭНА) в сравнении с суммарной массой компонентов топлива затраченных на привод турбины ТНА. При расчете методика опирается на параметры насосов и турбины ТНА и термодинамические характеристики продуктов сгорания: температура, газовая постоянная, коэффициент адиабаты.
При расчете массы ЭНА методика опирается на КПД элементов системы: электродвигателя, инвертора, мультипликатора-редуктора; удельную плотность энергии (УПЭ) элемента электрического питания. По предварительной оценке КДП привода ЭНА может достигать 82 %, что существенно выше показателя для осевых высокоперепадных одноступенчатых газовых турбин.
Основными проблемами при использовании ЭНА является большая масса электродвигателя и низкая удельная плотность энергии (УПЭ) в элементах питания. На данный момент существуют коммерческие образцы элементов питания с удельной плотностью энергии 350 Вт ч/кг, в частности образцы предложенные компанией «Envia». Компания «Envia» занимается перспективными разработками в этой области и заявляет, что разработает коммерческие образцы с УПЭ 420 Втч/кг к 2021 году [4]. На уровне опытных образцов существуют российские разработки с использованием положительного электрода на основе феррофосфата лития, допированного никелем, и отрицательного электрода на основе титаната лития, допированного галлием с УПЭ 800 Втч/кг [5].
С помощью разработанной методики можно оценить изменение массы системы ЭНА в зависимости от УПЭ используемых элементов питания. В результате УПЭ продуктов сгорания газогенератора с учетом КПД и заданного перепада давления на турбине составила 293 (Втч/кг), а суммарная масса компонентов топлива для привода турбины ТНА 604 кг за 3 200 с, при этом начальная масса турбо привода и газогенератора не учитывалась. В случае использования ЭНА начальная масса системы с учетом двигателя [6], инвертора [7], мультипликатора составит по предварительной оценке 100 кг. А масса всей системы ЭНА с учетом массы источника питания на требуемое время работы составит 789 кг при использовании элементов питания с УПЭ 300 Втч/кг. А при использовании элементов питания с УПЭ 400 Втч/кг, масса всей системы составит уже 609 кг. Существенное преимущество в массе ЭНА достигается при использовании элементов питания с УПЭ 500 Вт ч/кг и составляет уже 502 кг против 604 кг у ТНА.
В результате расчетов можно сделать вывод, что отсутствие коммерческих элементов электропитания повышенной УПЭ (500 Вт ч/кг) не позволяют рассматривать электродвигатель в качестве привода для основных насосов ЖРД 14Д30. Однако данное направление остается перспективным, поскольку УПЭ элементов питания со временем будет увеличиваться. Анализ показал, что даже плотность в 500 Втч/ кг не является предельной, например для литий-серного источника питания теоретический максимум плотности энергии составляет 2 600-2 900 Вт ч/кг [8; 9].
Также следует отметить, что использование ЭНА остается перспективным для бустерных насосных агрегатов ЖРД с тягой до 60 кН, где энергетика процессов существенно ниже, чем в основных насосах ТНА.
Библиографические ссылки
1. Овсянников Б. В., Боровский Б. И. Теория и расчет агрегатов питания жидкостных ракетных двигателей. М. : Машиностроение, 1984. 18 с.
2. Космическая техника СССР - России [Электронный ресурс]. URL: http://russpace.ucoz.ru/ index/razgonnyj_blok_briz_m/0-66 (дата обращения: 13.04.2017).
3. Терминальное наведение разгонного блока «Бриз-М» / А. С. Сыров, В. Н. Соколов, М. В. Бочаров, В. В. Ежов // Вестник МАИ. 2010. Т. 17. № 5. С. 65-68.
4. Каталог продукции [Электронный ресурс] // Envia. 2017. URL: http://www.enviasystems. com/products/#aerial (дата обращения: 13.04.2017).
5. Литий-ионный аккумулятор повышенной мощности / Т. Л. Кулова, А. А. Кузьмина, Н. Ф. Никольская и др. // ХХ Менделеевский съезд по общей и прикладной химии : тез. докл. В 5 т. / Урал. отд-ние РАН. Ектеринбург, 2016. С. 426.
6. Каталог продукции [Электронный ресурс] // BRUSA Elektronik AG. 2017. URL: http://www.brusa.biz/en/products/drive/motor-400-v/hsm1-101813.html (дата обращения: 13.04.2017).
7. Каталог продукции [Электронный ресурс] // BRUSA Elektronik AG. 2017. URL: http://www.brusa.biz/en/products/drive/controller-400-v/dmc534.html (дата обращения: 18.04.2017).
8. Колосницын В. С., Карасева Е. В. Литий-серные аккумуляторы. Проблемы и решения // Электрохимия. 2008. Т. 44. № 5. С. 548-552.
9. Груздев А. И. Концептуальные подходы к разработке аккумуляторный батарей с повышенной удельной энергоемкостью для авиационно-космических применений // Вопросы электромеханики // Тр. ВНИИЭМ. 2015. Т. 147. № 4. С. 38-44.
© Высоцкий А. А., Буц К. Е., Толстопятов М. И., Гайнутдинов А. В., 2017
