CC BY
63
УДК 621.472
Вестник СибГАУ Т. 16, № 3. С. 680-689
ИСПОЛЬЗОВАНИЕ РАЗЛИЧНЫХ ОКИСЛИТЕЛЕЙ ДЛЯ ДОЖИГАНИЯ ВОДОРОДА, НАГРЕВАЕМОГО В РАКЕТНОМ ДВИГАТЕЛЕ ЗА СЧЕТ СОЛНЕЧНОЙ ЭНЕРГИИ
С. Л. Финогенов*, А. И. Коломенцев, О. И. Кудрин
Московский авиационный институт (Национальный исследовательский университет) «МАИ» Российская Федерация, 125993, г. Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское шоссе, 4
E-mail: sfmai2015@mail.ru
Рассматривается солнечный тепловой ракетный двигатель (СТРкД) с нагревом в высокотемпературной системе «концентратор-приемник» водорода с возможностью его последующего дожигания холодным на входе окислителем. В качестве окислителей предлагаются такие компоненты, как фтор и перекись водорода, образующие с водородом высокоэнергетические топливные пары с большим стехиометрическим соотношением, что позволяет уменьшить требуемые габариты зеркального концентратора солнечной энергии как одного из наиболее критичных элементов двигателя. Представлены результаты оптимизации показателей системы «концентратор-приемник» по критерию максимума массы полезной нагрузки в задаче выведения на геостационарную орбиту для случаев равнотемпературного (с однородным нагревом) одноступенчатого приемника и неравнотемпературного приемника со ступенями нагрева (с неоднородным нагревом) применительно к использованию металлического и пленочного концентратора. Показано, что требования к точности концентратора и системе слежения его за Солнцем оказываются достаточно жесткими. Снижение размеров солнечного концентратора при дожигании нагретого водорода упрощает его создание и улучшает эксплуатацию при работе в космических условиях, в частности, улучшает инерционные характеристики СТРкД при работе в составе космического аппарата и упрощает ориентацию на Солнце. Приведены сравнительные характеристики использования СТРкД как подсистемы космического аппарата для случаев металлического и пленочного концентраторов при равнотемпературном и неравнотемпературном нагреве водорода и его дожигании рассматриваемыми окислителями. Требуемая площадь концентратора в случае использования фтора может быть значительно - на 25 % и более - снижена по сравнению с кислородно-водородным СТРкД. Использование перекиси водорода в некоторых задачах позволяет на 10-12 % снизить площадь концентратора по сравнению с кислородно-водородным СТРкД. Показано, что полезный груз, выводимый на геостационарную орбиту, в случае фторводородного СТРкД с пленочным концентратором и неоднородным нагревом может быть увеличен более чем на 70 % по сравнению с использованием кислородно-водородного ЖРД.
Ключевые слова: солнечный тепловой ракетный двигатель, дожигание водорода, система «концентратор-приемник», окислитель, фтор, перекись водорода.
Vestnik SibGAU Vol. 16, No. 3, P. 680-689
USE OF DIFFERENT OXIDIZERS FOR AFTERBURNING OF HYDROGEN HEATED BY SOLAR ENERGY IN ROCKET ENGINE
S. L. Finogenov*, A. I. Kolomentsev, O. I. Kudrin
Moscow Aviation Institute (National research university) "MAI" 4, Volokolamskoe shosse, А-80, GSP-3, Moscow, 125993, Russian Federation E-mail: sfmai2015@mail.ru
Solar thermal propulsion (STP) with heating of hydrogen in high-temperature "concentrator-absorber" system with the possibility of its subsequent afterburning with cold oxidizer is considered. Such components as fluorine and hydrogen peroxide are suggested as oxidizers. These oxidizers create high-energetic propellant compounds with hydrogen and have high stoichiometric ratios, that allow to reduce required overall dimensions of solar energy mirror concentrator, as one of the most critical elements of STP. Results ofparameters optimization of concentrator-absorber system by criterion of maximum ofpayload weight in the task ofpayload injection into geostationary orbit for the cases of isothermal (uniform) single-stage absorber and non-isothermal absorber with heating stages (non-uniform heating) use with reference to use of metal or film concentrator are presented. It is shown that requirements to accuracy of concentrator and its tracking system to the Sun are rather high. Decrease of dimensions of solar concentrator at afterburning
of heated hydrogen simplifies its creation and improves operation in space conditions, in particular improves inertial characteristics of the STP as a part of space vehicle and simplify orientation to the Sun. Comparative characteristics of the STP use as space vehicle subsystem for the cases of metal and film concentrators are presented at isothermal and not isothermal heating of hydrogen and its afterburning by the considered oxidizers. The required area of concentrator in the case of fluorine use can be significantly reduced (up to 25 % and more) in comparison with oxygen-hydrogen STP. Use of hydrogen peroxide in some tasks allows 10... 12 % reduction of the concentrator area as compared to oxygen-hydrogen STP. It is shown that payload injected into geostationary earth orbit, in the case of fluorine-hydrogen STP with film concentrator and non-uniform heating, can be increased up to 70 % and higher in comparison with the use of oxygen-hydrogen liquid propellant rocket engine.
Keywords: solar thermal propulsion, hydrogen afterburning, concentrator-absorber system, oxidizer, fluorine, hydrogen peroxide.
Введение. В настоящее время в нашей стране и за рубежом разработка солнечного теплового ракетного двигателя (СТРкД) находится на стадии поисковых исследований. В Российской Федерации этой проблемой занимаются Центр Келдыша, РКК «Энергия», МАИ, МГТУ им. Н. Э. Баумана и другие организации [1-8]. Зарубежные исследования проводятся в США (NASA Marshall Space Flight Center, Boeing, USAF), Европейском Союзе (ESA) и Японии (National Space Laboratory) [9-15]. Интерес к СТРкД как двигателю космического назначения вызван его высоким удельным импульсом (850-900 с и более), что позволяет доставлять на высокие орбиты полезные грузы, в 1,5-2 раза большие по сравнению с использованием жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), либо использовать ракеты-носители (РН) более легкого класса с солнечно-термической верхней ступенью. В результате удельная стоимость выведения полезных грузов на высокоэнергетические орбиты может быть существенно снижена.
Наименее разработанным элементом СТРкД является солнечный высокотемпературный источник мощности, включающий концентратор зеркального типа и приемник солнечного излучения, создание которых представляет достаточно сложную конструкторскую, технологическую и материаловедческую задачу. Поэтому актуальным является определение путей упрощения создания системы «концентратор-приемник» (КП), прежде всего снижения размера солнечного концентратора как достаточно сложного элемента двигателя.
В работах, выполненных в разных организациях, в частности, МАИ, Центре Келдыша, National Space Laboratory (Япония), показана целесообразность дожигания разогретого за счет солнечной энергии рабочего тела холодным на входе окислителем (кислородом) [1; 2; 4-7; 15; 16]. Это позволяет снизить как количество хранимого на борту криогенного водорода и уменьшить габариты топливных баков, так и использовать солнечный источник мощности меньшей размерности. В отличие от концепции, выдвинутой Центром Келдыша, в которой нагрев водорода осуществляется за счет электрической энергии солнечных батарей [4-7], в рассматриваемом случае следует рассматривать влияние дожигания на характеристики системы КП как источника мощности. Требуемый для нагрева необходимого расхода водорода размер зеркала может быть существенно уменьшен. Тогда вопрос о создании концентратора на начальных ста-
диях разработки может заметно облегчиться. Уменьшение размера концентратора приведет к улучшению инерционных характеристик СТРкД, упрощению системы его ориентации на Солнце и управляемости изделия в целом.
Использование окислителей с высоким энергети-ким и большим стехиометрическом соотношением компонентов позволяет при заданной тяге снизить расход нагреваемого водорода и уменьшить тем самым требуемый размер солнечного концентратора. В качестве окислителей кроме кислорода могут рассматриваться, в частности, фтор (стехиометрическое соотношение с водородом Кто = 18,86) и его соединения, перекись водорода (Кто = 12,09) и др. Такой СТРкД с дожиганием может рассматриваться как жидкостный ракетный двигатель с увеличенной энтальпией топлива. Удельный импульс этого двигателя может быть значительно выше по сравнению с кислородно-водородными ЖРД. В отличие от чисто химического двигателя, в случае СТРкД в полной энтальпии топлива значительную долю занимает тепловая энергия нагретого водорода, поэтому теплотворная способность топлива влияет на величину удельного импульса в меньшей степени, и выбор окислителя может с большим основанием осуществляться в том числе с учетом величины соотношения массовых расходов компонентов. Кроме того, необходимо отметить, что повышенная плотность топлива И2+Б2 или Н2+Н202, по сравнению с компонентами И2+02, облегчает задачу его выведения на исходную опорную орбиту.
Показатели системы «концентратор-приемник».
Показатели системы КП должны быть оптимизированы с учетом назначения двигателя как подсистемы космического аппарата (КА) и рассмотрения траек-торных условий. Будем рассматривать задачу выведения полезной нагрузки (ПН) на геостационарную орбиту (ГСО) с использованием водородного СТРкД в качестве маршевого двигателя верхней ступени (разгонного блока) РН «Протон-М» при запуске с космодрома Байконур. Энергетически выгодным здесь является многовитковый межорбитальный перелет с периодическими включениями СТРкД в соответствующих апсидальных областях переходных орбит [3-7; 9-14; 16]. С целью сокращения продолжительности выведения, время каждого включения двигателя целесообразно повышать по мере увеличения большой полуоси текущей переходной орбиты, однако
оно не должно быть слишком большим во избежание чрезмерного роста гравитационных потерь. Общее время выведения примем равным 60 суткам как рациональное, при увеличении которого характер роста массы ПН (Мш) приближается к асимптотическому.
Результаты оптимизации по критерию максимума Мпн для рассматриваемой задачи основных показателей системы КП применительно к различным типам приемника и концентратора представлены в таблице, из которой следует, что требования к системе КП являются достаточно жесткими. Важным является снижение требуемой точности концентратора (увеличение параметра Да [1; 2], что соответствует уменьшению концентрации излучения) при увеличении числа ступеней нагрева водорода в приемнике (повышении степени его неравнотемпературности, когда распределение температуры по поверхности приемника соответствует закону распределения энергии в фокальном световом пятне [2; 3]), особенно в случае пленочного концентратора. При этом снижается удельная масса зеркала, которая может достигать 0,5-1,1 кг/м2 в случае пленочного концентратора и неравнотемпе-ратурного приемника ступенчатого (неоднородного) нагрева.
Важными при разработке СТРкД являются проблемы создания системы наведения на Солнце, системы слежения за Солнцем при постоянном изменении ориентации КА относительно Солнца. Следует отметить, что максимальный угол дезориентации системы КП от прицельного направления на Солнце в динамическом режиме может составлять до 1°-1,5° (статический режим сложно реализуем из-за значительно меньших допустимых углов слежения за Солнцем) и определяется условием допустимого снижения энергетической эффективности системы КП при изменении условий облученности в фокальном световом пятне, что вполне может быть достигнуто современными техническими средствами (особенно в случае приемника с неоднородным нагревом водорода) [17].
Использование фтора как окислителя в СТРкД. Использование топливной пары фтор-водород заставляет обратиться к опыту НПО «Энергомаш», имеющего практический опыт создания мощных криогенных ЖРД на этих компонентах. В данной статье рассматривается двигатель ограниченной тяги
(десятки-сотни Ньютон) с дожиганием нагретого водорода для повышения экономичности двигателя.
Вследствие большого различия в стехиометриче-ском соотношении компонентов для топлива Н2+02 и Н2+Б2 сравнительные зависимости для удельного импульса удобно строить как функции от соотношения расходов компонентов, а не от коэффициента избытка окислителя. Графики на рис. 1 показывают, что более высокая энергетика топливной пары Н2+Б2 начинает заметно проявляться, начиная с соотношения массовых расходов компонентов Кт = 5-6, что для топлива Н2+02 соответствует коэффициенту избытка окислителя а = 0,6-0,75 (для компонентов Н2+Б2 это соответствует а = 0,25-0,3).
Сравним возможности применения кислорода и фтора как окислителей в СТРкД в полетных задачах. Как видно из рис. 2, по сравнению с использованием перспективного разгонного блока типа КВРБ с кислородно-водородным ЖРД типа КВД-1, позволяющим в составе РН «Протон-М» выведение на ГСО полезной нагрузки массой до 4200 кг, использование разгонного блока на базе СТРкД с тяжелым металлическим концентратором (например, складного типа) может оказаться целесообразно только в случае не-равнотемпературного приемника солнечного излучения. По сравнению с ЖРД на фторводородных компонентах (возможная масса ПН в данной задаче около 4600 кг) область рациональных величин а для СТРкД уменьшается, и в случае металлического концентратора она ограничена значениями коэффициента избытка окислителя а = 0-0,2 (Кт = 0-3,8) для фтор-водородного СТРкД с одноступенчатым приемником (однородный нагрев водорода) и а < 0,5-0,6 (Кт < 9-11) для случая приемника с предельной неравнотемпера-турностью (когда считается, что перетекание тепла от центра к периферии приемника отсутствует [2]). Для кислородно-водородного СТРкД с приемником этого типа целесообразны значения а < 0,7-0,8 (Кт < 5,5-6,4). В этих случаях сохраняется заметный устойчивый выигрыш в массе ПН. Так, для фторводородной космической ступени с СТРкД в случае неравнотемпера-турного приемника при а = 0,1 полезная масса может быть увеличена более чем на 50 % по сравнению с использованием разгонного блока типа КВРБ.
Показатели системы «концентратор-приемник»
Концентратор Показатели системы КП Приемник солнечного излучения
Р Д Н
Параметр точности Да, град 0,47 0,47 0,59
Угол статической ориентации, град 0,27 0,27 0,3
Металлический Угол динамической ориентации, град 1,1 1,1 1,2
Оптимальная температура приемника, К 2200 3200 3800
Удельная масса концентратора, кг/м2 2,7 2,7 2,4
Параметр точности Да, град 0,48 0,53 0,86
Угол статической ориентации, град 0,27 0,28 0,37
Пленочный Угол динамической ориентации, град 1,1 1,1 1,5
Оптимальная температура приемника, К 2400 3400 3800
Удельная масса концентратора, кг/м2 1,2 1,1 0,5
Примечание. Р, Д, Н - соответственно равнотемпературный, двухступенчатый, предельно-неравно-температурный приемник солнечного излучения [2; 3].
1000
950
с 900
,с
.и 850
п 800
м
и 750
ы н 700
650
л
е
£ 600
550
500
\ 0 Н2+0 2, Т= 2000К <
\ -•- Н2+02, Т=2800К —д— Н2+Р2, Т=2000К -А- Н2+Р2, Т=2800К
Г
V
• \ А*
& \ 6
А д
8 £ -А
0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20 Массовое соотношение компонентов, Кт
Рис. 1. Сравнительные зависимости теоретического удельного импульса от массового соотношения компонентов кислородно-водородного и фторводородного топлива для разных температур нагрева водорода при степени падения давления 104; давление в камере 0,2 МПа
п=1, И2+Р2 п>2, И2+Р2 п=1, Н2+02
0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 Коэффициент избытка окислителя
Рис. 2. Зависимость выводимой массы ПН на ГСО от коэффициента избытка окислителя при использовании СТРкД на компонентах Н2+02 и Н2+Г2 с одноступенчатым (число ступеней нагрева п = 1) и предельно-неравнотемпературным (п > 2) приемником; концентратор - металлический,
складного типа
Использование легких надувных пленочных зеркал [9-12] повышает массовую эффективность космической ступени с фторводородным СТРкД и обеспечивает, по сравнению с разгонным блоком типа КВРБ, заметный выигрыш в массе ПН - более 25 % при а = 0,1 (Кт = 0-0,19) в случае одноступенчатого (равнотемпературного) приемника. При таком приемнике целесообразны небольшие величины а < 0,15 (рис. 3). Использование предельно-неравнотемпера-турного приемника с неоднородным нагревом водорода позволяет увеличить массовую эффективность двигателя и существенно расширить диапазон значений а, при которых сохраняется устойчивый выигрыш в массе ПН. Так, при а = 0,1 выигрыш в массе ПН по сравнению с использованием разгонного блока КВРБ составляет около 70 %.
Для кислородно-водородного СТРкД, с позиций наибольшей массовой эффективности, в случае рав-нотемпературного приемника целесообразны величины а = 0-0,15 (Кт = 0-1,2). Этот диапазон может быть существенно расширен в случае неравнотемператур-ного нагрева.
В случае пленочного концентратора следует учитывать процессы деформации зеркала после приложения к нему нагрузки в процессе включения двигателя, а также время возвращения профиля концентратора к параболоидной форме. Эти вопросы требуют дополнительного изучения. Одним из возможных способов решения этих проблем может быть использование отверждаемой в космических условиях поверхности концентратора после его формирования на опорной орбите [9; 10; 18].
1
Оценим изменение размеров концентратора при дожигании. Графики на рис. 4, 5 показывают заметно меньшие размеры параболоидного концентратора в случае фторводородного СТРкД по сравнению с кислородно--водородным. Разница может составлять свыше 25 %. Можно отметить, что большие размеры легкого пленочного концентратора, по сравнению с металлическим, объясняются меньшей оптимальной точностью пленочного зеркала, особенно при ступенчатом приемнике. Большая площадь концентратора, в случае ступенчатого приемника, обусловлена его более высокой оптимальной температурой и меньшей требуемой точностью зеркала по сравнению с равно-температурной системой КП. Если выбрать температуру ступенчатого приемника не как оптимальную, по критерию наибольшей массы ПН, а несколько меньшую (например, соответствующую случаю рав-нотемпературного приемника), то требуемый размер
концентратора и его точность окажутся существенно ниже; массовая эффективность СТРкД с такой системой КП будет превышать (конечно, в меньшей степени) эффективность двигателя с приемником равно-температурного типа.
Так как при дожигании водорода снижается не только размер зеркала, но и масса ПН, то выбор целесообразных значений коэффициента избытка окислителя может быть осуществлен путем оценки степени снижения одного критерия (относительного изменения диаметра концентратора ДОк) при допустимом снижении другого (относительного изменения массы ПН ДМпн). На рис. 6 и 7 представлены значения ДМпн и ДОк, приведенные к одинаковым величинам а (сравниваются компоненты кислород-водород и фтор-водород) для различных типов приемника применительно к легкому и тяжелому концентраторам.
9000 8500 8000 7500 7000 6500 6000 со 5500 « 5000 5 4500 4000 3500
О
0 |_
го
X
1 С
) --А-П = 1, И2+Р2 • П>2, И2+Р2 —д—П = 1, Н2+02 ^Э^п>2, Н2+02 й ЖРД, Н2+02
к
: >
\ N
V
V
V.
Д——/ •-=== г
: —-- т ---А
Т -
0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1 Коэффициент избытка окислителя
Рис. 3. Зависимость массы ПН от коэффициента избытка окислителя в случае пленочного концентратора
32 ^ 30 га 28
0 26 Л 24
1 22
I 20 ° 18 о- 16 1 14 § 12 1=1 10 8
•
-Д—П=1, Н2+02 —А—п=1, Н2+Р2
А "1
ч П>2, Н2+02
- \ ^ "V к О
I\ —П>2, Н2 + 1-2
- Ч
- О_
- V
- \ 1 т Л 1 • "
- л _| 7—— А — •—_ -\
- Т-А--ь- - «
0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1 Коэффициент избытка окислителя
Рис. 4. Зависимость диаметра параболоидного концентратора от коэффициента избытка окислителя для разных типов приемника; концентратор -металлический, складного типа
40 5 38 т" 36 £ 34 ¡В 32
а 30 £ 28 Щ 26 ? 24 § 22 ¡3- 20
Б 18 ! 16 14 12 10
• —д— п=1, Н2+02 -ж—п=1, Н2+Р2 -0-п>2, Н2+02 -•-п>2, Н2+Р2
- \ N1 с
\ 1 о
г —
т д
1 • 1
• —
А---,-_ -
0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1 Коэффициент избытка окислителя
Рис. 5. Зависимость диаметра параболоидного концентратора пленочного типа от коэффициента избытка окислителя для разных типов приемника
26 24 22 20 18 16 14 12 10 8 6 4 2 0 -2
|- -О- Н2+02, М Н2+Р2, М -Д- Н2+02, П -А- Н2+Р2,П
л
Е д/ А——
: А
Е /¿г"
: 1 к _ А Г
= 1 Vх и*-
Е
= V
Е 0 Я
А - / /
Е о •—
:
— • — • — ? • •
20 2 5 3 0 35 40 4 5 5 0 5 5 60 65 7 0 75
Относительное изменение диаметра концентратора,
%
Рис. 6. Относительное изменение массы ПН и диаметра концентратора при дожигании нагретого водорода кислородом и фтором в случае металлического (М) и пленочного (П) концентратора; приемник - равнотемпературный
I Е
^ -о
¡А о
С о
ш га
Ё =
о о
50 45 40 35 30 25 20 15 10 5
II к
-0-Н2+02, М -•-Н2+Р2, М -Д-Н2+02, П —а— Н2+Р2, П Л
•
V- о ^ >
Е п • • *
:
- А""""
: £
16 20 24 28 32 36 40 44 48 52 56 60
Относительное изменение диаметра концентратора,
%
Рис. 7. Относительное изменение массы ПН и диаметра концентратора при дожигании нагретого водорода кислородом и фтором в случае металлического (М) и пленочного (П) концентратора; приемник - предельно-неравнотемпературный
В случае металлического (тяжелого) концентратора и равнотемпературного приемника в диапазоне а = 0,1-0,2 возможен некоторый рост массы ПН за счет опережающего снижения массы зеркала по сравнению с падением экономичности двигателя при дожигании. При этом дожигание более выгодно при использовании фтора: размер зеркала может быть снижен приблизительно вдвое при прежней массовой эффективности. При увеличении а масса ПН в случае фтора снижается в меньшей степени по сравнению с кислородно-водородным СТРкД, при использовании которого наблюдается существенно нелинейное падение Мш.
При пленочном концентраторе линейное соотношение ДМпн и ДОк нарушается при а > 0,4, когда в большей мере начинает проявляться нелинейность изменения массы ПН в случае кислородно-водородного СТРкД.
При использовании неравнотемпературного приемника соотношения ДМпн и ДВк подобны при легком и тяжелом концентраторах и являются практически линейными в широком диапазоне а. Меньшее снижение массы ПН при одинаковом сокращении размеров зеркала в случае металлического концентратора также объясняется его большей долей в общей массе системы СТРкД-КА. По сравнению с равнотемпературным приемником снижение Мпн здесь более сильное, что, однако, компенсируется более высокой начальной массовой эффективностью СТРкД со ступенчатой системой КП.
Заканчивая рассмотрение возможности использования фтора как окислителя в СТРкД, необходимо отметить его чрезмерно высокую химическую активность. Тем не менее опыт НПО «Энергомаш» наглядно свидетельствует о практической возможности создания двигателя с этим компонентом (ЖРД РД-301). Рассматривая фторводородный СТРкД с позиций экологической безопасности, необходимо учитывать, что он предназначен для работы в космических условиях и в штатной ситуации не загрязняет приземную атмосферу. Учитывая небольшую долю фтора в солнечном разгонном блоке по сравнению с общей массой топлива РН серии «Протон», содержащего такой широко используемый и экологически опасный компонент, как НДМГ, предельно допустимая концентрация которого в воздухе соизмерима с фтором, представляется целесообразным продолжение изучения вопроса о возможности использования фтора как окислителя в СТРкД.
Использование перекиси водорода в качестве окислителя в СТРкД. Рассмотрим возможность использования в СТРкД в качестве окислителя более экологичной перекиси водорода. Зависимости идеального удельного импульса топлива Н2+Н202 от Кт при разных температурах нагрева водорода представлены на рис. 8. Сравнение рис. 1 и 8 показывает более высокую энергетику топлива в случае криогенных окислителей (02 и Б2). Тем не менее использование Н202 в ряде случаев представляется целесообразным. В частности, когда снижение размеров концентратора и возможность длительного хранения одного из компонентов представляет приоритетную задачу при
некотором допустимом снижении массовой эффективности СТРкД (которая должна быть выше по сравнению с базовым кислородно-водородным ЖРД).
Проведенный оценочный расчет показывает меньшую массовую эффективность использования СТРкД с топливом Н2+Н202 по сравнению с использованием фтора или кислорода (рис. 9), причем область а, при которой сохраняется выигрыш СТРкД с перекисью водорода над ЖРД, зависит от типа системы КП. Так, при использовании легкого пленочного зеркала рациональный диапазон коэффициента избытка окислителя составляет а < 0,1 для равнотем-пературного приемника и а < 0,6 для ступенчатого. При использовании тяжелого металлического концентратора такой СТРкД может конкурировать с ЖРД только при неравнотемпературном приемнике и небольших значениях а.
Размеры концентратора в случае топлива Н2+Н202 могут быть меньшими по сравнению с кислородно-водородным СТРкД: при небольших а = 0,1-0,2 снижение диаметра зеркального параболоида не превосходит 5-7 % (рис. 10). При высоких а снижение диаметра концентратора может достигать 10-12 %. При этом, однако, массовая эффективность двигателя, использующего перекись водорода, оказывается меньшей, чем в случае ЖРД.
Таким образом, использование перекиси водорода менее перспективно с позиций улучшения массово-габаритных характеристик СТРкД по сравнению с фтором. Тем не менее в отдельных случаях (при малых а и приемнике ступенчатого типа) рассмотрение возможности использования этого компонента может оказаться целесообразным с позиций экологической безопасности двигателя и некоторого дополнительного снижения размеров солнечного концентратора по сравнению с использованием кислорода.
Заключение. Учитывая, что требования к системе КП СТРкД являются достаточно жесткими в части ее создания и функционирования, на начальных этапах разработки целесообразно ее упрощение (как наименее отработанной части двигателя) ценой некоторого снижения массовой эффективности использования СТРкД в составе КА. Одним из путей такого упрощения является уменьшение требуемой площади солнечного концентратора при дожигании рабочего тела.
Использование топлив с большим стехиометриче-ским соотношением компонентов (в частности, Н2+Б2 и Н2+Н202) позволяет при данной тяге снизить расход нагреваемого в системе КП водорода и этим значительно уменьшить требуемый размер и массу солнечного концентратора. Кроме этого, повышенная плотность топлива с этими окислителями по сравнению с компонентами Н2+02 облегчает задачу выведения на орбиту.
Исследования возможности использования фтора в космической солнечно-термической ступени должны опираться на опыт разработок НПО «Энергомаш», имеющего безусловный приоритет в части практических разработок изделий, использующих этот компонент.
Важным является выбор целесообразного значения коэффициента избытка окислителя, при котором значительно уменьшаются размеры концентратора при допустимом снижении массовой эффективности. При этом необходимо учитывать степень неравно-температурности приемника солнечного излучения и тип зеркального концентратора.
Энергомассовая эффективность СТРкД с рассмотренными окислителями в ряде задач может быть увеличена, и в частности, по сравнению с ЖРД. Так, полезная масса, выводимая на ГСО, в случае фтор-
водородного СТРкД может быть увеличена более чем на 70 % по сравнению с использованием кислородно-водородного разгонного блока КВРБ. Требуемая площадь концентратора в случае использования фтора может быть значительно - на 25 % и более - снижена по сравнению с кислородно-водородным СТРкД. Использование перекиси водорода в некоторых задачах позволяет на 10-12 % снизить площадь концентратора по сравнению с кислородно-водородным СТРкД.
о о"
_о
>
.0 I
_0
ф
£
1000 950 * 900 850 800 750 700 650 600 550 500 450
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 Массовое соотношение компонентов, Кт
Рис. 8. Сравнительные зависимости теоретического удельного импульса от массового соотношения компонентов для топлива Н2+02 и Н2+Н202 при разных температурах нагрева водорода; давление в камере 0,2 МПа, степень падения давления 104
п=1,Н2+Р2 п>2,Н2+Р2 п=1, Н2+02 п>2, Н2+02 п=1,Н2+Н202
0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1 Коэффициент избытка окислителя
Рис. 9. Зависимость массы ПН от коэффициента избытка окислителя в случае пленочного надувного концентратора при использовании Н202 и других окислителей для дожигания водорода
Рис. 10. Зависимость диаметра параболоидного концентратора пленочного типа от коэффициента избытка окислителя при использовании Н202 и других окислителей для дожигания водорода
34 s 32 «о 30 & 28 £ 26 £ 24 5 22 I 20 ° 18 ^ 14 S 12 ^ 10 8 0 Ь. n=1, H2+O2 -a—n=1, H2+F2 —--n=1, H2+H2O2 -0-n>2, H2+O2 -•-n>2, H2+F2 -n>2, H2+H2O2
- 1
" %9ч
- \Тч i.
"V ^^ \ х» С
- \ Т^ГХ!
- V ГЧ^г^Г--
- 1 7Г
- А^ 1 "—-
- J •-___
- A-- -•
- -~A
0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1 Коэффициент избытка окислителя
Библиографические ссылки
1. Кудрин О. И. Космические двигатели, использующие солнечную энергию. М. : МАИ, 1967. 270 с.
2. Кудрин О. И. Солнечные высокотемпературные космические энергодвигательные установки. М. : Машиностроение, 1987. 247 с.
3. Кудрин О. И., Финогенов С. Л. Солнечный ракетный двигатель со ступенчатой системой «приемник - тепловой аккумулятор» // Полет. 2000. № 6. С. 37-41.
4. Солнечная энергодвигательная установка с электронагревным тепловым аккумулятором и дожиганием рабочего тела / В. Н. Акимов [и др.] // Полет. 1999. № 2. С. 20-28.
5. Коротеев А. С. Концепция солнечной энергодвигательной установки с электронагревным тепловым аккумулятором и дожиганием рабочего тела // Вестник МАИ. 2000. Т. 7, № 1. С. 60-67.
6. Solar Power-Propulsion System with Electrically-Heated Heat Accumulator and Propellant Afterburning / A. S. Koroteev [et al.] // IAF Paper. 1999. № 99. Р. 6.07.
7. Kick Stages with Solar Heat Propulsion Systems for Increase of Middle Class Soyuz Launchers Competitiveness / V. I Pushkin [et al.] // 6th International Symposium on Propulsion for Space Transportation: Propulsion for Space Transportation of the XXIst Century (May 14-16, 2002). Paper № S36.2. Versailles, France.
8. Протасов Ю.С. Об исследованиях и разработках космических солнечных тепловых двигателей малой тяги. Современное состояние и перспективы // Газотурбинные и комбинированные установки и двигатели : тезисы докладов XI Всерос. межвуз. науч.-техн. конф / МГТУ им. Н. Э. Баумана (15-17 нояб. 2000, г. Москва). М. : Изд-во ГПНТБ, 2000. С. 106.
9. Emrich W. J. Jr. Design Considerations for Space Transfer Vehicles Using Solar Thermal Propulsion // AIAA Paper. 1995. № 95-2634.
10. Frye P. E., Kennedy F. G. Reusable Orbital Transfer Vehicles (ROTV) Applications of an Integrated
Solar Upper Stage (ISUS) // AIAA Paper. 1997. № 972981.
11. Hawk C. W., Adams A. M. Conceptual Design of a Solar Thermal Upper Stage (STUS) Flight Experiment // AIAA Paper. 1995. № 95-2842.
12. McClanahan J. A., Frye P. E. Solar Thermal Propulsion Transfer Stage Design for Near-Term Science Mission Applications // AIAA Paper. 1994. № 94-2999.
13. Shoji J. M., Frye P. E. Solar Thermal Propulsion for Orbit Transfer // AIAA Paper. 1988. № 3171.
14. Fiot D., Estublier D. Solar Thermal Propulsion // 6th International Symposium on Propulsion for Space Transportation: Propulsion for Space Transportation of the XXIst Century (May 14-16, 2002). Paper № S36.1. Versailles, France.
15. Kanda Takeshi, Wakamatsu Yoshio, Kanmuri Akio. LH2-LOX LRE with Solar Heater // Tech. Rept. Aerosp. Lab. 1988. № 992. Р. 1-13.
16. Kudrin O. I., Finogenov S. L., Nickolenko V. V. Solar Thermal Rocket Engine with Post-Burning: the Possibility of Its Usage in Space // Space Technology. 1996. Vol. 16, No. 1. Pp. 15-19.
17. Стенд динамического слежения за Солнцем и его характеристики / О. И. Кудрин [и др.] / Доклады Всесоюз. конф. по использованию солнечной энергии (17-21 июня 1969 г.). Секция С-3.
18. Грилихес В. А., Матвеев В. М., Полуэктов В. П. Солнечные высокотемпературные источники тепла для космических аппаратов. М. : Машиностроение, 1975. 248с.
References
1. Kudrin O. I. Kosmicheskie dvigateli, ispol'zu-yushchie solnechnuyu energiyu. [Space engines using solar energy]. Moscow, MAI Publ., 1967, 270 p.
2. Kudrin O. I. Solnechnye vysokotemperaturnye kosmicheskie energodvigatel'nye ustanovki. [Solar high-temperature space power plants]. Moscow, Mashinostroe-nie Publ., 1987, 247 p.
3. Kudrin O. I., Finogenov S. L. [Solar thermal propulsion with staged system "absorber-thermal storage]. Polet, 2000, No. 6, P. 37-41 (In Russ.).
4. Akimov V. N., Arhangel'skij N. I., Koroteev A. S., Kyz'min E. P. [Solar power propulsion plant with electrically-heated thermal storage and working medium afterburning]. Polet, 1999, No. 2, P. 20-28 (In Russ.).
5. Koroteev A. S. [Conception of solar power propulsion plant with electrically-heated thermal storage and working medium afterburning]. Vestnik MAI. 2000, Vol. 7, No. 1, P. 60-67 (In Russ.).
6. Koroteev A. S., Arkhangelsky N. I., Akimov V. N., Kuz'min E. P. Solar Power-Propulsion System with Electrically-Heated Heat Accumulator and Propellant Afterburning. IAF Paper 1999, No. 99-S.6.07.
7. Pushkin V. I., Chechin A. V., Fomin G. E., Gurtov A. S., Filatov A. N., Koroteev A. S., Popov S. A., Akimov V. N., Arkhangelski N. I. Kick Stages with Solar Heat Propulsion Systems for Increase of Middle Class Soyuz Launchers Competitiveness. 6th International Symposium on Propulsion for Space Transportation: Propulsion for Space Transportation of the XXIst Century. Paper no. S36.2. May 14-16, 2002. Versailles, France.
8. Protasov Yu. S. [About research and design of space solar thermal propulsion of low thrust. State-of-the-art condition and perspectives] Tezisy dokladov XI Vse-rossiyskoy mezhvuzovskoy nauchno-tekhnicheskoy kon-ferentsii "Gazoturbinnye i kombinirovannye ustanovki i dvigateli" [Proc. XI Russian mezhvuzovskoy science technical conference "Gas-Turbine Power Plants and Engines"]. Moscow, MGTU named after N. Je. Bauman, 15-17 November 2000, Moscow, GPNTB Publ., 2000, P. 106 (In Russ.).
9. Emrich W. J. Jr. Design Considerations for Space Transfer Vehicles Using Solar Thermal Propulsion. AIAA Paper 1995, No. 95-2634.
10. Frye P. E., Kennedy F. G. Reusable Orbital Transfer Vehicles (ROTV) Applications of an Integrated Solar Upper Stage (ISUS). AIAA Paper 1997, No. 97-2981.
11. Hawk C. W., Adams A. M. Conceptual Design of a Solar Thermal Upper Stage (STUS) Flight Experiment. AIAA Paper 1995, No. 95-2842.
12. McClanahan J. A., Frye P. E. Solar Thermal Propulsion Transfer Stage Design for Near-Term Science Mission Applications. AIAA Paper 1994, No. 94-2999.
13. Shoji J. M., Frye P. E. Solar Thermal Propulsion for Orbit Transfer. AIAA Paper 1988, No. 3171.
14. Fiot D., Estublier D. Solar Thermal Propulsion. 6th International Symposium on Propulsion for Space Transportation: Propulsion for Space Transportation of the XXI Century. Paper no. S36.1. May 14-16, 2002. Versailles, France.
15. Kanda Takeshi, Wakamatsu Yoshio, Kanmuri Akio. LH2-LOX LRE with Solar Heater. Tech. Rept. Aerosp. Lab. 1988, No. 992, P. 1-13.
16. Kudrin O. I., Finogenov S. L., Nickolenko V. V. Solar Thermal Rocket Engine with Post-Burning: the Possibility of Its Usage in Space. Space Technology. 1996, Vol. 16, No. 1, P. 15-19.
17. Kudrin O. I., Polujektov V. P., Kochetov V. K., Vasil'ev Yu. B. Stand for dynamic tracking to the Sun and its characteristics [Stend dinamicheskogo slezheniya za Solncem i ego harakteristiki]. Doklady Vsesoyuznoy kon-ferentsii po ispol'zovaniyu solnechnoy energii [Reports of the USSR Conference on Solar Energy Use]. 17-21 July 1969. Sekciya S-3 (In Russ.).
18. Grilihes V. A., Matveev V. M., Poluehktov V. P. Solnechnye vysokotemperaturnye istochniki tepla dlya kosmicheskikh apparatov [Solar high-temperature heat sources for space vehicles]. Moscow, Mashinostroenie Publ., 1975, 248 p.
© Финогенов С. Л., Коломенцев А. И., Кудрин О. И., 2015
