CC BY
117УДК 629.78.036.54 - 63.063.6:621.694 DOI 10.33950/spacetech-2308-7625-2019-2-67-80
исследование возможности создания на базе кислородно-углеводородного двигателя 11д58м высокоэкономичного многофункционального безгазогенераторного ракетного двигателя с кислородным охлаждением
© 2019 г. Соколов Б.А., тупицын н.н.
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва» (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru
В статье представлены результаты проектно-исследовательских и опытно-конструкторских работ РКК «Энергия» по анализу и подтверждению возможности создания на базе серийного кислородно-углеводородного ракетного двигателя 11Д58М тягой 8,5 тс высокоэкономичного многофункционального двигателя с кислородным охлаждением и оптимальной для разгонных блоков (РБ) тягой 5 тс, выполненного по безгазогенераторной схеме.
Многофункциональность двигателя предусматривает введение в его состав дополнительных блоков, обеспечивающих выполнение ряда важных для РБ функций, таких как обеспечение питания двигателя топливом из баков РБ после полета в условиях невесомости, создание управляющих моментов для ориентации и стабилизации РБ на пассивных участках полета, а также автономное управление автоматикой двигателя для его запуска, останова, регулирования при работе и аварийной защиты при нештатном функционировании и др.
Замена традиционного охлаждения камеры двигателя высококипящим углеводородным горючим на инновационное кислородное охлаждение позволяет отказаться от колец завесного внутреннего охлаждения и исключить соответствующие потери горючего, а использование газифицированного кислорода в охлаждающем тракте камеры кислорода для привода турбонасосного агрегата — реализовать безгазогенераторную схему двигателя.
Ключевые слова: многофункциональный ракетный двигатель, кислородное охлаждение, безгазогенераторная схема, разгонный блок.
A study into the feasibility of using THE oxygen-hydrocarbon ENGINE 11D58M AS A BASIS FOR development OF A high-performance
multifunctional gas-generatorless rocket
ENGINE wiTH OXYGEN COOLING
Sokolov B.A., Tupitsyn N.N.
S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str, Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail:post@rsce.ru
The paper presents results of engineering studies and research and development efforts at RSC Energia to analyze and prove the feasibility of using the mass-produced oxygen-hydro carbon engine 11D58M with 8.5 ton-force thrust as a basis for development of
СОКОЛОВ Борис Александрович — доктор технических наук, профессор, Советник генерального директора РКК «Энергия», e-mail: boris.sokolov@rsce.ru
SOKOLOV Boris Aleksandrovich — Doctor of Science (Engineering), Professor, Adviser to the General Director of RSC Energia, e-mail: boris.sokolov@rsce.ru
ТУПИЦЫН Николай Николаевич — заместитель начальника отделения РКК «Энергия», e-mail: post2@rsce.ru
TUPITSYN Nikolay Nikolaevich — Deputy Head of Division at RSC Energia, e-mail: post2@rsce.ru
a high-performance multifunctional rocket engine with oxygen cooling and 5 ton-force thrust, which is optimal for upper stages (US), embodying a system that does not include a gas generator.
The multi -functionality of the engine implies including in it additional units supporting some functions that are important for US, such as feeding propellant from US tanks to the engine after flying in zero gravity, autonomous control of the engine automatic equipment to support its firing, shutdown, adjustments during burn and emergency protection in case of off-nominal operation, as well as generating torques for controlling the US attitude and stabilizing it during coasting, etc.
Replacing conventional engine chamber cooling that uses high-boiling hydrocarbon fuel with the innovative oxygen cooling makes it possible to get rid of the internal film cooling circuits and eliminate their attendant losses of fuel, while the use of the oxygen gasified in the cooling circuit of the chamber to drive the turbo pump assembly permits to design an engine that does not have a gas generator.
Key words: multifunctional rocket engine, oxygen cooling, gas-generatorless design, upper stage.
соколов Б.А. тупицын H.H.
Введение
Широкое применение кислородно-углеводородных разгонных блоков (РБ) среднего класса типа ДМ с двигателем 11Д58М разработки РКК «Энергия» в течение многих десятилетий (с 1974 г.) было предопределено высокими энергетическими характеристиками двигателя, использованием в нем экологически чистых компонентов топлива, возможностью многократного включения двигателя в полете и его высокой надежностью. Весьма эффективным стало применение модификации этого РБ в ракете космического назначения «Зенит-35£» для программы «Морской старт» [1].
Анализ возможных путей дальнейшего совершенствования энергетических и эксплуатационных характеристик РБ ДМ-51, комплекса «Морской старт» показал, что наиболее эффективным является применение в нем (как и в других РБ типа ДМ) вместо маршевого двигателя 11Д58М и двух вспомогательных двигательных установок 11Д79 на высокотоксичном топливе АТ+НДМГ перспективного многофункционального двигателя (МФД) 11Д58МФ разработки РКК «Энергия» с кислородным охлаждением камеры, имеющего в своем составе два блока двигателей малой тяги, работающих на газообразном кислороде (основном компоненте топлива РБ) и выполняющих все функции двигательных установок 11Д79 [2].
Появление в последние годы отечественных РБ — конкурентов для РБ типа ДМ в виде РБ «Бриз-М» и «Фрегат-СБ» — потребовало глубокой модернизации двигателя 11Д58М, которая обеспечила бы решение следующих задач:
• существенный (на 20 с) прирост удельного импульса тяги двигателя по сравнению с двигателем-прототипом 11Д58М, выполненным по энергетически совершенной замкнутой схеме, разработанной и впервые в мире реализованной РКК «Энергия» [3];
• расширение состава двигателя для выполнения дополнительных, но существенных для РБ функций, т. е. превращение его в МФД;
• упрощение схемы двигателя и системы топливопитания двигательной установки РБ, в т. ч. в связи с возможностями, появляющимися в процессе модернизации двигателя.
Успешному решению этих задач в значительной степени способствовало то обстоятельство, что выбор мероприятий по такой модернизации двигателя-прототипа 11Д58М и их практическая реализация велись двигателистами РКК «Энергия» именно в составе ракетного КБ, т. е. с обеспечением максимально тесного контакта двигателистов с проектантами и разработчиками РБ.
Исторически сложилось так, что первоначально (2008 г.) проектные проработки, проводившиеся в инициативном порядке, были направлены на решение первой задачи — обоснование возможности существенного повышения удельного импульса газогенераторного двигателя 11Д58М за счет перехода к кислородному охлаждению камеры и повышения геометрической степени расширения сопла ^ 280 до 500 при сохранении осевого габарита камеры) путем снижения уровня тяги двигателя с 8,5 тс до значения 5 тс — оптимального для РБ типа ДМ.
В 2010 г. был определен состав функций и обеспечивающих их блоков перспективного МФД 11Д58МФ, разрабатываемого на базе двигателя 11Д58М, и началась экспериментальная отработка камеры, газогенератора и турбоагрегатов.
В 2016 г. в связи с проблемами, выявившимися при огневой наземной отработке в РКК «Энергия» на экспериментальной установке ЭУ 1289 запуска двигателя 11Д58МФ в его исходном (газогенераторном)
варианте, были проведены инициативные проектно-исследовательские работы по анализу возможности перехода к более простой и надежной безгазогенераторной схеме, т. е. создания на базе двигателя 11Д58М безгазогенераторного двигателя с кислородным охлаждением камеры. В статье приводятся основные результаты всех этих работ.
Состав многофункционального двигателя 11д58мф
Как уже говорилось, первоначально проведение модернизации двигателя 11Д58М предусматривалось с сохранением газогенераторной схемы — основное внимание необходимо было направить на оптимизацию уровня тяги и других параметров двигателя, расчетное обоснование возможности кислородного охлаждения камеры и ее экономичности, а также на определение оптимального перечня функций и соответствующих блоков МФД, т. е. его состава.
В результате проработки был принят следующий состав многофункционального двигателя 11Д58МФ (рис. 1) и его основных блоков:
• маршевый двигатель, получивший в дальнейшем наименование блока тяги, включающий в себя охлаждаемую кислородом камеру с насадком радиационного охлаждения, силовую раму с кардановым подвесом камеры, турбонасосный агрегат (ТНА), пускорегулирующую автоматику и емкость пускового горючего;
• блок подачи окислителя (БПО), включающий в свой состав бустерный ТНА (БТНА), разделительный клапан, сеточный заборник окислителя, встроенный теплообменник термодинамического дренажа кислорода из бака окислителя и струйный насос-конденсатор газообразного кислорода, выходящего из турбины БТНА, с их автоматикой;
• блок подачи горючего (БПГ), включающий в себя разделительный клапан горючего с управляющим электропневмо-клапаном и сеточный заборник горючего;
• два одинаковых блока двигателей малой тяги (БДМТ1 и БДМТ2) с кислородными баллонами, подзаряжаемыми газом из тракта охлаждения камеры при включениях двигателей и обеспечивающими питание газообразным кислородом управляющих сопел для ориентации и стабилизации РБ на пассивных участках
полета, а также двигателем осевой перегрузки для создания малой сепарирующей осевой перегрузки с целью обеспечения осаждения топлива в баках РБ перед очередными запусками блока тяги после полета РБ в условиях невесомости;
• автономная система управления, позднее замененная на блок управления двигателем, обеспечивающий развертывание циклограмм запуска и останова
двигателя, регулирование расходов компонентов через него на основном режиме работы, а также аварийное выключение двигателя при нештатном функционировании.
В исходном (газогенераторном) варианте двигателя в состав блока тяги входили также газогенератор (ГГ) и две рулевые машины для качания камеры в карда-новом подвесе.
Рис. 1. Состав многофункционального двигателя 11Д58МФ: 1 — блок тяги; 2 — блок подачи окислителя; 3 — блок подачи горючего; 4 — блок управления двигателем; 5 — два блока двигателей малой тяги
Принятый состав МФД существенно расширил перечень важных для РБ функций, выполняемых двигателем. В их числе:
• обеспечение малых потребных давлений в баке окислителя (за счет наличия низкооборотного одновального БТНА, расположенного на выходе из бака) и, как следствие, малых затрат гелия на бортовой наддув бака;
• снижение невырабатываемых остатков топлива в баках РБ за счет использования на входе в БПО и БПГ сеточных заборников с большой площадью проходного сечения и значительным капиллярным сопротивлением для прохода через них газовых включений;
• исключение потерь удельного импульса тяги двигателя из-за выброса газа, подаваемого на привод турбины БТНА,
путем конденсации его в жидком кислороде на выходе из БПО;
• исключение теплопритока к баку окислителя от БПО с помощью испарения небольшого расхода жидкого кислорода во встроенном в БПО теплообменнике термодинамического дренажа окислителя из РБ;
• исключение из состава РБ двух вспомогательных ДУ на высокотоксичном топливе АТ+НДМГ путем замены их на два экологически чистых БДМТ, использующих основные компоненты кислородно-керосинового РБ;
• для упрощения и облегчения двигателя — исключение из его состава бус-терного двухвального ТНА горючего, поворотного сопла крена с рулевой машиной (бескавитационная работа основного ТНА двигателя при этом
обеспечивается за счет снижения расхода горючего при понижении уровня тяги двигателя с 8 до 5 тс и снижения степени падения уровня давления наддува бака Г в полете, а управление по крену при работе блока тяги — с помощью сопел крена БДМТ МФД).
экспериментальные и проектно-конструкторские работы по камере с кислородным охлаждением
Первые экспериментальные исследования возможности охлаждения ракетных двигателей жидким кислородом были начаты в ОКБ-1 (прежнее название РКК «Энергия») в 1959 г. Целью работ являлось исследование возможности существенного увеличения удельного импульса тяги двигателя за счет исключения потерь горючего на внутреннее охлаждение камеры путем интенсификации ее наружного охлаждения. На горизонтальной установке испытательной станции было проведено 14 огневых испытаний восьми камер. В качестве окислителя использовался жидкий кислород ТУ 04-83-59, в качестве горючего — керосин Т-1.
Результаты показали реальную возможность охлаждения двигателя кислородом [4]. Во время трех последних испытаний исследовалось также влияние возможной негерметичности внутренней (огневой) оболочки камеры, для чего в ее сверхзвуковой части делались сквозные отверстия, через которые кислород из рубашки охлаждения поступал в сопло. Испытания прошли без замечаний, разрушений матчасти не было. Этот важный результат продемонстрировал живучесть охлажденных кислородом камер в части стойкости к наличию пор или пролизов в огневой стенке даже при обогащенном горючим пристеночном слое.
Проведенные испытания подтвердили возможность создания камеры тягой 5 тс, охлаждаемой кислородом. В это же время при огневой отработке создаваемого ОКБ-1 двигателя С1.5400 (прототип двигателя 11Д33) было обнаружено неизвестное ранее свойство титана и его сплавов — способность возгораться в среде кислорода в напряженном состоянии или при разрушении. В связи с этим кислородное охлаждение камеры для проектируемого тогда двигателя 11Д33 с оболочками камеры из титановых сплавов оказалось неприемлемым, и было принято
решение охлаждать камеру керосином, используя для дополнительного внутреннего охлаждения кольца завесы с подачей в них части горючего. Далее наружное охлаждение камеры керосином с кольцами завесы для ее внутреннего охлаждения стало традиционным и использовалось с различными вариантами конструкционного исполнения колец завесы для внутреннего охлаждения во всех двигателях разработки РКК «Энергия» (11Д33, 8Д726, 11Д58, 11Д58М, 17Д12), предшествовавших разработке двигателя 11Д58МФ с кислородным охлаждением.
Получившийся 50-летний перерыв в отраслевых исследованиях охлаждения камер ракетных двигателей кислородом породил во всех двигательных КБ всевозможные опасения по поводу кислородного охлаждения едва ли не на «генетическом» уровне.
Следует отметить, что до возврата к кислородному охлаждению в РКК «Энергия» с 1996 г. (а с 1998 г. — совместно с воронежским КБХА) интенсивно прорабатывалась возможность устранения потерь удельного импульса тяги кислородно-керосинового двигателя, обусловленных подачей горючего на внутреннее охлаждение камеры, за счет интенсификации ее наружного охлаждения путем использования в двигателе высокоэффективного промежуточного охладителя, не являющегося компонентом топлива двигателя (например, гелия высокого давления) [5]. Значительные технологические трудности по созданию в РКК «Энергия» компактного кислородно-гелиевого теплообменника, предназначенного для сброса тепла от охлаждающего камеру гелия в поток идущего в двигатель жидкого кислорода, остановили работы по этому варианту и заставили продолжить поиски других вариантов интенсификации наружного охлаждения камеры.
Итогом всех этих проектных проработок, с учетом повторного анализа упомянутых в работе [4] первоначальных огневых испытаний в ОКБ-1 в 1959-1960 гг. восьми охлаждаемых кислородом камер, стало новое рассмотрение возможностей кислородного охлаждения применительно к соответствующей модернизации двигателя 11Д58М — созданию МФД 11Д58МФ.
Для сохранения преемственности по внутрикамерным процессам и величинам тепловых потоков к огневой стенке давление
в камере сгорания было решено сохранить на освоенном в двигателе 11Д58М уровне 80 кгс/см2.
В связи с тем, что оптимальный для РБ уровень тяги МФД составляет, как указывалось выше, 5 тс (вместо 8,5 тс на двигателе-прототипе 11Д58М), диаметр критического сечения сопла БТ МФД 11Д58МФ был выбран равным 62 мм вместо 84 мм на двигателе 11Д58М. В той же пропорции был уменьшен диаметр цилиндрической части камеры и ее уникальной по качеству смесеобразования и экономичности щелевой смесительной головки (СГ), разработанной РКК «Энергия» для двигателя 11Д58М, — со 140 до 105 мм. Для обеспечения максимальной преемственности технологии изготовления СГ двигателей 11Д58М и 11Д58МФ и их производственных проверок было решено СГ двигателя 11Д58МФ создавать на базе шестищеле-вой СГ двигателя-прототипа путем исключения из ее состава двух внешних колец подачи горючего и, соответственно, двух внешних щелей подачи окислителя. При этом сохранялась расходо-напряженность оставшихся четырех щелей смесительной головки.
Внешняя поверхность огневой стенки камеры сгорания (КС) выполнялась с косым оребрением с использованием в каналах охлаждающего тракта традиционной для двигателей 11Д58, 11Д58М и 17Д12 искусственной шероховатости. Для уменьшения неблагоприятного влияния возможного окисления наружной поверхности огневой стенки нагреваемым в охлаждающем тракте кислородом последняя покрывалась никелем. Прорабатывается возможность использования для этой цели более эффективных электрохимических покрытий.
Кроме того, в РКК «Энергия» с кооперацией для существенного (в разы) сокращения времени изготовления камеры блока тяги создаваемого двигателя 11Д58МФ начата отработка конструктивных и технологических решений по использованию методов аддитивной технологии [6].
Что касается длины цилиндрической части КС, то для двигателя-прототипа 11Д58М она была в свое время выбрана равной ~200 мм, что обеспечивало размещение на ней нескольких узлов колец завесного внутреннего охлаждения огневой стенки керосином.
С целью определения необходимой длины КС двигателя 11Д58МФ, не имевшей колец завесы, были проведены сравнительные огневые испытания экспериментальных КС с длиной цилиндрической части 52,5 и 105 мм [7].
На основании испытаний эта длина была принята равной 105 мм (при 52,5 мм было зафиксировано неприемлемое снижение полноты сгорания топлива).
Всего для двигателя 11Д58МФ в 2009-2014 гг. было изготовлено и испытано девять камер с укороченным соплом. При их 27 успешных автономных огневых испытаниях суммарная наработка превысила 700 с, на одной из камер было проведено семь огневых испытаний длительностью по 30 с.
Автономные огневые испытания экспериментальных КС газогенераторного двигателя 11Д58МФ со щелевой СГ, проведенные при давлении и соотношении расходов компонентов, близких к штатным расчетным значениям, подтвердили надежность и безопасность использования жидкого кислорода для охлаждения огневой стенки двигателя без колец завесного охлаждения горючим при реальных тепловых потоках к ней от продуктов сгорания. Подтверждена устойчивость внутрикамерных процессов горения.
Экспериментальное значение коэффициента камеры, полученное по результатам испытаний при использовании в качестве горючего керосина, составило Ф = 0,985-0,988 [7]. Это указывает на высокое совершенство рабочего процесса на режимах, близких к штатным режимам для газогенераторного двигателя 11Д58МФ, и фактически является подтверждением возможности достижения требуемого значения удельного импульса тяги МФД. При использовании высококалорийных синтетических горючих (Синтин, Бок-тан) удельный импульс тяги МФД дополнительно возрастет на 6-8 с и станет практически таким же, как для топлива кислород-метан.
Следует отметить, что при переходе на двигателе 11Д58МФ к безгазогенераторной схеме температура газообразного кислорода в щелевой СГ камеры будет существенно ниже температуры окислительного газа, вырабатываемого в ГГ. Это приведет к снижению скоростного напора окислителя в щелях СГ и потребует для сохранения оптимальной глубины внедрения струй горючего, подаваемого
в спутный поток окислительного газа из межщелевых колец СГ, уменьшения диаметров и корректировки количества отверстий подачи горючего.
Расчеты глубины внедрения струй горючего, проведенные по известным полуэмпирическим зависимостям, выведенным на основании теоретического анализа влияния параметров впрыска и геометрических характеристик отверстий [8], показали возможность сохранения достигнутой в СГ двигателя-прототипа равномерности распределения компонентов топлива по сечению КС и, следовательно, достигнутой на нем полноты сгорания.
работы по турбонасосам, газогенератору и отработке запуска двигателя
Входящий в МФД БТНА БПО двигателя 11Д58МФ был разработан на базе турбины БТНА окислителя и насоса бустерного ТНА горючего двигателя-прототипа 11Д58М. Проведены испытания опытного образца БТНА окислителя, а также экспериментальные исследования входящего в состав БПО двигателя 11Д58МФ струйного насоса-конденсатора отработавшего кислорода [9].
Что касается основного ТНА двигателя, то, как показали проектные проработки, для перехода с керосинового охлаждения камеры на кислородное необходимо повышение напора его насоса окислителя ТНА и снижения напора насоса горючего примерно в 1,6 раза. Кроме того, в составе основного ТНА должна была появиться вторая (дожимная) ступень насоса горючего для подачи небольшого расхода его в ГГ. В связи с этим было решено создать для двигателя 11Д58МФ новый ТНА и привлечь для его разработки воронежское КБХА (аналогичная кооперация между РКК «Энергия» и КБХА успешно использовалась 60 лет назад при создании первого космического кислородно-керосинового двигателя 8Д714 тягой 5 тс).
При выборе принципиальной схемы ГГ двигателя 11Д58МФ и конструктивных решений по нему использовался опыт создания в РКК «Энергия» кислородных ГГ для двигателей 11Д33, 8Д726, 11Д58, 11Д58М и 17Д12. Была принята двухзон-ная схема получения газогенераторного газа (она обеспечивала устойчивый процесс в окислителе небольшого расхода
горючего и равномерное поле температур газа на выходе). Охлаждение ГГ двигателя 11Д58МФ — с помощью газообразного кислорода.
Для огневых испытаний ГГ в экспериментально-испытательном отделении РКК «Энергия» в 2010 г. была создана комплексная экспериментальная установка ЭУ 1289, включавшая в свой состав помимо ГГ экспериментальную камеру с кислородным охлаждением и опытный образец разработанного КБХА для двигателя 11Д58МФ ТНА с нужными напорными характеристиками насосов.
Такой объект испытаний ЭУ 1289 являлся, по существу, стендовым исполнением газогенераторного двигателя 11Д58МФ, на котором можно было провести проверку комплексного функционирования его основных агрегатов и начать экспериментальную отработку запуска двигателя с кислородным охлаждением камеры.
Огневые работы на ЭУ 1289 показали, что выбор циклограммы запуска и вариантов схемы подачи компонентов в ГГ и КС при выходе двигателя на режим является очень сложной задачей, которую даже к 2016 г. решить не удалось. Наблюдались многократные аварийные выключения установки стендовой системой управления из-за забросов температуры газогенераторного газа на входе в турбину ТНА. Причиной этих забросов было то, что после начала подачи горючего в ГГ температура в нем резко увеличивалась, так как расход жидкого горючего возрастал сразу, в то время как кислород до поступления в ГГ должен был заполнить объем тракта охлаждения, значительно уменьшая при этом свою плотность из-за газификации.
Двухступенчатая циклограмма запуска (с использованием дополнительной арматуры) также не позволила достигнуть нужного режима.
Требовалось плавное программируемое увеличение расхода горючего в ГГ при запуске двигателя. Необходимо было спроектировать, освоить в производстве и отработать новые программируемый регулятор подачи горючего в ГГ и шаговый привод для этого регулятора, обеспечивающие режим открытия регулятора, синхронизируемый (после соответствующей отработки циклограммы на ЭУ 1289 при ее огневых испытаниях) с реальным темпом увеличения расхода
окислителя через тракт охлаждения камеры в процессе запуска. Неопределенность результатов и сроков реализации такого варианта исключения забросов температуры газогенераторного газа на входе в турбину ТНА при запуске двигателя сделали его практически неприемлемым для использования в дальнейшей разработке двигателя 11Д58МФ.
В то же время использование в кислородно-углеводородном двигателе 11Д58МФ кислородного охлаждения камеры открывало принципиальную возможность применения в нем безгазогенераторной схемы, в которой на турбину подается низкотемпературный чистый кислород, газифицированный в тракте охлаждения камеры, а не высокотемпературный окислительный газ (кислород с примесью продуктов сгорания в нем небольшого количества керосина), вырабатываемый в ГГ — дополнительном (по отношению к КС) огневом агрегате двигателя.
Безгазогенераторная схема двигателя
Для безгазогенераторной схемы и соответствующей модификации двигателя 11Д58МФ проблемы, приводящей к возникновению при запуске недопустимых забросов температуры в ГГ, просто не существует ввиду отсутствия самого ГГ. Именно в связи с этим было решено разрабатывать двигатель по безгазогенераторной схеме.
До настоящего времени по безгазогенераторной схеме выполнялись (или испыты-вались) только кислородно-водородные и кислородно-метановые двигатели. Как показывает опыт создания этих двигателей [10], всем им присущи следующие преимущества по сравнению с газогенераторными:
• отсутствие в составе двигателя «лишнего» огневого агрегата — газогенератора с его клапанами и средствами запуска и регулирования режимов работы;
• низкая рабочая температура и равномерное температурное поле газа на входе в турбину ТНА;
• низкие термические напряжения в конструкции ТНА;
• исключение возможности перегрева подшипника и уплотнений, расположенных у турбины, после очередных выключений двигателя;
• отсутствие влаги в полостях турбины (из-за отсутствия в газогенераторном газе паров воды), замерзание которой
может приводить к отказам двигателя, особенно при наземных испытаниях.
Для кислородных двигателей с высоко-кипящим углеводородным горючим использование безгазогенераторной схемы дает еще одно важное преимущество — исключение опасности возгорания турбины и газового тракта между ТНА и КС в среде высокотемпературного окислительного газа.
Двигатель 11Д58МФ — первый кислородно-углеводородный двигатель, выполняемый по инновационной для этой топливной пары безгазогенераторной схеме.
Схема потоков в блоке тяги безгазогенераторного двигателя 11Д58МФ представлена на рис. 2. На нем показан вариант конструкционного объединения в автономный турбонасосный блок (ТНБ) нового ТНА с пускорегулирующей арматурой, включающей в себя клапан предпускового дренажа кислорода на входе в насос окислителя и кавитирующие сопла Вентури с подвижным центральным телом игольчатого типа с приводами для регулирования расходов окислителя и горючего, устанавливаемые на выходе из укороченных диффузоров соответствующих насосов ТНА и другой арматуры. Объединение ТНА и его арматуры в ТНБ позволит провести их опережающую совместную автономную отработку (без использования камеры), так как для привода турбины ТНА можно будет использовать сжатый газобаллонный кислород с обычной «комнатной» температурой. Возможность полноценной отработки ТНА с пускорегу-лирующей арматурой до начала огневых испытаний блока тяги является важным преимуществом безгазогенераторной модификации двигателя 11Д58МФ.
Переход в кислородно-углеводородном двигателе 11Д58МФ на безгазогенераторную схему существенно упрощает его пневмогидравлическую схему (рис. 3, обозначения элементов — по работе [11]). На рис. 3 красным цветом показаны многочисленные узлы, агрегаты и трубопроводы, исключаемые из состава двигателя при таком переходе. Из вновь вводимых элементов основным является ТНБ, являющийся новой разработкой.
Необходимо отметить, что турбина ТНА блока тяги безгазогенераторного двигателя 11Д58МФ для обеспечения увязки его энергетического баланса должна иметь значительно большие КПД и срабатываемый на ней перепад давления газа по сравнению с КПД и перепадом турбины газогенераторного
варианта двигателя. Это обусловлено тем, что абсолютная температура газифицированного кислорода на выходе из тракта охлаждения камеры блока тяги ниже температуры газа на выходе из огневого ГГ в 2-2,5 раза (в зависимости от суммарного теплосъема от камеры, определяемого при выбранной конфигурации сопла длиной цилиндрической части КС).
В результате проведенных в РКК «Энергия» инициативных комплексных проектно-конструкторских проработок энергетического цикла многофункционального двигателя 11Д58МФ (с учетом отборов газифицированного кислорода на привод турбины БТНА БПО, на кислородный поднаддув бака окислителя РБ, перетечек через уплотнения в ТНА и прочих влияющих факторов) было установлено, что при переходе к безгазогенераторной модификации двигателя 11Д58МФ необходимо увеличить подогрев кислорода на выходе из тракта охлаждения камеры блока тяги до уровня 350-400 К, а также увеличить относительный перепад давления на турбине.
Рис. 2. Схема потоков в блоке тяги безгазогенераторного двигателя 11Д58МФ: 1 — жидкий кислород из БПО; 2 — газообразный кислород на привод турбины БТНА Примечание. ТНБ — турбонасосный блок; БПО — блок подачи окислителя; БТНА — бустерный турбонасосный агрегат; БПГ — блок подачи горючего; РСГ — регулирующее сопло горючего; РСО — регулирующее сопло окислителя; КС — камера сгорания; М — электропривод.
Рис. 3. Пневмогидравлическая схема двигателя 11Д58МФ (обозначения элементов по работе [11]) в газогенераторном и безгазогенераторном вариантах: ш — элементы схемы двигателя, одинаковые в обоих ее вариантах; ш — элементы схемы двигателя, исключаемые в безгазогенераторном варианте; ш — элементы схемы двигателя, вводимые в безгазогенераторном варианте двигателя
Примечание. БТ — блок тяги; КС — камера сгорания; ТНБ — турбонасосный блок; ТНА — турбонасосный агрегат; ГГ — газогенератор; БПО — блок подачи окислителя; БПГ — блок подачи горючего; БТНА — бустерный турбонасосный агрегат; БДМТ — блок двигателей малой тяги; РБ — разгонный блок.
С этой целью длина цилиндрической части КС должна быть увеличена со 105 до 200 мм (т. е. до значения, используемого в КС двигателя-прототипа 11Д58), а давление на выходе из насоса окислителя — до 300 кгс/см2, т. е. до максимально допустимого значения для камеры по соображениям прочности. Дополнительный анализ показал, что указанная величина давления требует небольшого (на 0,5 мм) утолщения ребер тракта охлаждения вблизи коллектора подвода к камере жидкого кислорода с плавным уменьшением этого утолщения до нуля на расстоянии 30 мм от коллектора и практически не скажется на гидропотерях в тракте охлаждения.
Разработку нового ТНА для безгазогенераторного варианта двигателя 11Д58МФ предполагалось вести на базе ТНА двигателя-прототипа 11Д58М. Поэтому она целенаправленно велась с обеспечением максимального заимствования основных деталей и узлов роторной части ТНА двигателя 11Д58М, оказавшихся наиболее сложными в отработке — упорного «трехточечного» подшипника 36-126207ЮП ТУ 3709 с разрезным внутренним кольцом, манжет, уплотнитель-ных «плавающих» колец насосов окислителя и горючего, импеллера горючего, узла фторопластового уплотнения между турбиной и насосом окислителя и проч. Общее количество этих небольших, но важных для отработки надежности ТНА его узлов и деталей составило 75%
от общего количества деталей (54 из 72 шт. — рис. 4), что даже при переиспытаниях их на новые режимы работы (в т. ч. на увеличенную в 1,5 раза частоту вращения ротора) сократит затраты времени и средств на создание нового ТНА. Корпусные детали и рабочие колеса насосов и турбины будут новыми.
Были проведены прочностные расчеты спроектированного ТНА, расчет критической частоты вращений ротора ТНА, а также расчет баланса осевых сил на роторах окислителя и горючего, которые подтвердили наличие необходимых запасов прочности конструкции ТНА и отсутствие необходимости применения в нем (как и в двигателе 11Д58М) автомата разгрузки осевых сил.
При увязке энергетического баланса двигателя особое внимание было уделено обоснованию возможности требуемого повышения КПД турбины ТНА с 0,6 (значение для осевой активной газовой турбины ТНА разработки КБХА для газогенераторного варианта двигателя 11Д58МФ) до 0,82-0,83 для центростремительной реактивной газовой турбины радиально-осевого типа, спроектированной РКК «Энергия».
Центростремительные реактивные турбины радиально-осевого типа имеют значительные преимущества по достижимому КПД (особенно при их малых размерах) перед осевыми турбинами, обычно используемыми в ТНА ракетных двигателей.
Рис. 4. Общий вид турбонасосного агрегата (ТНА) на базе ТНА двигателя 11Д58М с указанием заимствованных, дорабатываемых и вновь разрабатываемых деталей и сборочных единиц: ш — заимствованные детали ТНА двигателя 11Д58М (54 шт.); ш — измененные детали ТНА двигателя 11Д58М с сохранением посадочных поверхностей подшипников и уплотнений (5 шт.); ш — измененные детали ТНА двигателя 11Д58МФ с сохранением геометрии проточной части (4 шт.); ш — новые детали (9 шт.)
При проектировании ТНА безгазогенераторного двигателя 11Д58МФ специалистами и молодыми сотрудниками РКК «Энергия» был изучен и учтен опыт проектирования и расчета высокоэкономичных промышленных турбодетан-деров для холодильной техники [12-15], а также турбин для судовых энергоустановок средней и малой мощности [16]. В связи с этим проектируемый ТНА получил следующие особенности и отличия от принятого за прототип ТНА двигателя 11Д58М, имеющего низкоперепадную активную центростремительную радиально-осевую турбину:
• относительный перепад давления газа в турбине Пт увеличен с 1,4 до оптимального для двигателя 11Д58МФ значения 2,8 (при этом такое увеличение Пт сделало ненужным использование за турбиной газодинамического сопла для исключения заброса оборотов ТНА при запуске из-за малого противодавления в КС и, как следствие, улучшило энергетический баланс двигателя из-за снижения гидропотерь в газовом тракте);
• доля теплоперепада рабочего тела, срабатываемого в колесе турбины, увеличена до оптимального значения 40% от общего теплоперепада в ней (это ведет к снижению потерь давления в соплах направляющего аппарата турбины и, следовательно, к росту ее КПД по сравнению с осевыми турбинами);
• полуоткрытое колесо турбины заменено колесом закрытого типа (колесом, снабженным покрывным диском с лабиринтным уплотнением), что повышает КПД турбины за счет уменьшения потерь в колесе из-за перетечек газа;
• оптимизировано по критерию КПД значение степени радиальности колеса — отношения эффективного значения выходного диаметра рабочего колеса турбины к его входному диаметру (0,35 вместо 0,7 у двигателя 11Д58М);
• оптимизирована конфигурация лопаток рабочего колеса путем введения закрутки выходной части их не только на периферии, но и у втулки, а также укорочение половины из 16 лопаток на выходе из колеса, что снизит потери в турбине и повысит ее КПД.
Математическое моделирование течения газообразного кислорода в спроектированной турбине двигателя 11Д58МФ, проведенное ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» по предварительным исходным данным
РКК «Энергия», подтвердило достижимость требуемого значения КПД и возможность дальнейшего усовершенствования проточной части турбины для повышения ее экономичности за счет устранения выявленных застойных и вихревых зон в потоке газа.
Для проектной оценки массы нового ТНА был использован предложенный в работе [17] метод, основанный на использовании общей теоретической функциональной зависимости массы произвольной лопаточной машины (ЛМ) от ее гидромеханических параметров, понятия масс-инварианта различных типов ЛМ, а также — на статическом определении их значений для основных типов ЛМ, применяемых в ТНА ракетных двигателей.
В соответствии с работой [17], масса нового ТНА в незалитом состоянии определялась по полуэмпирической формуле, вытекающей из общей функциональной зависимости:
т = 2,72
Щ. 4/Рэ/100
п10-
Рт
где N — суммарная мощность насосов ТНА, л. с. (при исчислении N в кВт коэффициент пропорциональности в формуле увеличивается в 7/6 раза); п — частота вращения наиболее низкооборотного насоса, об/мин; РЭ — максимальное эксплуатационное давление за наиболее мощным насосом ТНА, кгс/см2; рТ — средневзвешенная плотность перекачиваемого ТНА топлива, т/м3.
Это позволило надежно оценить массу ТНА еще до разработки рабочих чертежей его узлов и деталей.
заключение
1. Инициативные проектно-иссле-довательские и опытно-конструкторские работы РКК «Энергия» показали техническую возможность создания на базе серийного кислородно-углеводородного двигателя 11Д58М тягой 8,5 тс высокоэкономичного многофункционального безгазогенераторного двигателя 11Д58МФ тягой 5 тс с кислородным охлаждением и определили его оптимальный состав.
2. Для двигателя 11Д58МФ была разработана и успешно начала огневую отработку камера со щелевой смесительной головкой диаметром 105 мм, показавшая устойчивую работу и требуемую экономичность.
3. Для создания безгазогенераторного двигателя 11Д58МФ необходимы разработка и отработка нового высокоэкономичного турбонасосного агрегата. Показано, что такой ТНА может быть создан на базе ТНА двигателя 11Д58М путем проведения оптимизации газовой турбины и других узлов ТНА.
4. Безгазогенераторная схема двигателя 11Д58МФ позволит упростить конструкцию двигателя и ускорить отработку процессов его запуска.
5. Результатом реализации предложенной КС со щелевой головкой и нового высокоэкономичного ТНА станет создание инновационного многофункционального кислородно-углеводородного жидкостного ракетного двигателя безгазогенераторной схемы, энергетические и эксплуатационные характеристики которого при использовании высококалорийных синтетических горючих (таких как Синтин, Боктан и др.) позволят отказаться от применения в РБ не только кислородно-метановых, но и кислородно-водородных двигателей, требующих существенного утяжеления баков РБ, введения теплых зон для бортовых систем и обеспечения их искрозащищенности, а также большого повышения затрат на создание двигателей, РБ, наземной инфраструктуры и космического ракетного комплекса в целом.
Авторы признательны Э.Э. Морозовой и О.В. Сухачевой за большую помощь в оформлении публикации.
Список литературы
1. Алиев В.Г., Легостаев В.П., Лопо-та В.А. Создание и пятнадцатилетний опыт эксплуатации ракетно-космической системы «Морской старт» // Космическая техника и технологии. 2014. № 2(5). С. 3-13.
2. Аверин И.Н., Егоров А.М., Тупицын Н.Н. Особенности построения, экспериментальной отработки и эксплуатации двигательной установки разгонного блока ДМ-SL комплекса «Морской старт» и пути ее дальнейшего совершенствования // Космическая техника и технологии. 2014. № 2(5). С. 62-73.
3. Вачнадзе В.Д., Овечко-Филиппов Э.В., Смоленцев А.А., Соколов Б.А. Разработка, этапы модернизации и итоги пятидесятилетней эксплуатации первого отечественного жидкостного ракетного двигателя
замкнутой схемы // Космическая техника и технологии. 2015. № 2(9). С. 82-90.
4. Экспериментальные работы с целью исследования возможностей использования жидкого кислорода для охлаждения камеры сгорания ЖРД (1959-1960 гг.) // Ракетно-космическая техника. Труды. Сер. XII. Королёв: РКК «Энергия», 2009. Вып. 1-2: Жидкостные ракетные двигатели, созданные ОКБ-1-ЦКБЭМ-НПО «Энергия» - РКК «Энергия» им. С.П. Королёва (1957-2009) / Ред. Б.А. Соколов. С. 98-99.
5. Горохов В.Д., Катков Р.Э., Козелков В.П., Соколов Б.А., Тупицын Н.Н. Повышение энергетических характеристик и надежности кислородно-углеводородных маршевых ЖРД за счет использования новых схем охлаждения и подачи компонентов топлива // Ракетно-космическая техника. Труды. Сер. XII. Королёв: РКК «Энергия», 2000. Вып. 1-2. С. 133-151.
6. Артемов А.Л., Дядченко В.Ю., Лукь-яшко А.В., Новиков А.Н., Попович А.А., Рудской А.И., Свечкин В.П., Скоромнов В.И., Смоленцев А.А., Соколов Б.А., Солнцев В.Л., Суфияров В.Ш., Шачнев С.Ю. Отработка конструктивных и технологических решений для изготовления опытных образцов внутренней оболочки камеры сгорания многофункционального жидкостного ракетного двигателя с использованием аддитивных технологий // Космическая техника и технологии. 2017. № 1(16). С. 50-62.
7. Катков Р.Э., Лозино-Лозинская И.Г., Мосолов С.В., Скоромнов В.И., Смоленцев А.А., Соколов Б.А., Стриженко П.П., Тупицын Н.Н. Экспериментальная отработка камеры сгорания многофункционального жидкостного ракетного двигателя с кислородным охлаждением: результаты 2009-2014 гг. // Космическая техника и технологии. 2015. № 4(11). С. 12-24.
8. Schetz J.A., Padhye A. Penetration and breakup of liquids in subsonic airstreams // AIAA Journal. 1977. V. 15. № 10. P. 1385-1390.
9. Катков Р.Э., Киселева О.В., Стриженко П.П., Тупицын Н.Н. Экспериментальные исследования струйного насоса-конденсатора в составе бустерного тур-бонасосного агрегата подачи жидкого кислорода // Космическая техника и технологии. 2017. № 1(16). С. 63-70.
10. Дмитренко А.И., Иванов А.В., Ра-чук В.С. Развитие конструкции турбона-сосных агрегатов для водородных ЖРД
безгазогенераторной схемы, разработанных в КБХА // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. 2010. № 4(24). С. 38-48.
11. ОСТ 92-0039-74. Схемы гидравлические и пневматические. Условные графические и буквенные обозначения элементов. 1994.
12. Епифанова В.И. Низкотемпературные радиальные турбодетандеры. М.: Машгиз, 1961. С. 400.
13. Митрохин В.Т. Выбор параметров и расчет центростремительной турбины. М.: Машиностроение, 1966. С. 200.
14. Усюнин И.П. Установки, машины и аппараты криогенной техники. Часть II. М.: Легкая и пищевая промышленность, 1982. С. 292.
15. Машины низкотемпературной техники. Криогенные машины и инструменты: уч. для вузов, 2-е изд., испр. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2015. С.534.
16. Розенберг Г.Ш. Судовые центростремительные газовые турбины. Л.: Судостроение, 1964. С. 558.
17. Тупицын Н.Н. Проектная оценка массы основных и бустерных турбонасос-ных агрегатов двигательных установок с ЖРД // Ракетно-космическая техника. Труды. Сер. XII. Королёв: РКК «Энергия», 2000. Вып. 1-2. С. 152-183.
Статья поступила в редакцию 26.09.2018 г.
Reference
1. Aliev V.G., Legostaev V.P., Lopota V.A. Sozdanie i pyatnadtsatiletniy opyt ekspluatatsii raketno-kosmicheskoy sistemy «Morskoy start» [Development and fifteen-year operating experience of sea Launch rocket and space system]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, no. 2(5), pp. 3-13.
2. Averin I.N., Egorov A.M., Tupitsyn N.N. Osobennosti postroeniya, eksperimental'noy otrabotki i ekspluatatsii dvigatel'noy ustanovki razgonnogo bloka DM-SL kompleksa «Morskoy start» i puti ee dal'neyshego sovershenstvovaniya [Special features of architecture, developmental testing and operation of the propulsion system for the upper stage block DM-SL used in the Sea Launch Complex and avenues to its further improvement]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, no. 2(5),pp. 62-73.
3. Vachnadze V.D., Ovechko-Filippov E.V., Smolentsev A.A., Sokolov B.A. Razrabotka, etapy modernizatsii i itogi pyatidesyatiletney ekspluatatsii pervogo otechestvennogo zhidkostnogo raketnogo dvigatelya zamknutoy skhemy [Development, upgrade phases and results of fifty years of operation of our country's first closed-loop liquid rocket engine]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2015, no. 2(9), pp. 82 -90.
4. Eksperimental'nye raboty s tsel'yu issledovaniya vozmozhnostey ispol'zovaniya zhidkogo kisloroda dlya okhlazhdeniya kamery sgoraniya ZHRD (1959-1960 gg.). In: Zhidkostnye raketnye dvigateli, sozdannye OKB-1 -TSKBEM-NPO «Energiya» - RKK «Energiya» im. S.P. Koroleva (1957-2009) [Experimental work to investigate the capabilities of using liquid oxygen to cool the LRE combustion chamber (1959-1960). In: Liquid rocket engines developed at OKB-1-TsKBEM-NPO Energia - S.P. Korolev RSC Energia (1957-2009)]. Ed. by B.A. Sokolov. Raketno-kosmicheskaya tekhnika. Trudy. Ser. XII. Korolev, RKK «Energiya» publ., 2009, issue 1-2, pp. 98-99.
5. Gorokhov V.D., Katkov R.E., Kozelkov V.P., Sokolov B.A., Tupitsyn N.N. Povyshenie energeticheskikh kharakteristik i nadezhnosti kislorodno-uglevodorodnykh marshevykh ZHRD za schet ispol'zovaniya novykh skhem okhlazhdeniya i podachi komponentov topliva [Increase in energetic characteristics and reliability of the main oxygen-hydro-carbon LREs through the use of new cooling and propellant supply systems]. Raketno-kosmicheskaya tekhnika. Trudy. Ser. XII. Korolev, RKK «Energiya»publ., 2000, issue 1-2, pp. 133-151.
6. Artemov A.L., Dyadchenko V.Yu, Luk'yashko A.V., Novikov A.N., Popovich A.A., Rudskoy A.I., Svechkin V.P., Skoromnov V.I., Smolentsev A.A., Sokolov B.A., Solntsev V.L., Sufiyarov V.Sh, Shachnev S.Yu. Otrabotka konstruktivnykh i tekhnologicheskikh resheniy dlya izgotovleniya opytnykh obraztsov vnutrenney obolochki kamery sgoraniya mnogofunktsional'nogo zhidkostnogo raketnogo dvigatelya s ispol'zovaniem additivnykh tekhnologiy [Development of design and technology solutions for additive manufacturing of prototype inner lining for combustion chamber of multifunctional liquid-propellant rocket engine]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2017, no. 1(16), pp. 50-62.
7. Katkov R.E., Lozino-Lozinskaya I.G., Mosolov S.V., Skoromnov V.I., Smolentsev A.A., Sokolov B.A., Strizhenko P.P., Tupitsyn N.N. Eksperimental'naya otrabotka kamery sgoraniya
mnogofunktsional'nogo zhidkostnogo raketnogo dvigatelya s kislorodnym okhlazhdeniem: rezul'taty 2009-2014 gg. [Experimental development of a multifunctional liquid rocket engine with oxygen-cooled combustion chamber: results of 2009-2014]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2015, no. 4(11), pp. 12-24.
8. Schetz J.A., Padhye A. Penetration and breakup of liquids in subsonic airstreams. AIAA Journal, 1977, vol. 15, no. 10, pp. 1385-1390.
9. Katkov R.E., Kiseleva O.V, Strizhenko P.P., Tupitsyn N.N. Eksperimental'nye issledovaniya struynogo nasosa-kondensatora v sostave busternogo turbonasosnogo agregata podachi zhidkogo kisloroda [Experimental studies of design options for injector pump/condenser within booster turbopump assembly for liquid oxygen delivery]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2017, no. 1(16),pp. 63 - 70.
10. Dmitrenko A.I., Ivanov A.V., Rachuk V.S. Razvitie konstruktsii turbonasosnykh agregatov dlya vodorodnykh ZhRD bezgazogeneratornoy skhemy, razrabotannykh v KBKhA [Development of the structure of turbopump assemblies for no-gas generator hydrogen LRE developed at KBKhA]. Vestnik SGAUim. S.P. Koroleva, 2010, no. 4(24), pp. 38-48.
11. OST 92-0039-74. Skhemy gidravlicheskie i pnevmaticheskie. Uslovnye graficheskie i bukvennye oboznacheniya elementov [Hydraulic and pneumatic circuits. Conventional graphic and letter designations of elements]. 1994.
12. Epifanova V.I. Nizkotemperaturnye radial'nye turbodetandery [Low-temperature radial turboexpanders]. Moscow, Mashgiz publ., 1961. P. 400.
13. Mitrokhin V.T. Vybor parametrov i raschet tsentrostremitel'noy turbiny [The selection of parameters and the centripetal turbine design]. Moscow, Mashinostroenie publ., 1966. P. 200.
14. Usyunin I.P. Ustanovki, mashiny i apparaty kriogennoy tekhniki [Installations, machines and units of cryogenic equipment]. Moscow, Legkaya ipishchevayapromyshlennost'publ., 1982. Part II, 292p.
15. Mashiny nizkotemperaturnoy tekhniki. Kriogennye mashiny i instrumenty: uch. dlya vuzov, 2-e izd, ispr. [Low-temperature machines. Cryogenic machines and instrumentations: a textbook for higher education institutions, the 2-nd ed., rev.]. Moscow, MGTU im. N.E. Baumana publ., 2015.534 p.
16. Rozenberg G.Sh. Sudovye tsentrostremitel'nye gazovye turbiny [Ship centripetal gas turbines]. Leningrad, Sudostroeniepubl., 1964.558p.
17. Tupitsyn N.N. Proektnaya otsenka massy osnovnykh i busternykh turbonasosnykh agregatov dvigatel'nykh ustanovok s ZhRD [Project evaluation of mass of the main and the booster turbopump assemblies of propulsion systems with LRE]. Raketno-kosmicheskaya tekhnika. Trudy. Ser. XII. Korolev, RKK «Energiya» publ., 2000, issue 1-2, pp. 152-183.
