Особенности трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Двигатели, энергетические установки и системы жизнеобеспечения летательных аппаратов

критерий Стантона для вращения по закону «твердого тела» примет следующий вид:

St =

m1 JE

( \ л

[(m + 1)(2m + 1)

mC

chR2

m2 JE

(m + 1)(2m + 1)PrReH

(5)

Тогда локальный коэффициент теплоотдачи определяется как

б = с Сри ■ St, (6)

где р - плотность, Cp - теплоемкость, U - скорость.

В результате получено аналитическое выражение закона теплообмена для вращательного течения по за-

кону «твердого тела», необходимое для определения локального коэффициента теплоотдачи и определения локального распределения тепловых потоков в конструктивных элементах агрегатов подачи летательных аппаратов.

Библиографическая ссылка

1 Кишкин, А. А., Зуев А. А.Течение и теплоотдача в закрученных потоках. Высокие технологии, фундаментальные и прикладные исследования, образование // Исследование, разработка и применение высоких технологий в промышленности : сб. тр. III Междунар. науч.-практ. конф. (1-17 марта 2007, г. Санкт-Петербург) / под ред. А. П. Кудинова. Спб. : Изд-во Политехн. ун-та, 2007. Т. 8.

A. A. Kishkin, Е. V. Shlosser, A. A. Zuev, V. O. Falkov Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev, Russia, Krasnoyarsk

RESEARCH OF LOCAL HEAT TRANSFER AT THE CURRENT IN ELEMENTS OF FLOWING PARTS OF UNITS FEEDING OF FLYING MACHINES

As a result of transformation of the equation of energy of a temperature interface and taking into account the heat exchange law analytical expression of the law of heat exchange for a rotary current under the law of «a firm body», necessary for definition of local factor transfer heat is received.

© Кишкин А. А., Шлоссер Е. В., Зуев А. А., Фальков В. О., 2010

УДК 629.7.036.5(075.8)

С. В. Ковалев, Е. В. Колтунова

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Россия, Красноярск

ОСОБЕННОСТИ ТРЕХКОМПОНЕНТНОГО ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Со времен первых космических запусков ракеты-носители разных стран и фирм-производителей конструируются по одному принципу: все они состоят из нескольких ступеней, которые последовательно, друг за другом, выполняют свою задачу, а затем отбрасываются, так как условия полета на околоземном участке и в открытом космосе существенно отличаются. Но это единообразие является нерациональным и неэкономичным для современного ракетостроения. Решением этой проблемы является создание трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя многократного использования, который сочетает в себе одновременно первую и вторую ступень.

Современное ракетостроение развивается в направлении увеличения груза, выводимого на орбиту, при одновременном снижении стоимости выведения 1 кг груза. Необходимость повышения энергетических характеристик двигательной установки в сочетании с высокой надежностью и многократностью использования является основной задачей современных конструкторских бюро.

Уже существуют двигатели многократного использования [1 ], в пример можно привести 4-камер-ный РД-170, работающий на жидких компонентах топлива, который считается самым мощным маршевым двигателем в мире, также аттестован для 10-кратного использования. Его тяга равна 740 т.с, в пустоте -

806,2 т.с, а удельный импульс достигает 3 036 м/с и в вакууме 3 308 м/с. Компонентами топлива служат керосин и кислород. Двигатель использовался на первой ступени РН «Энергия » и «Зенит».

Интересен применяемый ранее на второй ступени одной из ракет серии «Космос» жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) РД-119. Этот двигатель работает на топливной паре кислорода с гептилом. И развивает тягу около 107 т.с. По удельному импульсу 3 450 м/с, РД-119 уступает лишь кислородно-водородным ЖРД. РД-119 является однокамерным с насосной подачей топлива. Газ для привода турбины вырабатывается за счет термического разложения горючего в газогенераторе; температура, необходимая для начала разложе-

Решетневские чтения

ния, обеспечивается сгоранием порохового заряда, размещенного в газогенераторе, этот заряд используется также для начальной раскрутки турбрнасосного агрегата. Отработанный газ турбины истекает через неподвижные рулевые сопла, снабженные газораспределителями, обеспечивая управление направлением полета ракетной ступени и ее положением.

Нельзя оставить без внимания и однокамерный РД-253, предназначенный для использования на первых ступенях ракет семейства «Протон». Двигатель обладает тягой 170,4 т.с, в пустоте 186,8 т.с, и удельным импульсом 2 850 м/с, в вакууме 3 160 м/с. Компонентами топлива такого двигателя служат гептил и тетраоксид диазота. Использование высококипящих самовоспламеняющихся компонентов позволило сделать конструкцию более простой и надежной. РД-253 является первым в истории некриогенным ЖРД, который выполнен по схеме с дожиганием генераторного газа. Основная часть топлива (около 75 %) поступает в газогенератор, соединенный с корпусом турбины, а оставшаяся часть направляется в тракт регенеративного охлаждения камеры. Газ после турбины поступает по газоводу в камеру сгорания, где сжигается с жидким компонентом, прошедшим тракт охлаждения камеры. Для надежного охлаждения камеры ее огневая стенка защищена жаропрочным керамическим покрытием и газожидкостной пленкой, образующейся благодаря подаче компонента топлива из охлаждающего тракта на стенку через отверстия в ней. Создание ЖРД РД-253 для космической ракеты «Протон» явилось крупным достижением ракетно-космической техники. С применением этой ракеты связаны такие выдающиеся события, как вывод на околоземные орбиты научных автоматических станций «Протон» массой до 17 т.

В конце 70-х гг. прошлого века советских ученых заинтересовала возможность использования в ракетных двигателях одновременной или последовательной работы на двух горючих. Это поспособствовало рождению идеи о создании двигателя, который мог бы сочетать в себе сразу первую и вторую ступень, что требовало разработки новых эффективных схем двигательных установок с применением высокоэффективных топлив.

Жидкостный ракетный двигатель РД-701 работает на трехкомпонентном топливе, содержит камеру, смесительную головку, три турбонасосных агрегата для подачи водорода, углеводородного горючего и кисло-

рода, соответствующее устройство направляет перегретый водород к каждому турбонасосу. Двигатель содержит трехкомпонентный газогенератор, соединенный через агрегаты автоматики и регулирования с насосом первого горючего и через магистраль с линией второго горючего, к линии питания первым горючим подведена магистраль продувки инертным газом. Насос первого горючего установлен на одном валу с дополнительным насосом второго горючего. Турбины трех турбонасосных агрегатов питаются газогенераторным газом через трехпозиционный клапан, переключаемый при переводе двигателя на двухкомпо-нентный режим. В смесительных головках камер сгорания устанавливаются 3 группы форсунок - каждая для соответствующего компонента. Использование в одном двигателе комбинации двух горючих - углеводородного, обладающего высокой плотностью, и водорода, обеспечивающего высокие значения удельного импульса, расширяют возможности ракет-носителей. При этом редкие теплофизические характеристики водорода дают возможность эффективно использовать его в качестве охладителя и рабочего тела для привода насосов. Двухкамерный РД-701 имеет 2 рабочих режима. В первом в каждую камеру сгорания подаются три компонента: керосин (расход -73,7 кг/с), жидкий водород (29,5 кг/с) и жидкий кислород (388,4 кг/с). Этот режим предназначен для работы на начальной стадии полета в нижних слоях атмосферы. Тяга РД-701 составляет 408 т.с, а удельный импульс - 3 845 м/с. Во втором режиме в каждую камеру подаются только 2 компонента: водород (24,7 кг/с) и кислород (148,5 кг/с). Этот режим включается на высотном участке траектории, и в нем развивается тяга (в пустоте) 160 т.с, удельный импульс - 4 532 м/с.

Экспериментально был подтвержден целый ряд технических решений. РД-701 - двигатель многоразового пользования, что позволяет заметно удешевить космические запуски и в будущем создать возвращаемую ракету-носитель или многоразовую аэрокосмическую систему, избавившись таким образом от полей падения, зон отчуждения и прочих опасностей.

Библиографическая ссылка

1. Алемасов В. Е., Тишин А. П. Теория ракетных двигателей : учебник для студентов машиностроит. спец. вузов / под ред. В. П. Глушко. М. : Машиностроение, 1980.

S. V. Kovalev, E. V. Koltunova Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev, Russia, Krasnoyarsk

THE THREE-COMPONENTAL LIQUID ROCKET ENGINE IN MODERN ROCKET PRODUCTION

Since the first space launchings of the carrier rocket of the different countries and firms-manufacturers are designed by one principle: all of them consist of several steps which consistently, one after another, fulfill their task, and then are rejected. Rocket flight conditions on a circumterraneous site and in a free space essentially differ. But this uniformity is irrational and uneconomical for modern rocket production. The decision of this problem is creation of the three-componental liquid rocket engine of repeated use which combines simultaneously the first and second step.

© Ковалев С. В., Колтунова Е. В., 2010