CC BY
235
УДК 62-1/9
ПЕРСПЕКТИВНЫЕ РАЗРАБОТКИ ЖРД МНОГОРАЗОВОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ
А. С. Торгашин, А. М. Бегишев, А. А. Ерисов Научный руководитель - В. П. Назаров
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31
E-mail: ttarg23@gmail.com
Рассматривается проблема проектирования многоразовых жидкостных ракетных двигателей и перспективные разработки.
Ключевые слова: многоразовый ракетный двигатель, характеристики.
FUTURE DEVELOPMENTS RESUABLE ROCKET ENGINE
A. S. Torgashin, А. M. Begishev, A. A. Yerisov Scientific Supervisor - V. P. Nazarov
Reshetnev Siberian State Aerospace University 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: ttarg23@gmail.com
Considered the problem of designing reusable liquid rocket engines and prospective development.
Keywords: reusable rocket engine, characteristics.
В наши дни активно обсуждается и применяется на практике идея использования ракет с многоразовыми двигателями (для первой ступени с спасаемым блоком частично многоразовой РН или полностью спасаемых крылатых РН) [1]. По этой теме уже есть наработки и будет полезно посмотреть на результаты, как отечественных, так и зарубежных конструкторов.
В 1980-е, при разработке двигателя РД-170 для РН «Энергия» конструкторами, согласно техническому заданию, уже была заложена возможность многократного применения двигателя (до 10 раз), а также обеспечение ремонтопригодности и повторного использования без переработки [2]. Согласно этому, была выбрана схема с дожиганием окислительного газа, так как была более энергетически выгодна и исключала образование твердой фазы, засоряющей магистрали, которая появлялась при дожигании восстановительного газа [3].
При обеспечении многоразовости двигательной установки (ДУ), следует обращать особое внимание к проработке разъёмных соединений. Сложность заключается в обеспечении практически абсолютной герметичности, так как давление топлива достигает больших значений (до 50 МПа), особенно при соединении газовода с турбиной в ЖРД с дожиганием: соединение подвергается вибрации и тепловому удару и при этом должно иметь минимальную массу в сочетании с большим диаметром. В ДУ используют два типа разъемных соединений: ниппельные и фланцевые. Фланцевые соединения делятся также на не контактирующие с фланцами и контактирующие. В первых усилие передается через прокладку, что позволяет выполнить ее из неупругих материалов (медь, алюминий и т. д.) и без высоких требований к шероховатости или точности изготовления, но при многоразовом использовании происходит усадка прокладки. Стоит учитывать разную степень теплового расширения металлов, при высокой переменной температуре. При соединении с контактирующими фланцами, усилие затяжки передается через опорные поверхности фланцев. Преимуществом такого соединения является повышенная виброустойчивость так как нагрузки передаются через жесткие фланцы, однако это потребует высокую механическую обработку поверхностей соединения и изготовление сложных (упругих или самоуплотняющихся) прокладок. Для обеспечения герметичности необходимо обеспечить доведение поверхностных слоев до состояния текучести, т. е. сжать прокладку с усилием Q^,
Секция «Двигателии энергетические установки летательньш и космических аппаратов»
во время работы соединения обеспечить усилие на прокладке выше Qr. Обе силы можно вычислить по формулам [4]:
Йобж = Яобж^упл , Qr = mPFywi ,
где добж и m - давление обжатия и прокладочный коэффициент (зависят от материала прокладки); p - давление среды.
Помимо стандартных требований, предъявляемые ко всем разьемным соединениям ЖРД (минимальная масса, герметичность, простота изготовления и сборки), добавляются требования к ремонтопригодности и повышенному ресурсу работы. Эти требования уже предъявлялись и при проектировании РД-170. Использование инконеля Х-150, монель-металл или коррозионностойкой стали с никелевым покрытием, а также изготовление деталь соединения из того же материала, что и прокладки повышают рабочий ресурс соединения.
При разработке объединенной двигательной установки (ОДУ) для космического корабля «Буран», к ней предъявлялись повышенные требования к безопасности и надежности, обеспечению мно-горазовости , выхода из нештатных ситуаций и др. [5]. Для обеспечения многоразовости, были применены следующие решения: использование охлаждения газообразным кислородом и избыточное содержание кислорода в камере для исключения образования твердой фазы, а также совмещение профилактической послеполетной очистки внутренних полостей ОДУ с огневыми контрольными испытаниями на технологическом горючем (бензине), проводимыми при межполётном обслуживании .
Для МТКК «Спейс-Шаттл», конструкторами был разработан двигатель SSME (рабочий ресурс двигателя, согласно техническому заданию, был рассчитан на 55 полетов без капитально ремонта), работающий на компонентах кислород-водород с дожиганием. Для увеличения ресурса работы были внедрены следующие решения: применение материалов с большей жаропрочностью и усталостной прочностью (например, инконель-718 для рубашки сопла), использование эффективных термозащитных покрытий (охлаждение коллектора подвода горячего газа от ТНА), а также более совершенная ЭВМ, обеспечивающая выявление нештатный ситуаций, собирающая и передающая в конце полета всю информацию о рабочих характеристиках для последующего обследования и профилактики. В ходе испытаний было отмечено, что проточное охлаждение значительно увеличивает срок службы при циклических нагружениях камеры сгорания в условиях многоразового использования двигателя [1].
В НПО «Энергомаш» с 1982 г ведутся исследования метана, как ракетного горючего. В это время было показано, что метан для ракетных двигателей, может конкурировать с керосином, в том числе при трехкомпонентной схеме. В дальнейшем работы по метану получили более широкое развитие, в том числе и в других организациях [3].
Переходя к нашему времени, стоит отметить наработки КБ «Химавтоматики»: метановые проекты РД0110МД, и РД0162. Успешно проведены огневые испытания РД0146М на компонентах Кислород-СПГ. Полученные экспериментальные данные и приобретенный опыт работ с СПГ используются при разработке двигателей перспективных многоразовых ракет-носителей. Двигатель РД0162СД планируется также использовать в составе маршевой двигательной установки новой малогабаритной космической ракеты.
29 сентября, 2010 года состоялось стендовое огневое испытание двигателя-демонстратора С5.86.1000-0 № 2. Жидкостный ракетный двигатель тягой 7.5 тс, работающий на компонентах «жидкий кислород-метан», разработанного в КБХМ им. А. М. Исаева. Испытания прошли успешно, была достигнута рекордная продолжительность работы двигателя такой размерности на новой топливной паре при однократном включении - 1160.38 с. Однако предстоит еще решить ряд задач таких как : подтверждение отсутствия накопления твердой фазы в газовом тракте при длительных включениях и после штатного останова, получение экспериментальных данных по охлаждающим свойствам [6].
Американская частная компания SpaceX уже смогла успешно посадить первую ступень ракеты Falcon 9 full thrust на посадочную площадку на мысе Канаверал (22 декабря 2015 г.). Двигатель первой ступени работал на паре кислород - керосин без дожигания с тягой первой ступени на уровне моря в 6806 кН, время работы составило 162 с.
Подводя итоги можно сказать, что обеспечение многоразовости требует увеличения прочностных характеристик практически всех деталей ДУ, проведении межполётной подготовки и совершенствование агрегатов автоматики. Уже проведены успешные пуски, а дальнейшее увеличение рабочего
ресурса ракет и ракетных двигателей в частности, способствует удешевлению работы по доставке полезного груза на орбиту.
Библиографические ссылки
1. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей / Г.Г. Гахун, В. И. Баулин, В. А. Володин и др. М. : Машиностроение, 1989. 424 с.: ил.
2. Путь в ракетной технике / А. П. Аджан, В. П. Александров, Ю. С. Антипов и др. / под ред. Б. И. Каторгина. М. : Машиностроение ; Машиностроение-Полет, 2004. 488 с.
3. Трофимов В. Ф. Осуществление мечты. М. : Машиностроение ; Машиностроение-Полет, 2001. 184 с: ил.
4. Борисов В. А. Конструирование основных узлов и систем ракетных двигателей : электрон. учеб. пособие. СГАУ, 2010.
5. Первый полет. М. : Авиация и космонавтика, 1990.
6. Афанасьев В. И. Рекордные испытания двигателя на метане. М. : Новости космонавтики. 2010. № 11(334),
© Торгашин А. С., Бегишев А. М., Ерисов А. А., 2016
