Проектирование космического разгонного блока с двигательной установкой, работающей на жидких кислороде и природном газе Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Проектирование и производство летательных аппаратов, космические исследования и проекты

УДК 629.78

ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОСМИЧЕСКОГО РАЗГОННОГО БЛОКА С ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ, РАБОТАЮЩЕЙ НА ЖИДКИХ КИСЛОРОДЕ И ПРИРОДНОМ ГАЗЕ

М. Д. Евтифьев, И. И. Соловьёв

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

Е-mail: [email protected]

Проводится анализ возможности создания разгонного блока с двигательной установкой, работающей на компонентах топлива жидкий кислород и сжиженный природный газ. Этот вариант разгонного блока наиболее перспективен.

Ключевые слова: разгонный блок, сжиженный природный газ, двигательная установка, жидкостный ракетный двигатель.

DESIGN OF SPACE UPPER BLOCK WITH THE ENGINES FUELED WITH LIQUID OXYGEN AND NATURAL GAS

M. D. Evtifiev, I. I. Solovyev

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russian Federation. Е-mail: [email protected]

Based on the open sources the analysis of a capability to create an upper block with the propulsion system working on components of fuel such as liquid oxygen and liquefied natural gas is carried out. This option of the upper block is the most promising.

Keywords: the upper block, the liquefied natural gas, propulsion system, the liquid rocket engine.

В настоящее время существует множество разгонных блоков (РБ), работающих на различных компонентах топлива. Среди всех используемых наиболее распространены следующие топливные пары: «азотный тетроксид (АТ) + несимметричный демитилгид-разин (НДМГ)», «жидкий кислород + керосин», «жидкий кислород + жидкий водород». Эти пары топ-лив имеют недостатки, которых нет у сжиженного природного газа (СПГ) в связи с этим есть потребность в рассмотрении вопроса об использовании пары «жидкий кислород + СПГ» в ракетно-космической технике и в частности на разгонных блоках.

В результате рассмотрения физико-химических свойств топлив был сделан вывод, что СПГ может использоваться в качестве ракетного топлива для жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) РБ. По энергетическим показателям, в частности по удельной тяге, топливная пара «кислород + СПГ» обеспечивает существенно лучшую удельную тягу, чем «кислород + керосин» и «АТ+НДМГ», но меньшую, чем «кислород + водород». Плотность СПГ почти в 6 раз больше плотности водорода, но меньше, чем у НДМГ, в 1,88 раза и меньше, чем у керосина, в 1,95 раза. При этом стоимость СПГ ниже стоимости керосина [1].

Кроме того, СПГ является экологически чистым компонентом и имеет неограниченную сырьевую базу. Охлаждающая способность сжиженного природного газа почти в 3 раза лучше охлаждающей способности керосина и НДМГ. На основании этих преимуществ упрощается отработка ЖРД с СПГ.

Для отработки ЖРД на топливной паре «кислород -

СПГ» имеется производственная и экспериментальная база. Технология изготовления ЖРД с СПГ ничем не отличается от технологии изготовления ЖРД на кислороде-керосине, не требуется никакого специального оборудования. Квалификация кадров, производственников и технологов-изготовителей ЖРД на кислороде-керосине, соответствует требованиям изготовления ЖРД на кислороде - СПГ. При этом требования при изготовлении ЖРД на кислороде - СПГ могут быть менее строгими из-за менее напряженных параметров двигателя [1].

Из предложения создания РБ, использующего СПГ, видно, что его применение обеспечит нашей стране целый ряд преимуществ по выведению полезных грузов на геостационарную орбиту.

Был произведен анализ эксплуатируемых в настоящее время разгонных блоков [2, 3]. В результате было отмечено, что по основным энергетическим характеристикам РБ с СПГ выглядит более привлекательным, чем РБ с НДМГ и с керосином, но уступает РБ с жидким водородом по удельному импульсу [2; 3]. Однако стоимость производства жидкого водорода намного выше, чем СПГ. Также был произведен выбор ЖРД с СПГ, создаваемых в отечественных конструкторских бюро (КБ), в частности КБ «Химавтома-тика». По результатам этого выбора произведен сравнительный технический анализ выбранного ЖРД с наиболее часто применяемыми на разгонных блоках ЖРД и были построены диаграммы. Одна из таких диаграмм приведена на рис. 1. (удельный импульс соответствующей двигательной установки).

Решетневскуе чтения. 2014

Рис. 1. Сравнение удельных импульсов существующих ДУ РБ с ДУ предлагаемого РБ, работающего на СПГ

Далее были проанализированы РБ с двигателями, которые рассматривались в диаграммах. Из этого анализа делается вывод, что предлагаемый РБ на СПГ может конкурировать по энергетическим показателям с ныне существующими разгонными блоками на компонентах «АТ+НДМГ», «кислород + керосин» и «кислород + водород» и выполнять те же функции. При этом выведение космических аппаратов на ГСО с помощью предлагаемого РБ будет гораздо выгодней с экономической точки зрения, потому что имеется огромный запас СПГ на Земле, а стоимость этого компонента ниже, чем ныне находящихся в эксплуатации. Известно, что получение жидкого водорода требует большой энергии, керосин является смешением композиций, которые добываются из нескольких скважин, а СПГ добывают из скважин и делают жидким. При этом эксплуатация СПГ не будет такой опасной, как НДМГ.

Рис. 2. Конструктивно-компоновочная схема РБ на СПГ: 1 - посадочное место для установки сменного адаптера КА; 2 - приборный отсек; 3 - бак окислителя; 4 - рама приборного отсека; 5 - баллон с жидким гелием

для наддува; 6 - расходный трубопровод окислителя; 7 - сифонное заборное устройство; 8 - трехслойное совмещенное днище; 9 - бак горючего; 10 - головной обтекатель;

11 - баллон газообразного гелия для работы автоматики;

12 - рама топливного отсека; 13 - блок ДМТ; 14 - карданный подвес маршевого двигателя; 15 - маршевый двигатель

ДМ-0146ДМ; 16 - раздвижное сопло

Для получения конкретного результата и с учетом предыдущих исследований были заданы следующие исходные данные: кн = 200 км - высота начальной орбиты; hK = 35809 км - высота конечной орбиты; тпг = 3 000 кг - масса космического аппарата; Д = 51,6° - наклонение начальной орбиты от ГСО; •/уд = 3550 м/с - удельный импульс ДУ. По этим данным были проведены баллистический и прочностной расчеты и выбрана компоновочная схема. Конструктивно-компоновочная схема РБ с ДУ, работающей на жидких кислороде и СПГ, представлена на рис. 2.

Разгонный блок с двигательной установкой, работающей на жидких кислороде и СПГ, реально еще не создана, однако проектные проработки такого РБ дают нам право говорить о возможности его создания уже в настоящее время.

Библиографические ссылки

1. Химмотология ракетных и реактивных топлив /

A. А. Братков, Е. П. Серегин, А. Ф. Гуренков и др. ; под ред. А. А. Браткова. М. : Химия, 1987. 304 с.

2. Современные отечественные ракеты-носители. Ракетно-космическая техника : учеб. пособие / М. Д. Ев-тифьев, Л. А. Ковригин, В. В. Кольга, Л. Н. Лебедева,

B. В. Филатов ; СибГАУ. Красноярск, 2005. 144 с.

3. Современные ракеты-носители зарубежных стран. Ракетно-космическая техника : учеб. пособие / М. Д. Ев-тифьев, Л. А. Ковригин, В. В. Кольга, Л. Н. Лебедева, В. В. Филатов ; СибГАУ. Красноярск, 2010. 276 с.

References

1. Chimmotologie rocket and jet fuels / A. A. Bratkov, E. P. Seregin, A. F. Gurenkov and others. Ed. by A. A. Bratkov. M.: Chemistry, 1987. 304 p.

2. Modern domestic launch vehicles. Rocket and space technology : Proc. manual / M. D. Evtifiev, L. A. Kovrigin, V. V. Kolga, L. N. Lebedev, V. V. Filatov ; SibSAU. Krasnoyarsk, 2005. 144 p.

3. Modern launch vehicles foreign countries. Rocket and space technology : Proc. manual / M. D. Evtifiev, L. A. Kovrigin, V. V. Kolga, L. N. Lebedev, V. C. Filatov ; SibSAU. Krasnoyarsk, 2010. 276 p.

© Евтифьев М. Д., Соловьёв И. И., 2014