Расчетно-аналитическая оценка вариантов принципиальных схем криогенного ЖРД с дожиганием восстановительного газа Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УДК 629.7.01

РАСЧЕТНО-АНАЛИТИЧЕСКАЯ ОЦЕНКА ВАРИАНТОВ ПРИНЦИПИАЛЬНЫХ СХЕМ КРИОГЕННОГО ЖРД С ДОЖИГАНИЕМ ВОССТАНОВИТЕЛЬНОГО ГАЗА А.Ф. Ефимочкин, В.В. Голубятник, А.В. Елисеев

Анализируются варианты схемных решений кислородно-метанового ЖРД с восстановительным газогенератором. Оценка проведена с использованием в качестве критерия оптимизации температуры газа на турбине

Ключевые слова: жидкостный ракетный двигатель, сжиженный природный газ, принципиальная схема

Сегодня в мировой и отечественной космической ракетной технике доминируют такие приоритеты, как минимизация затрат при создании новых образцов техники, снижение удельной стоимости вывода полезного груза в космос, безопасность и экология. Эти приоритеты определяют новые идеологические подходы к созданию ракетных комплексов космического назначения.

При этом, на повестку дня выходит вопрос создания надежных многоразовых транспортных систем, как радикального средства снижения эксплуатационных расходов при реализации различных космических программ.

Одним из основных вопросов в выборе концепции двигателя многократного использования для перспективной ракеты-носителя (РН), а также многоразовой ракетнокосмической системы (МРКС) является вопрос разработки многоразового жидкостного ракетного двигателя (ЖРД).

Жидкостные ракетные двигатели, работающие на криогенных компонентах топлива (жидких кислороде и водороде) нашли широкое применение в космическом ракетостроении (ракеты - носители «Энергия» (СССР), Ариан-5 (Франция), Спейс Шаттл (США) Дельта-4 (США) и др.). В планах создания новых отечественных ракетных комплексов рассматривается возможность применения нового криогенного горючего - сжиженного природного газа (метана) [1]. Метан, занимая по своим физикохимическим свойствам промежуточное положение между водородом и керосином, привлекает разработчиков космических ракетных систем возможностью получения оптимальных характеристик системы. В частности, для многоразовых космических ракет-носителей при-

Ефимочкин Александр Фролович - КБХА, главный конструктор, ВГТУ, д-р техн. наук, профессор, тел. (473)2920929

Голубятник Вячеслав Васильевич - КБХА, начальник бригады, ВГТУ, канд. техн. наук, тел. (473)2920929 Елисеев Александр Владимирович - КБХА, инженер-конструктор, ВГТУ, аспирант, тел. (473) 2346497, e-mail: [email protected]

менение сжиженного природного газа позволит существенно удешевить эксплуатацию носителя, с одной стороны, за счет низкой стоимости этого компонента ракетного топлива, а, с другой стороны, что более важно, - за счет простоты и малой трудоемкости работ по техническому обслуживанию в межполетный период топливных систем ракеты и маршевых ЖРД.

Для разработчиков жидкостных ракетных двигателей метан также является привлекательным горючим. Он в силу своих свойств позволяет реализовать практически любые варианты схемных решений по двигателю - от безгенераторных и генераторных восстановительных схем до схем с дожиганием окислительного генераторного газа.

Определенной привлекательностью обладают схемы с дожиганием восстановительного газа, поскольку они лишены недостатка, присущего всем схемам с дожиганием окислительного газа (опасность возгорания конструктивных элементов газо-турбинного тракта двигателя в высокотемпературной газовой среде, обогащенной кислородом). Для маршевых ЖРД, предназначенных для многоразового использования в ракетно-транспортной системе, важно обеспечение большой кратности полетов до капитального ремонта.

Как показывает опыт и теоретические исследования, наиболее критичным элементом двигателя с точки зрения циклической долговечности является турбина [2]. Ресурс турбины ЖРД по числу полетных циклов в основном зависит от температуры газа, подаваемого на ее лопатки. В связи с этим температура газа на входе в турбину является важным критерием для оценки пригодности двигателя к длительной эксплуатации в составе многоразовой ракетной транспортной системы.

Авторами статьи выполнен сравнительный анализ шести вариантов восстановительных схем кислородно-метанового ЖРД тягой порядка 2 МН (рис.1 - 6) по температуре газа перед турбиной, используемой в качестве критерия сравнения. Температура газа определялась расчетом

баланса мощностей турбонасосного агрегата при исходных данных, приведенных в табл. 1.

Таблица 1

_______________________________Исходные данные для расчета____________________________________

Параметр, размерность Значение

Давление в камере сгорания, МПа 15

Соотношение массовых расходов компонентов топлива 3,5

Коэффициент полезного действия кислородного насоса 1-й ступени 0,785

Коэффициент полезного действия кислородного насоса 2-й ступени 0,637

Коэффициент полезного действия метанового насоса 1 -й ступени 0,686

Коэффициент полезного действия метанового насоса 2-й ступени 0,686

Коэффициент полезного действия турбины 0,78

Коэффициент расхода на привод кислородного преднасоса 1,1

Коэффициент расхода на привод метанового преднасоса 1,1

Отношение давлений на турбине (лт) 1,87

Перепад давлений на тракте охлаждения камеры сгорания, МПа 8

Перепад давлений на форсунках камеры сгорания, МПа 1,5

Перепад давлений на форсунках газогенератора, МПа 1,5

Перепад давлений на регуляторе тяги, МПа 9,5

Перепад давлений на дросселе системы одновременного опорожнения баков, МПа 8

Доля расхода жидкости на охлаждение камеры сгорания (от расхода горючего через двигатель), % 40-50

V

Рис. 1. Схема ЖРД с восстановительным газогенератором, 2-х ступенчатыми насосами кислорода и метана, а также перепуском части метана мимо рубашки камеры

V

Рис. 2. Схема ЖРД с восстановительным газогенератором, 2-х ступенчатыми насосами кислорода и метана, с отбором части расхода метана на газогенератор после первой ступени насоса

Рис. 3. Схема ЖРД с восстановительным газогенератором, 2-х ступенчатыми насосами кислорода и метана, с отбором части расхода метана на охлаждение камеры после первой ступени насоса, дополнительной турбиной, работающей на газифицированном в рубашке охлаждения метане с последующим сбросом (через теплообменник) на вход в насос.

Рис. 5. Схема ЖРД с восстановительным газогенератором, 2-х ступенчатым насосом кислорода и одноступенчатым насосом метана, с отбором части расхода кислорода на охлаждение камеры после второй ступени насоса.

Рис. 4. Схема ЖРД с восстановительным газогенератором, 2-х ступенчатыми насосами кислорода и метана, с отбором части расхода метана на охлаждение камеры после втоой ступени насоса, дополнительной турбиной, работающей на части (15%) газифицированного в рубашке охлаждения метана с последующим сбросом (без теплообменника) на вход в насос.

Рис. 6. Схема ЖРД с восстановительным газогенератором, 2-х ступенчатым насосом кислорода и одноступенчатым насосом метана, с отбором части расхода кислорода на охлаждение камеры после первой ступени насоса.

Результаты расчетов температуры газов перед турбиной ТНА для представленных вариантов ЖРД приведены в таблице 2 и иллюстрируются диаграммой на рис. 7.

Таблица 2 Результаты расчета______________

Вариант принципиальной схемы двигателя (согласно номеру рисунка) Температура генераторного газа, К

1 938

2 887

3 735

4 868

5 910

6 958

К

1200

1000

800

600 — --- --- --- --- --- —

400 — --- --- --- --- --- —

200 — --- --- --- --- --- —

0 Н—---------—I—------—I—------—I—-------—I—------—I—-------—

1 2 3 4 5 6

Вариант принципиальной схемы двигателя

Рис. 7. Зависимость температуры газа перед турбиной от варианта схемного исполнения двигателя.

Выводы.

1. Наименьшей температурой газа перед турбиной турбонасосного агрегата характеризуется вариант схемы жидкостного ракетного двигателя под № 3.

Однако главным препятствием в реализации данного варианта схемы ЖРД является проблема создания конструкции малогабаритного и легкого теплообменника с большим теп-лосъемом.

2. Согласно проведенному исследованию использование схемы ЖРД с охлаждением камеры сгорания жидким кислородом вместо метана не дает заметных преимуществ по температуре газа перед турбиной.

3. Оптимальным вариантом перспективного жидкостного ракетного двигателя с учетом как температуры, так и конструктивных факторов является вариант схемы, показанной на рисунке 2.

Литература

1. Кузин А.И., Рачук В.С., Коротеев А.С. и др. Обоснование выбора компонентов ракетного топлива для двигательных установок первой ступени многоразовой ракетно-космической системы // НТЖ Авиакосмическая техника и технология. 2010. №11. С. 19-55.

2. Чванов В.К., Ромасенко Е.Н., Сарафасланян Х.Б. и др. Новая методика расчетно-экспериментальной оценки НДС лопаток статора турбины ЖРД // ISSN 0869-6772. Конверсия в машиностроении. 2006. №1. С. 22-27.

Открытое акционерное общество «Конструкторское бюро химавтоматики», г.Воронеж Воронежский государственный технический университет

CALCULATION-ANALYTIC EVALUATION OF OPTIONS FUNDAMENTAL SCHEMES OF CRYOGENIC LIQUID ROKET ENGINE WITH AFTERBURNING RESTORATION GAS A.F. Efimochkin, V.V. Golubyatnik, A.V. Eliseev

Analyzed variants of circuit decisions of the oxygen-methane liquid rocket engine with restoration gas generator. The evaluation is made with the use criterion of optimization of the gas temperature at the turbine

Key words: liquid rocket engine, liquefied natural gas, fundamental schemes