ВЫБОР ПРИНЦИПИАЛЬНОЙ СХЕМЫ ЖРД МНОГОРАЗОВОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ, РАБОТАЮЩЕГО НА ТОПЛИВНОЙ ПАРЕ "СЖИЖЕННЫЙ ПРИРОДНЫЙ ГАЗ - ЖИДКИЙ КИСЛОРОД" Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УДК 629.7.036.54

ВЫБОР ПРИНЦИПИАЛЬНОЙ СХЕМЫ ЖРД МНОГОРАЗОВОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ, РАБОТАЮЩЕГО НА ТОПЛИВНОЙ ПАРЕ «СЖИЖЕННЫЙ ПРИРОДНЫЙ ГАЗ - ЖИДКИЙ КИСЛОРОД»

П. А. Дубынин, Н. Г. Останина, В. П. Назаров, И. А. Клешнина

Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

E-mail: pavel.dubynin@mail.ru

Рассмотрены основные факторы, определяющие выбор конструктивных и технологических решений при проектировании многоразового жидкостного ракетного двигателя на топливной паре «сжиженный природный газ-жидкий кислород».

Ключевые слова: жидкостный ракетный двигатель, кислород - метан, дожигание генераторного газа, электроплазменное запальное устройство.

THE SELECTION OF THE PRINCIPAL SCHEME OF LIQUIDS FOR MULTI-TIME USE ON THE FUEL PART LIQUEFIED NATURAL

GAS - LIQUID OXYGEN

P. A. Dubynin, N. G. Ostanina, V. P. Nazarov, I. A. Kleshnina

Reshetnev Siberian State University of Science and Technology 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: pavel.dubynin@mail.ru

The main factors determining the choice of constructive and technological solutions in designing a reusable liquid-fuel rocket engine on a fuel pair "liquefied natural gas-liquid oxygen" are considered.

Keywords: living space, liquid rocket engine, oxygen - methane, afterburning of the generator gas, electroplasma ignition device.

Создание жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), использующих в качестве топлива компоненты «сжиженный метан и жидкий кислород» является актуальной научно-технической задачей ракетно-космического двигателестроения. Это определяется определенными преимуществами данной топливной пары в экологическом, энергетическом, конструкционном, а также функциональном плане. Метан не ядовит, при сгорании с кислородом с оптимальным соотношением дает продукты сгорания, состоящие из водяного пара и двуокиси углерода. Во время горения метана на внутренних поверхностях камеры не образуется сажа, что снижает затраты на восстановление двигателя и дает возможность многоразового использования двигательных установок [1].

Федеральной космической программой на 2016-2025 гг. предусмотрено проведение опытно-конструкторской работы (ОКР) «Двигательные установки средств выведения (ДУ СВ)», в которую включены разработка маршевых ДУ на кислородно-метановом топливе, создание опытных образцов ЖРД нового поколения, оснащенных системой диагностики и аварийной защиты, а также разработка базовых элементов двигателей на основе композитных материалов (сопел, сопловых насадок радиационного охлаждения и донных экранов).

Предполагается, что двигатели, разрабатываемые в рамках вышеуказанной ОКР, будут устанавливаться на крылатые ускорители первой ступени для ракеты-носителя «Ангара», способные возвращаться на космодром запуска. В настоящее время практическая реализация проекта многоразовой ракетно-космической системы (МРКС) не ведется, однако работы над кислородно-

Актуальные проблемы авиации и космонавтики - 2018. Том 1

метановыми ЖРД интенсивно продолжаются в КБХМ имени А. М. Исаева, КБХА имени А. С. Косберга, НПО «Энергомаш» имени академика В.П. Глушко.

Разработаны и сформулированы основные требования, определяющие конструктивно-технологические решения двигателей для МРКС:

- диапазон регулирования тяги 1,33 Рн .. .0,7 Рн;

- двигатель рассчитывается на 25 полетов, при этом обеспечивается 27 включений двигателя за ресурс, включая 2 запуска на контрольно - технических испытаниях;

- ресурс системы зажигания должен обеспечить заданное техническим заданием количество запусков двигателя без замены ее элементов;

- потребность проведения очистки от сажи и нагара стенок, элементов газового тракта и турбины ТНА.

К двигателям работающих на топливной паре «метан-кислород» предъявляются особые требования по ресурсу работы, относительной простоты обслуживания, способу зажигания компонентов, безопасности обслуживания. Такие двигатели должны вобрать в себя все лучше качества уже имеющихся аналогов.

Использование схемы работы двигателя с дожиганием восстановительного генераторного газа - одно из них. Дожигание генераторного газа в камере позволяет достичь более высокие показатели эффективности ракетного двигателя - увеличение удельного импульса. В такой схеме через турбину ТНА проходит больший объем рабочего тела с преобладанием горючего в смеси, что позволяет развить большую угловую скорость вращения ротора ТНА при относительно небольшой температуре рабочего тела. Это, в свою очередь, создает хорошие предпосылки для достижения требуемой долговечности и одновременно позволяет исключить опасность возгорания элементов газового тракта конструкции (порог поджига конструкционной стали ~ 450 °С) [2].

Предлагаемая некоторыми специалистами схема «газ-газ» с окислительным газогенератором в сочетании с безгенераторным восстановительным контуром, имеет склонность к высокочастотной неустойчивости процессов в камере сгорания. Данная схема крайне сложна в отработке, не имеет реализованных в России аналогов и вследствие этих причин отличается меньшей надежностью, а доводка связана с крайне большими временными периодами и денежными затратами. Кислородно-метановые ЖРД с восстановительным генераторным газом позволяют реализовать эффективную систему аварийной защиты и могут обеспечить требуемый уровень безопасности их применения в составе многоразового носителя.

Создание двигателей многоразового включения требует высокой надежности и от системы запуска двигателя, а также отсутствие одноразовых узлов и агрегатов. Выбор электроплазменного запального устройства обусловлен его многоразовым использованием. В свою очередь оно обеспечивает поджог топлива без сажеобразования, что увеличивает продолжительность работы запального устройства, а также исключает необходимость межполетного обслуживания полостей камеры сгорания двигателя, что существенно снижает стоимость ремонтных работ, проводимых для двигателя. Помимо встроенных запальных устройств рассматривается также возможность передачи функции запального устройства стартовому столу, что приведет к уменьшению массы двигательной установки и благоприятно скажется на увеличении полезной нагрузки, выводимой на орбиту.

В настоящее время для ракетоносителей (РН) легкого класса разработан эскизный проект двигательного модуля РД-169, который используется как для двигателя I ступени РД-190 (шесть двигательных модулей РД-169), так и для двигателя II ступени РД-185 (высотная модификация двигательного модуля РД-169). Разработан эскизный проект маршевого двигателя РД-183 и двигателя ориентации РД-184 для апогейной двигательной установки. В ноябре 2017 года был продемонстрирован опытный образец двигателя РД-0162Д2А на топливе «жидкий кислород-метан» с тягой на уровне моря 40 тс [3].

Большой опыт разработки кислородно-метановых двигателей имеется в КБ Химмаш имени А. М. Исаева, где в течение ряда лет уже проводились достаточно успешные стендовые огневые испытания таких двигателей, в основу которых положена конструктивная схема кислородно-водородного ЖРД КВД1.

Разработками двигательных установок, работающих на компонентах ракетного топлива «жидкий кислород-метан», также занимаются и в США. Такие компании как: ULA и Blue Origin (BE - 4), Space X (Raptor), уже проводят огневые испытания своих опытных образцов. Двигатели

данных компаний предназначены для использования в качестве энергетических установок первых и вторых ступеней ракет среднего (Atlas III), тяжелого (Falcon 9) и сверхтяжелого (Falcon Heavy) класса [4].

В целом, использование кислородно-метановых ЖРД позволяет реализовать наивысшее энергомассовое совершенство возвращаемых разгонных блоков, в сравнении с использованием керосиновых ЖРД с напряженной схемой с дожиганием окислительного генераторного газа. Кислородно-метановые двигатели позволяют упростить и минимизировать сроки межполетного обслуживания двигательной установки (ДУ), при этом проблема сажеобразования и очистки полостей двигателя от остатков практически исключается. Выбранная схема позволяет реализовать необходимую мощность ТНА в безопасном температурном диапазоне, а также избыточный запас мощности на валу ТНА позволяет уверенно реализовывать форсированные режимы двигателя вплоть до 135 % тяги [5].

Библиографические ссылки

1. Внимание, газы. Криогенное топливо для авиации / В. Андреев, В. Борисов, В. Климов и др. М. : Моск. рабочий, 2001.

2. Приданцев М. В., Давыдова Л. Н., Тамарина И. А. Конструкционные стали : справ. 1980.

3. Метановые ЖРД «НПО Энергомаш им. В. П. Глушко» [Электронный ресурс]. URL: https://aviapanorama.su/1998/08 /metanovye-zhrd-npo-energomash-im-v-p-glushko/ (дата обращения: 20.03.2018).

4. Space X, ракетные двигатели для РН Falcon 9 [Электронный ресурс]. URL: http://www.spacex.com/ (дата обращения: 21.03.2018)

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

© Дубынин П. А., Останина Н. Г., Назаров В. П., Клешнина И. А., 2018