Схема ракетного двигателя с дожиганием генераторного газа

Обновлено: 14.05.2024

Беседы о ракетных двигателях

ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ЖРД) — ракетный двигатель, работающий на жидком ракетном топливе. Превращение топлива в реактивную газовую струю, создающую тягу, происходит в камере. В современных ЖРД используются как двухкомпонентные ракетные топлива, состоящие из окислителя и горючего, которые хранятся в отдельных баках, так и однокомпонентные ракетные топлива, являющиеся жидкостями, способными к каталитическому разложению. По роду используемого окислителя ЖРД бывают азотнокислотные, азоттетроксидные (окислитель — четырёхокись азота), кислородные, перекисьводородные, фторные и др. В зависимости от значения тяги различают ЖРД малой, средней и большой тяги. Условными границами между ними являются 10 кН и 250 кН (на ЛА устанавливались ЖРД с тягой от десятых долей Н до 8 МН). ЖРД характеризуются также удельным импульсом тяги, режимом работы, габаритами, удельной массой, давлением в камере сгорания, общим устройством и конструкцией основных агрегатов. ЖРД является основным типом космических двигателей и широко применяется также в высотных исследовательских ракетах, боевых баллистических ракетах дальнего действия, зенитных управляемых ракетах; ограниченно — в боевых ракетах других классов, на экспериментальных самолётах и т. д.

Схема ЖРД с насосной подачей топлива в составе двигательной установки:
1 – выпускной патрубок газовой турбины;
2 – теплообменник – испаритель жидкого окислителя;
3 – теплообменник – подогреватель холодного газа;
4 – насос окислителя;
5, 6 – газовые магистрали наддува баков;
7 – баллон сжатого газа;
8 – бак жидкого окислителя;
9 – бак жидкого горючего;
10 – насос горючего;
11 – газовая турбина;
12 – газогенератор;
13 – камера

Основные проблемы при создании ЖРД: рациональный выбор топлива, удовлетворяющего энергетическим требованиям и условиям эксплуатации; организация рабочего процесса для достижения расчётного удельного импульса; обеспечение устойчивой работы на заданных режимах, без развитых низкочастотных и высокочастотных колебаний давления, вызывающих разрушительные вибрации двигателя; охлаждение ракетного двигателя, подверженного воздействию агрессивных продуктов сгорания при весьма высоких температурах (до 5000 К) и давлениях до многих десятков МПа (это воздействие усугубляется в некоторых случаях присутствием конденсированной фазы в сопле); подача топлива (криогенного, агрессивного и др.) при давлениях, доходящих для мощных двигателей до многих десятков МПа, и расходах до нескольких т/с; обеспечение минимальной массы агрегатов и двигателя в целом, работающих в весьма напряжённых режимах; достижение высокой надёжности.

ЖРД был предложен К. Э. Циолковским в 1903 году как двигатель для полёта в космос. Учёный разработал принципиальную схему ЖРД, указал наиболее выгодные ракетные топлива, исследовал вопросы устройства основных агрегатов. Практические работы по созданию ЖРД были начаты в 1921 году в США Р. Годдардом (R. Goddard). В 1922 году он впервые зарегистрировал тягу при испытании экспериментального ЖРД, а в 1926 году осуществил пуск небольшой жидкостной ракеты. В конце 20-х – начале 30-х гг. к разработке ЖРД приступили в Германии, СССР и других странах. В 1931 году были испытаны первые советские ЖРД ОРМ и ОРМ-1, созданные В. П. Глушко в Газодинамической лаборатории. В 1933 году испытана двигательная установка ОР-2 конструкции Ф. А. Цандера, а двигатель 10, созданный Группой изучения реактивного движения, обеспечил полёт жидкостной ракеты.

До начала 2-й мировой войны 1939-45 гг. в СССР и США появились опытные образцы ЖРД с тягой до нескольких кН, предназначенные для экспериментальных летательных аппаратов. Интенсивные работы в области ракетной техники, проводившиеся в Германии во время войны, вызвали появление разнообразных типов ЖРД боевого назначения, многие из которых производились серийно. Лучшими были ЖРД конструкции X. Вальтера (H. Walter) (в т.ч. ХВК 109-509А (HWK 109-509A)) и X. Зборовского (H. Zborowski), ЖРД зенитной управляемой ракеты «Вассерфаль» (Wasserfall) и баллистической ракеты Фау-2 (V-2). До 2-й половины 40-х гг. самыми крупными советскими ЖРД были Д-1-А-1100 и РД-1, разработанные Реактивным научно-исследовательским институтом. Первыми серийными советскими ЖРД стали двигатели РД-1 и РД-1ХЗ, созданные к концу войны в ГДЛ–ОКБ. Там же в 1947-53 гг. были разработаны первые в СССР мощные ЖРД: РД-100, РД-101, РД-103. В этот же период в США изготовлялся ЖРД с тягой

350 кН для баллистической ракеты «Редстоун» (Redstone).

Схема ЖРД с вытеснительной подачей двухкомпонентного топлива в составе двигательной установки:
1 – камера ЖРД;
2 – бак жидкого окислителя;
3 – бак жидкого горючего;
4 – баллон жидкого окислителя;
5 – газогенератор наддува;
6 – баллон сжатого газа;
7 – баллон жидкого горючего

Дальнейшее развитие ЖРД и современное их состояние определила начатая в середине 50-х гг. в СССР и США разработка МБР и РН. Для их реализации потребовалось создать мощные, экономичные и компактные ЖРД. Первыми среди них были РД-107 и РД-108, с появлением которых тяга ЖРД увеличилась вдвое, тяга ДУ – в 10 раз. Удельный импульс ЖРД возрос почти на 30%, удельная масса снизилась более чем в 1,5 раза. Эти результаты стали возможны благодаря разработке принципиально новой конструкции ЖРД, позволившей перейти с топлива кислород — этиловый спирт на кислородно-керосиновое при одновременном увеличении давления в камере сгорания в 2–2,5 раза.

С начала 60-х гг. на ракеты-носители (РН) начали также применяться ЖРД, работающие на высококипящих топливах. Первым из них был РД-214. Большое значение для развития космонавтики имело создание в середине 60-х гг. кислородно-водородных ЖРД (предназначены для верхних ступеней РН), которые по удельному импульсу превосходят кислородно-керосиновые на 30%. Т.к. кислородно-водородное топливо по сравнению с кислородно-керосиновым требует при той же массе втрое большего объёма для своего размещения, а баки водорода приходится снабжать теплоизоляцией, то число Циолковского получается для кислородно-водородного топлива на 40% большим. Этот недостаток с избытком компенсируется высокой экономичностью кислородно-водородных ЖРД. При равной стартовой массе РН они способны вывести на околоземную орбиту втрое больший полезный груз, чем кислородно-керосиновые ЖРД.

Осваивая всё более эффективные топлива, конструкторы ЖРД стремились одновременно к тому, чтобы преобразовать химическую энергию топлив в кинетическую энергию реактивной струи с возможно большим КПД. С этой целью была разработана схема ЖРД с дожиганием генераторного газа в камере. Для реализации этой схемы потребовалось создать камеры, работающие в условиях высоких механических и тепловых нагрузок, а также компактные агрегаты питания большой мощности. ЖРД с дожиганием с середины 60-х гг. широко применяются на РН, в частности используются на всех ступенях РН «Протон».

Схема ЖРД на однокомпонентном топливе в составе двигательной установки:
1 – камера ЖРД;
2 – гранулированный катализатор разложения топлива;
3 – пуско-отсечной клапан;
4 – фильтр;
5 – топливный бак;
6 — жидкое однокомпонентное топливо;
7 – сжатый газ (азот);
8 – эластичная разделительная диафрагма

Наряду с мощными космическими ЖРД созданы многочисленные ЖРД средней и малой тяги. Безотказная работа двигателей космических аппаратов (КА) обеспечивается в большой степени использованием высококипящих однокомпонентных и самовоспламеняющихся ракетных топлив, хранение которых на борту КА не вызывает трудностей. ДУ с ЖРД на однокомпонентном топливе проще по устройству, но имеют существенно меньший удельный импульс. К середине 60-х гг. во вспомогательных ЖРД получила наибольшее применение перекись водорода, которая затем начала вытесняться гидразином и двухкомпонентными топливами. Использование гидразина позволило повысить удельный импульс ЖРД на однокомпонентном топливе примерно на 40%.

Большинство советских космических ЖРД создано в ГДЛ-ОКБ В. П. Глушко, ОКБ А. М. Исаева и ОКБ С. А. Косберга. Двигатели РД-107, РД-108, РД-214, РД-216, РД-253 и другие конструкции ГДЛ-ОКБ обеспечили старт всех советских РН; на вторых ступенях ряда РН также установлены ЖРД конструкции ГДЛ-ОКБ: РД-119, РД-219 и др. Двигатели ОКБ Косберга установлены на верхних ступенях РН «Восток», «Восход» («Союз») и «Протон». Двигатели ОКБ Исаева используются в основном на искусственных спутниках Земли (ИСЗ), межпланетных КА и космических кораблях (КК) (КРД-61, КДУ-414, ТДУ-1, КТДУ-5А и др.).

Схема первой ракеты с ЖРД (запущена Р. Годдардом 16 марта 1926):
1 – шланг наземного баллона;
2 – обратный клапан;
3 – бак с бензином (горючее);
4 – пробковый поплавковый клапан;
5 – бак с жидким кислородом (окислитель);
6 – защитный экран;
7 – предохранительный клапан;
8 – магистрали подачи;
9 – камера ЖРД;
10 – игольчатые клапаны;
11 – пирозапал

Космические ЖРД разнообразны по устройству и характеристикам. Наибольшее различие существует между мощными ЖРД, обеспечивающими разгон РН, и ЖРД реактивных систем управления КА. Первые работают на двухкомпонентном топливе. Тяга этих ЖРД достигает 8 МН (при суммарной тяге ДУ до 40 МН), размеры — несколько метров, а масса — несколько тонн. Они рассчитаны обычно на однократное включение (кроме некоторых ЖРД верхних ступеней РН) и работу в течение 2-10 мин при изменении параметров в узких пределах. К этим ЖРД предъявляется требование обеспечивать высокий удельный импульс при малых габаритах и массе. Поэтому в них применяется насосная подача топлива в камеру (исключение составляют ЖРД «Вексен» и «Валуа»). С этой целью в ЖРД предусматривается турбонасосный агрегат (ТНА) и газогенератор (ГГ). ТНА содержит высоконапорные топливные насосы (обычно осецентробежные) и приводящую их в действие турбину, которая вращается газом, получаемым в ГГ. В ЖРД без дожигания отработанный в турбине генераторный газ сбрасывается в выхлопной патрубок, рулевое сопло или сопло камеры. В ЖРД с дожиганием этот газ поступает в камеру для дожигания с остальной частью топлива.

В ЖРД без дожигания через ГГ может расходоваться 2-3% всего топлива, и целесообразный предел давления в камере сгорания ограничен значением

10 МПа, что связано с потерями удельного импульса на привод ТНА: для ЖРД в целом этот параметр ниже, чем для камеры, т.к. дополнительная тяга, создаваемая истечением отработанного генераторного газа, невелика. Причиной тому являются малые значения давления и температуры этого газа. Для ЖРД РД-216 они составляют, например, 0,12 МПа и 870 К соответственно; при этом потери удельного импульса достигают 1,5% (свыше 40 м/с). С повышением давления в камере сгорания наблюдается увеличение её удельного импульса, но для этого приходится увеличивать расход генераторного газа (для обеспечения потребной мощности топливных насосов). С некоторого момента всё возрастающие потери удельного импульса на привод ТНА уравновешивают, а затем превышают прирост удельного импульса камеры. В ЖРД с дожиганием через ГГ расходуется значит, часть всего топлива (20-80%), однако привод ТНА осуществляется без ухудшения экономичности ЖРД (значения удельного импульса камеры и ЖРД совпадают). В камерах сгорания этих ЖРД удаётся реализовать давление 15-25 МПа (давление в ГГ приблизительно вдвое больше). Для мощных ЖРД с насосной подачей топлива удельный импульс достигает 3430 м/с при использовании кислородно-керосинового топлива и 4500 м/с при использовании кислородно-водородного; удельная масса ЖРД может составлять всего 0,75-0,85 г/Н.

Зависимость удельного импульса I_у ЖРД от давления рк в камере сгорания:
1 – ЖРД с дожиганием;
2 – ЖРД без дожигания;
а — потери на привод турбонасосного агрегата (сплошные участки кривых соответствуют используемым давлениям)

Кроме камеры, ТНА и ГГ, мощные ЖРД содержат топливные трубопроводы с сильфонными шлангами и компенсаторами угловых и линейных перемещений, облегчающими сборку и установку ЖРД, а также обеспечивающими разгрузку от термических напряжений и позволяющими производить отклонение камеры с целью управления движением РН; трубопроводы генераторного газа и дренажа топлива; устройства и системы запуска ракетного двигателя; агрегаты автоматики с электроприводами, пневмо-, пиро- и гидросистемами и устройствами для управления работой ЖРД (в т.ч. для его дросселирования); агрегаты системы аварийной защиты; датчики системы телеметрических измерений; электрические кабельные стволы для подачи сигналов на агрегаты автоматики и приёма сигналов от телеметрических датчиков; теплоизоляционные чехлы и экраны, обеспечивающие надлежащую температуру в двигательном отсеке и исключающие перегрев либо переохлаждение отдельных элементов; элементы системы наддува баков (теплообменники, смесители и т. п.); шарнирный подвес или раму для крепления ЖРД к РН (рама, воспринимающая тягу, является одновременно элементом, на котором собирается двигатель); нередко — рулевые камеры и сопла с системами, обеспечивающими их работу; элементы общей сборки (кронштейны, крепёжные детали, уплотнения). По устройству различают блочные жидкостные ракетные двигатели, одно- и многокамерные (с питанием нескольких камер от одного ТНА).

ЖРД реактивных систем управления относятся к двигателям малой тяги, их масса обычно не достигает 10 кг, а высота 0,5 м; масса многих ЖРД не превышает 0,5 кг, и они умещаются на ладони. Характерной особенностью указанных ЖРД является работа в импульсном режиме (за несколько лет функционирования КА суммарное число включений ЖРД может достичь нескольких сотен тысяч, а наработка нескольких часов). Эти ЖРД представляют собой одностенные камеры, снабжённые пуско-отсечными топливными клапанами, и рассчитаны на вытеснительную подачу высококипящего топлива (двухкомпонентного самовоспламеняющегося или однокомпонентного). Давление в камерах сгорания указанных ЖРД, определяемое главным образом давлением наддува баков ДУ и гидравлическим сопротивлением питающих магистралей, находится в диапазоне 0,7-2,3 МПа. В том случае, когда газ для наддува топливных баков размещён в самих баках, его давление по мере расходования топлива снижается, что приводит к ухудшению характеристик ЖРД. Сравнительно высокий удельный импульс ЖРД (до 3050 м/с для двухкомпонентного топлива и до 2350 м/с для гидразина) достигается за счёт относительно больших размеров реактивного сопла, что обеспечивает расширение продуктов сгорания до очень малого давления. Несмотря на небольшую абсолютную массу ЖРД реактивных систем управления, их удельная масса велика (при уменьшении тяги от 500 до 1 Н возрастает приблизительно с 5 до 150 г/Н).

Относительные размеры ЖРД с равными значениями тяги и удельного импульса, но различными значениями давления в камере сгорания р_к:
а — турбонасосный агрегат;
б — камера

ЖРД космических аппаратов занимают по своим характеристикам промежуточное положение между мощными ЖРД ракет-носителей и ЖРД реактивных систем управления. Их тяга охватывает диапазон от сотен Н до десятков кН и может быть как нерегулируемой, так и регулируемой; они могут непрерывно работать десятые доли секунд и несколько тысяч секунд при числе включений от 1 до нескольких десятков. В указанных ЖРД применяются те же типы топлив, что и в ЖРД реактивных систем управления (однокомпонентное топливо используется только в ЖРД малой тяги).

В планах дальнейшего освоения космоса ЖРД отводится большая роль. Мощные ЖРД, рассчитанные на экономичное использование эффективных топлив, по-прежнему находятся в центре внимания. К 1981 году создан кислородно-водородный ЖРД с тягой свыше 2 МН, предназначенный для разгона ЛА от старта до вывода на околоземную орбиту. Благодаря достижениям в области криогенной техники и теплоизоляционных материалов становится целесообразным создание ЖРД на низкокипящих топливах, развивающих высокий удельный импульс, для использования в КА, функционирующих в космосе. Прогресс в разработке ЖРД с тягой до нескольких десятков кН, работающих на топливах, содержащих фтор и его производные (см., например, РД-301), делает реальным применение фторных ЖРД в разгонных блоках РН и в автоматических КА, которые будут совершать полёты к планетам. При стендовых испытаниях в 1977 году экспериментального кислородно-водородного ЖРД (тяга 0,1 МН), разрабатываемого для этих целей, достигнут удельный импульс 4690 м/с. Проводятся экспериментальные исследования различных проблем создания ЖРД на металлсодержащем топливе.

Наряду с освоением для ЖРД новых топлив ведутся поиски технических принципов, обеспечивающих дальнейшее увеличение КПД и уменьшение габаритов и массы ЖРД. Улучшение параметров, достигаемое путём увеличения давления в камере, с ростом давления становится всё менее ощутимым, а трудности создания ЖРД всё более возрастают. Увеличение указанного параметра свыше 25-30 МПа является малоэффективным и трудно реализуемым. Проявляется интерес к ЖРД, снабжённым соплами с центральным телом. С целью снижения стоимости запуска полезных грузов разработаны ЖРД (для КА многократного использования), рассчитанные на несколько десятков полётов и ресурс в несколько часов при малом объёме межполётных регламентных работ.

Жидкостный ракетный двигатель по схеме с дожиганием генераторного газа

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), в частности к многокамерным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, включающий камеры (не менее двух) с трактами регенеративного охлаждения и смесительные головки; турбонасосную систему питания (ТНА) газогенераторов и камер двигателя; систему управления и регулирования, имеющую пускоотсечные клапаны, регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, согласно изобретению турбонасосная система питания двигателя содержит два турбонасосных агрегата, питаемых двумя автономными окислительными газогенераторами, при этом первый и второй ТНА имеют одинаковую мощность и включают соосно установленные и последовательно расположенные на одном валу насос горючего, насос окислителя и газовую турбину, причем насос горючего второго ТНА выполнен двухступенчатым, кроме того, выходы из насосов горючего и окислителя первого ТНА соединены трубопроводами со входами насосов горючего и окислителя второго ТНА, насос окислителя второго ТНА соединен со смесительными головками указанных газогенераторов через трубопроводы, в которых установлены пускоотсечные клапаны, а выход из первой ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками камер двигателя через дроссель соотношения компонентов топлива, пускоотсечные клапаны, трубопроводы и тракты регенеративного охлаждения камер, а выход из второй ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками газогенераторов через трубопровод и регулятор тяги. Изобретение обеспечивает снижение динамических нагрузок на ТНА с одновременным увеличением тяги. 1 ил.

Данное изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), в частности к многокамерным двигателям, выполненным по схеме с дожиганием окислительного (восстановительного) газа.

Предшествующий уровень техники

Одним из направлений развития ракетно-космической техники является создание более мощных транспортных ракетно-космических комплексов, способных выводить на околоземную орбиту большие массы полезных грузов.

В связи с этим перспективным является использование самого мощного ЖРД РД171М, разработки ОАО «НПО Энергомаш». Двигатели этой серии успешно эксплуатируются в составе ракеты-носителя «Зенит».

По своим характеристикам и параметрам РД171М находится на предельно высоком уровне, превзойти который, используя известные схемы, конструктивные решения и виды топлив, применяемых в ЖРД, не представляется возможным.

Форсирование этого двигателя (увеличение тяги за счет повышения давления в камере сгорания) приведет к повышению энергетических характеристик ТНА и значительному росту динамических нагрузок на двигатель.

Кроме того, дальнейшее повышение давления в камере этих двигателей ограничивается жаропрочностью ротора турбины, а также большой высотой лопаток турбины, что приводит к образованию в них трещин.

Задачей изобретения является снижение динамических нагрузок на ТНА и двигатель в целом, с одновременным увеличением энергетических характеристик двигателя.

Эта задача решена за счет того, что в жидкостном ракетном двигателе по схеме с дожиганием генераторного газа, включающем камеры (не менее двух) с трактами регенеративного охлаждения и смесительными головками, турбонасосную систему питания газогенератора и камер двигателя, систему управления и регулирования, включающую пускоотсечные клапаны, регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, причем турбонасосная система питания двигателя содержит два турбонасосных агрегата, питаемых двумя автономными окислительными газогенераторами, при этом первый и второй ТНА имеют одинаковые мощности и включают соосно установленные и последовательно расположенные на одном валу насос горючего, насос окислителя и газовую турбину, причем насос горючего второго ТНА выполнен двухступенчатым; кроме того, выходы из насосов горючего и окислителя первого ТНА соединены трубопроводами со входами насосов горючего и окислителя второго ТНА, насос окислителя второго ТНА соединен со смесительными головками указанных газогенераторов через трубопроводы, в которых установлены пускоотсечные клапаны, а выход из первой ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками камер двигателя через дроссель соотношения компонентов топлива, пускоотсечные клапаны, трубопроводы и тракты регенеративного охлаждения камер, а выход из второй ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками газогенераторов через трубопровод и регулятор тяги.

Технический результат заключается в повышении энергетических характеристик двигателя (тяги) и одновременным уменьшением динамических нагрузок на двигатель за счет применения двух ТНА равной мощности со сниженными уровнями динамических нагрузок.

Краткое описание чертежей

На рисунке приведена упрощенная пневмогидравлическая схема многокамерного ЖРД с дожиганием генераторного газа с избытком окислителя в камерах двигателя.

ЖРД на рисунке содержит: камеры 1 и 1′ с трактами регенеративного охлаждения 2 и 2′, смесительные головки 3 и 3′; два турбонасосных агрегата (ТНА) 4 и 5, обеспечивающие подачу жидкого топлива (жидкого кислорода и керосина); два окислительных газогенератора 6 и 7. Первый ТНА 4 включает в себя соосно установленные и последовательно расположенные на валу шнекоцентробежный насос горючего 8, шнекоцентробежный насос окислителя 9 и газовую осевую турбину 10. Второй ТНА 5 включает в себя соосно установленные и последовательно расположенные на одном валу центробежный насос окислителя 11, центробежный двухступенчатый насос горючего (первая ступень 12, вторая ступень 13) и газовую осевую турбину 14. Выход из насоса горючего 8 первого ТНА соединен трубопроводом 15 с входом насоса горючего первой ступени 12 второго ТНА, а выход из насоса окислителя 9 первого ТНА соединен трубопроводом 16 со входом насоса окислителя 11 второго ТНА. Коллекторами турбин 17 и 18 турбины 10 и 14 соединены через газовод 21 с двумя окислительными газогенераторами 6 и 7, а газоводами 19 и 20 с форсуночными головками 3 и 3′ камер двигателя. Газоводы 19 и 20 объединены газовой магистралью 22. Выход из первой ступени 12 насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками 3 и 3′ камер двигателя через последовательно соединенные дроссель соотношения компонентов топлива 23, трубопровод 24, пускоотсечной клапан 25, трубопроводы 26 и 27 и тракты регенеративного охлаждения 2 и 2'. Выход из второй ступени 13 насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками окислительных газогенераторов 6 и 7 через трубопровод 28, регулятор тяги 29, разветвленный трубопровод 30 и пускоотсечные клапаны 31 и 32. Выход из насоса окислителя 11 второго ТНА соединен со смесительными головками окислительных газогенераторов через раздвоенный трубопровод 33 и пускоотсечные клапаны 34 и 35.

В схеме двигателя применен бустерный преднасос 36, выход из которого через трубопровод 37 соединен со входом насоса окислителя 9 первого ТНА, и бустерный преднасос горючего 38, выход которого через трубопровод 39 соединен со входом насоса горючего 8 первого ТНА.

Бустерный преднасос окислителя 36 приводится во вращение газовой турбиной 40, рабочим телом которой является окислительный газ, отбираемый по трубопроводу 41 из газоводов 19 или 20. Бустерный преднасос горючего 38 приводится во вращение гидравлической турбиной 42, рабочим телом которой является горючее, отбираемое с выхода насоса горючего 8 первого ТНА и подаваемое через трубопровод 43.

Замена в двигателе одного мощного ТНА на два одинаковых по мощности ТНА, питаемые двумя автономными окислительными газогенераторами при последовательном и соответствующем соединении насосов горючего и окислителя обоих ТНА, позволяет увеличить суммарные напоры насосов двух ТНА при меньших значениях динамических нагрузок. Такое решение позволило повысить энергетические характеристики двигателя - увеличить давление в камере двигателя и его тягу, а также обеспечить надежную работу при его многократном применении.

Горючее поступает в бустерный насос 38, из которого по трубопроводу 39 подается в насос 8 первого ТНА, а затем по трубопроводу 15 подается на вход первой ступени насоса 12 второго ТНА. После этого основная часть горючего через дроссель соотношения компонентов топлива 23 подается по трубопроводу 24, через пускоотсечной клапан 25 и трубопроводы 26 и 27 в тракты регенеративного охлаждения камер 2 и 2′, после чего поступает в смесительные головки 3 и 3′. Оставшаяся часть горючего, пройдя вторую ступень 13 насоса горючего второго ТНА, подается в смесительные головки газогенераторов 6 и 7 через последовательно соединенные трубопровод 28, регулятор тяги 29, разветвленный трубопровод 30 и пускоотсечные клапаны 31 и 32.

Окислитель (сжиженный кислород) поступает в бустерный преднасос 36, из которого по трубопроводу 37 подается в насос 9 первого ТНА, а из него по трубопроводу 16 поступает в насос 11 второго ТНА, затем по разветвленному трубопроводу 33 и через пускоотсечные клапаны 34 и 35 подается в смесительные головки двух газогенераторов 6 и 7. От сгорания жидких топливных компонентов в окислительных газогенераторах 6 и 7 образуется генераторный газ с избытком окислителя, который поступает к турбинам 10 и 14, которые приводят во вращение насосы двух ТНА. Отработанные на турбине газы поступают в газоводы 19 и 20, а из них в смесительные головки 3 и 3′ камер двигателя. В их рабочем пространстве отработанные газы дожигаются с керосином. Высокотемпературные продукты сгорания расширяются в реактивном сопле, создавая тягу.

Для предложенной схемы двигателя в целях сравнения проведена энергетическая увязка параметров для двигателя РД171М и заявляемого двигателя при увеличении тяги на 25% по сравнению с аналогом. Расчеты показали, что применение двух ТНА, топливные насосы которых последовательно соединены между собой, позволяет увеличить тягу двигателя на 25% при снижении мощности каждого ТНА на 35-40%.

Наиболее целесообразной областью применения для предлагаемого изобретения является ЖРД с тягой от 200 до 1000 тс и выше, где достигается наибольший (в количественном выражении) технический результат. Это изобретение позволит модернизировать отечественный ЖРД РД171М, повысив его тягу до 1000 тс и более.

Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) по схеме с дожиганием генераторного газа, включающий камеры (не менее двух) с трактами регенеративного охлаждения и смесительные головки; турбонасосную систему питания (ТНА) газогенераторов и камер двигателя; систему управления и регулирования, имеющую пускоотсечные клапаны, регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, отличающийся тем, что турбонасосная система питания двигателя содержит два турбонасосных агрегата, питаемых двумя автономными окислительными газогенераторами, при этом первый и второй ТНА имеют одинаковую мощность и включают соосно установленные и последовательно расположенные на одном валу насос горючего, насос окислителя и газовую турбину, причем насос горючего второго ТНА выполнен двухступенчатым, кроме того, выходы из насосов горючего и окислителя первого ТНА соединены трубопроводами со входами насосов горючего и окислителя второго ТНА, насос окислителя второго ТНА соединен со смесительными головками указанных газогенераторов через трубопроводы, в которых установлены пускоотсечные клапаны, а выход из первой ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками камер двигателя через дроссель соотношения компонентов топлива, пускоотсечные клапаны, трубопроводы и тракты регенеративного охлаждения камер, а выход из второй ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками газогенераторов через трубопровод и регулятор тяги.

Лунные ракеты - продолжение 1

В этой части поговорим про двигатели первой ступени для этих трех ракет. В основном справочно, что бы собрать вмести интересующую информацию и сопоставить ее между собой.

Никаких доказательств или опровержений в этой части не планируется, или, вернее, не получилось. Почему? Об этом в конце статьи. Кому не интересно "читать много букв" можете сразу пролистать вниз и прочитать ответ. Или вообще не читать.

Двигатели первой ступени вышеназванных РН.

НК-15 был разработан в 1962-72 годах для первой ступени РН Н1 (30 двигателей) на базе ЖРД НК-9. Дата первого испытания - ноябрь 1963 года. Дата госиспытаний - октябрь 1967 года. Первый запуск в составе РН выполнен в 1969 году, последний 1972 году.

Компоненты топлива - жидкий кислород и керосин. (Напомню читающим и обсуждающим, что "топливом" часто называют и собственно топливо и окислитель - такое считается корректным во многих случаях).

Rп=157400 кгс (1544 кН) Тяга в пустоте (в вакууме).

Rз=? Тяга у земли.

Iп=318 с Удельный импульс в пустоте.

Iз=297 с Удельный импульс у земли.

Количество камер - 1

Pк=7,85 МПа Давление в камере сгорания

Кm=2,52 Соотношение компонентов окислитель/топливо

Мдв.=1247 кг Масса двигателя

Степень расширения сопла - ?

Этот двигатель был разработан на базе НК-9. К особенностям этого двигателя стоит отнести замкнутую схему с дожиганием генераторного газа в камере сгорания и "кислый" ТНА.

Первоначально F-1 был разработан Rocketdyne в соответствии с запросом ВВС США от 1955 года о возможности создания очень большого ракетного двигателя. Американские ВВС впоследствии остановили дальнейшую разработку F-1 из-за отсутствия применений для такого крупного двигателя. Однако НАСА, созданное в этот период времени, оценило пользу, которую может принести двигатель такой мощности, и заключила с «Рокетдайн» договор на завершение его разработки. Испытания частей F-1 были начаты в 1957 году. Первое огневое испытание полностью собранного опытного F-1 было совершено в марте 1959 года (из вики).

Компоненты топлива - жидкий кислород и керосин.

Rп=790 тс (7,77 МН)

Rз=690 тс (6,77 МН)

Количество камер - 1

Pк=7 МПа (69,1 атм)

Мдв.=8353 кг (9115 кг полная)

Степень расширения сопла - 16

По некоторой информации этот двигатель в качестве прототипа имел двигатель H-1 меньших размеров и тяги. К особенностям F-1 стоит отнести открытую схему без дожигания генераторного газа и восстановительный газогенератор.

РД-170 (11Д520)

Был разработан в 1976-1987 году для РН "Энергия". Хотя, по другим источникам, первоначально разрабатывался для РН, ставшим в последующем "Зенитом", и первая ступень "Энергии" это и есть четыре немного видоизмененных "Зенита".

Компоненты топлива - жидкий кислород и керосин.

Rп=806000кгс (7903 кН)

Rз=740000 кгс (7257 кН)

Количество камер - 4

Мдв.=9750 кг (10230 кг полная)

Степень расширения сопла - 36,87

Замкнутая схема, с дожиганием, "кислый" газогенератор.

Что бы дальше что то обсуждать нужно сделать небольшой ликбез - про тягу, импульс, удельный импульс, что и откуда берется, чем достигается. Уровень подготовки у всех разный - но тут есть некий парадокс. Узкий специалист, знающий очень хорошо свою тему, зачастую ничего не понимает (от слова совсем) в смежных с ним вопросам.

Начнем для начала с импульса. Импульс тела это масса тела, помноженная на скорость.

При взаимодействии двух тел (в Ньютоновской механике) импульсы этих взаимодействующих сил всегда равны. В общей системе отсчета.

Все ракетное (реактивное) движение на этом и зиждется - отбрасывая какую то массу с какой то скоростью мы то же какую то скорость приобретаем. В качестве примера - пушка, ружье, винтовка.

Но уже здесь возникают нюансы. Если взять для примера винтовку (или пушку) то импульс "рабочего тела" - пули или снаряда, подразумевает высокую скорость при небольшой или малой массе.

Импульс тела не изменится, если мы уменьшим массу, пропорционально увеличив скорость. И тут появляется понятие "кинетическая энергия". Описываемая формулой как масса, помноженная на квадрат скорости и деленная на два.

Вес - примерно 3 кг. Пуля - вес 9 г. Скорость пули - 800 м/с (кому интересно. могут уточнять детали, но здесь важен принцип).

m1v1=m2m2 0,009*800=3*Х Отсюда Х=2,4 м/с - отдача, ее скорость. Пуля вперед со скоростью 800 м/с. винтовка назад со скоростью 2,4 м/с. Импульсы сохраняются.

Пуля при этом приобретает энергию 0.009*800**2/2=2880 Дж.

Винтовка 3*2,4**2/2=8,6 Дж.

То есть, используя принцип равенства импульса, вся (почти) энергия ушла в пулю, и только совсем немного (меньше 1 %) обратно. Потому пуля там, у цели, творит страшные дела, а стреляющий жив и здоров. Может только синяки на плече. Отсюда и проблема бронежилетов - им нужно принять всю энергию на себя - а это очень сложно.

Здесь же сразу появляется эффект "КПД устройства".

Если наша цель - энергия пули - то все хорошо.

Если наоборот - то все грустно. Паровоз с его 5% - просто мечта.

Тут мы плавно подходим к понятию "пропульсивные комплексы" - системы, которые создают тягу, отбрасывая назад какую то массу. Изначально это понятие родилось в судостроении, но затем так же было применено в авиации - ДВС и воздушный винт, а затем и ТРД.

Начнем с колеса, хоть это и не совсем верно.

Автомобиль или поезд, двигаясь вперед, отбрасывает назад всю Землю. Земля очень большая, автомобиль маленький, потому практически вся энергия двигателя передается движущемуся автомобилю. КПД движителя приближается к 100 процентам.

Отбрасывает большую массу воздуха с относительно небольшой скоростью. КПД движителя 80-90%.

Из за этого КПД и следующей из этого экономичности по топливу воздушные винты применяются достаточно широко. У турбореактивных двигателей есть много преимуществ перед турбовинтовыми, но полностью вытеснить их не могут.

Турбореактивный двигатель с большой степенью двухконтурности.

Пытается приблизится по диаметру и массе отбрасываемого воздуха к турбовинтовым. Но здесь ряд ограничений и КПД его всегда ниже, чем у турбовинтового.

На скоростях больше скорости звука есть свои ограничения - скорость отбрасываемого воздуха должна в любом случае быть больше скорости полета - и здесь большая степень двухконтурности пасует.

Разумеется, КПД снижается - все большая часть энергии уходит в возмущенный воздух, все меньше - непосредственно в движение.

Есть еще прямоточные воздушно реактивные двигатели, но все они тем не менее пользуются внешним рабочим телом. Если есть внешнее рабочее тело, то его всегда выгодно отбрасывать как можно большей массы, с как можно меньшей скоростью - но всегда немного выше, чем скорость полета.

Ракета все свое везет с собой - и источник энергии и рабочее тело. В некоторых случаях это один компонент - например, твердое топливо в твердотопливных ускорителях или перекись водорода в простейших жидкотопливных.

Чаще это два компонента - топливо и окислитель. Иногда три - есть дополнительный компонент для работы ТНА.

Вернемся к импульсу. Рабочее тело, истекая из двигателя с некой скоростью, приобретает импульс, и в силу равенства импульсов ракета приобретает такой же импульс.
Мы тратим на это какое то количество рабочего тела. Если мы отнесем полученный импульс к количеству потраченного рабочего тела, то это даст нам так называемый удельный импульс. Определяющим и главным является скорость, с которой отбрасывается рабочее тело. Потому часто удельный импульс прямо указывают в скорости истечения продуктов сгорания. Но эта скорость неравномерна по сечению среза сопла, кроме того, при открытой схеме часть топлива, затраченная для привода ТНА, не используется достаточно эффективно в создании тяги. Потому указывают не физическую скорость истечения, а эквивалентную или эффективную скорость.

Для РД-170 это 3308 м/с в пустоте и 3036 м/с на уровне моря.

Но гораздо чаще удельный импульс указывают в секундах. Раскрывается это, упрощенно, так - используя 1 кг топлива двигатель развивает тягу в 1 кг в течении некоторого времени. Вот это время в секундах и указывают в качестве удельного импульса, хотя это не всегда корректно. Не корректность проявляется в применимости понятия удельного импульса к воздушно-реактивным двигателям. Там практически неограниченное количество рабочего тела, и можно получать высокий импульс за счет большой массы, а не скорости.

К сожалению, скорость истечения вместе с секундами указывается достаточно редко, гораздо чаще только секунды импульса.

На что влияет удельный импульс?

Вспомним формулу Циолковского . В привязки к первой ступени. Скорость, которую приобретает летательный аппарат, движущийся под действием силы тяги ракетного двигателя, неизменной по направлению, при отсутствии других сил. Так называемая характеристическая скорость.

I- удельный импульс

М1- начальная масса летательного аппарата с топливом

М2 - конечная масса летательного аппарата, без топлива.

В М2 входит полезная нагрузка для первой ступени (включая последующие ступени), и масса пустой первой ступени (баки, силовые элементы, управление. двигатели и прочее).

Для того, что бы получить максимальную характеристическую скорость, полученную первой ступенью, удельный импульс должен быть как можно выше, топливо как можно больше, а масса пустой первой ступени - как можно ниже. В том числе и масса двигателей.

Причем влияние удельного импульса важнее, нежели соотношение масс, так как они стоят под логарифмом.

Рассматривая двигатели первой ступени, необходимо сравнивать, в простейшем случае, три параметра:

тяга двигателя, и

Причем, тяга двигателя важна, в первую очередь, у поверхности земли - в момент старта.

Стоит рассмотреть, как в двигателе создается тяга. Многие физические процессы, протекающие как в природе, так и внутри неких агрегатов, можно рассматривать, используя различную понятийную базу. Например, для реактивных двигателей это может быть Ньютоновская механика, может быть газодинамика, а может быть работа/энергия/мощность. А может быть и различная комбинация вышеперечисленного.

Начнем с Ньютоновской механики . Отбрасывая какую то массу m1 с какой то скоростью V1, мы эту массу разгоняем, от нулевой до полной скорости.

То есть отбрасываемая масса испытывает ускорение. Для этого к массе прикладывается сила:

Действие равно противодействию, потому ответная реакция такая же по величине, но противоположенная по направлению:

Это и есть тяга.

Теперь газодинамика. Схема двигателя:

В камеру сгорания подается топливо (топливо и окислитель) под давлением, там оно сгорает, увеличивая объем, далее истекает из сопло. Кстати, на схеме не совсем верно указано сопло - оно имеет две части - сужающуюся дозвуковую, и расширяющуюся сверхзвуковую. Соединяются в так называемом критическом сечении. Давление в камере сгорания распределено примерно равномерно. Давление на боковые стенки уравновешивается, а на торцевые - нет.

То есть тягу создает (в основном) верхняя (на схеме) часть камеры сгорания, поскольку к нему приложена сила, не уравновешенная на критическом сечении сопла.

F = pк∙ Sкr ∙ Ks

произведение давления в камере на площадь критического сечения и на коэффициент тяги сопла.

Одну и ту же тягу можно создать, используя низкое давление и большую площадь критического сечения, а можно, наоборот - высокое давление и малую площадь критического сечения.

Второй вариант имеет преимущество по возможности получения большего удельного импульса (большей скорости истечения). Это понятно даже неподготовленному человеку - из камеры с более высоким давлением газ будет истекать с большей скоростью. нежели из камеры с низким давлением.

Но помимо плюсов есть и много минусов - более высокое давление в КС требует большей прочности, более высокое давление в КС требует большего давления ТНА, а это его сложность, вес и многое другое, более высокое давление в КС требует, в общем случае, более высоких температур, а это большие тепловые нагрузки на систему охлаждения и более стойкие материалы и т.д.

Коэффициент тяги сопла - самый сложный для понимания параметр. Так как реальные газы имеют вязкость, то проходя через критическое сечение они испытывают направленную навстречу их скорости силу сопротивления - вязкого трения, сопротивления формы и прочее. Чем больше скорость газов в критическом сечении, тем больше сила сопротивления, причем, эта сила имеет квадратичную или близкую к ней зависимость от скорости. Эта сила снижает силу тяги двигателя. Это сопротивление/противодавление нужно уменьшить, или полезно его использовать. Реализуется в расширяющейся сверхзвуковой части сопла. В вакууме это расширение может быть очень значительное - здесь едва ли не рекордсмен двигатель Аполлона:

На уровне моря чрезмерное расширение сопла ограничивается противодавлением атмосферы - полное давление на срезе сопла (которое складывается из динамического и статического давления) должно быть больше атмосферного, причем в определенной зависимости.

Немного сравним F-1 и РД-170

Отношение тяги у земли к сухой массе двигателя

Разница - 8%, в пользу более легкого F-1

Отношение тяги у земли к массе двигателя залитого

Разница - 4,5 % в пользу более легкого F-1

Разница удельных импульсов у земли 14% в пользу РД-170

Отношение тяги в пустоте к массе залитого двигателя

Разница -9% в пользу более легкого F-1

Разница удельных импульсов в пустоте 9,8% в пользу РД-170

Как и на что тратится тяга двигателей первой ступени, или характеристическая скорость первой ступени?

Если бы Земля была безатмосферным телом, а ракета разгонялась параллельно поверхности Земли, опираясь на эту поверхность без трения

то не очень важно, какая была бы тяга - важен только удельный импульс и соотношение масс. Ракета приобрела бы скорость, равную характеристической. И если бы эта скорость достигла первой космической у поверхности Земли, то ракета оторвалась бы от поверхности и продолжила бы полет в непосредственной близости Земли.

Если мы при этом будем пытаться увеличивать окружную скорость, продолжая воздействовать тягой, то ракета будет набирать высоту, не увеличивая, а уменьшая скорость. Картина очень похожа на перевод спутника с низкой круговой орбиты на более высокую, используя разгонный блок.

Суммарная энергия спутника находящегося на орбите, складывается из кинетической энергии m*V**2/2 и потенциальной m*g*h, и эта сумма определяет гравитационный потенциал спутника относительно Земли