Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель НМ60

Московский Государственный Технический Университет им. Н.Э. Баумана Реферат по КСМУ на тему Кислородно-водородный ЖРД НМ60 Преподаватель Медведев В.Е. Студент Мельников Сергей Группа М1-52 1999 г. Исследования, проводимые в Европе в области ракет-носителей, показывают необходимость разработки кислородно-водородного двигателя большой тяги для эксплуатации в 90-годы. Для выявления потенциальных технических проблем, начиная с 1978 года проводились предварительные исследования кислородно-водородного ЖРД с тягой 500 кН. В 1980 году было принято решение о разработке семейства РН Ариан-5 рис.1, на которой предполагается использование разгонных блоков первой ступени РН Ариан-4 и нового кислородно-водородного блока Н60 рис.2 на второй ступени. На рис.1 под каждой модификацией РН указана ее грузоподъемность кг и соответствующая орбита LEO низкая околоземная GTO переходная к стационарной.

Предварительные исследования по двигателю блока были начаты в 1981 году. Разработку планировалось начать в 1984 году, а закончить в 1991 году с тем, чтобы первый пуск Ариан-5 осуществить в 1993-1994 году. Ниже рассматриваются основные результаты предварительных исследований по созданию ЖРД НМ60. ЖРД должен удовлетворять следующим основным требованиям а удельный импульс в вакууме - 4346 Нсеккг б номинальная тяга в вакууме 800 кН с возможностью дросселирования в полете до 600 кН в перспективный уровень тяги в вакууме 1300 кН. Данная тяга необходима для использования ЖРД на первой ступени перспективных РН и достигается увеличением давления в камере сгорания.

Таким образом, первоначальная конфигурация с тягой 800 кН разрабатывается в условиях минимального технического риска г длина и максимальный диаметр не более 4,0 и 2,4 м, соответственно, что обеспечивает безопасное разделение ступеней в полете.

В перспективе предполагается использовать выдвигаемый насадок сопла д критическим на входе в насос окислителя принято избыточное давление 1,5 х 105 Па и в насос горючего 0,5 х 105 Па, что позволяет обойтись без преднасосов е ЖРД должен допускать многократное использование.

В процессе предварительных исследований рассматривались три схемы двигателя 1 ЖРД с использованием на турбине пара водорода, полученного в тракте охлаждения, принципиальная схема которого представлена на рис.3,а 2 ЖРД с дожиганием генераторного газа рис.3в 3 ЖРД без дожигания генераторного газа рис.3б, где 1 насос горючего 2 насос окислителя 3 турбина горючего 4 парообразный водород 5 турбина насоса окислителя 6 газогенератор.

Принципиальными преимуществами ЖРД первой из рассмотренных схем рис.3,а являются простота, предельно низкая стоимость производства и относительной низкий уровень давления в насосах, необходимый для заданного давления в камере сгорания.Тем не менее, предварительные исследования показывают, что тепловой энергии, снятой со всей поверхности камеры сгорания, включая сопло, не достаточно для подачи топлива в камеру сгорания с давлением 100 х 105 Па. На рис.3,в представлена схема ЖРД с дожиганием генераторного газа. Камера сгорания в этом случае питается двумя отдельными турбонасосами, работающими на газе, полученном в предкамере, объединенной с турбонасосом жидкого водорода.

Для данной схемы ЖРД рассматривались конфигурации турбонасосов, подобные ЖРД ТКА Space Shuttle, но без преднасосов, что объясняется требованиями к двигателю.Камера сгорая имеет регенеративное охлаждение, для чего используется 20 топлива, а 6 его идет на охлаждение сопла с последующим сбросом горячего пара. На рис.4 приведен общий в ид ЖРД НМ60 с дожиганием генераторного газа А и без дожигания В. На рис.5 представлена принципиальная схема ЖРД без дожигания генераторного газа, где 1 наддув окислителя 2 жидкий кислород 3 турбонасос окислителя 4 магистраль гелия 5 система продувки магистрали жидкого кислорода 6 система продувки магистрали жидкого водорода 7 жидкий водород 8 турбонасос горючего 9 наддув бака горючего 10 клапан регулирования соотношения компонентов 11 пиротехническая система запуска и раскручивания турбины 12 газогенератор 13 клапан продувки магистрали жидкого кислорода 14 клапан продувки магистрали жидкого водорода 15 система запуска 16 клапаны управления впрыском компонентов в газогенератор 17 главный клапан окислителя 18 главный клапан горючего 19 сопло, охлаждаемое жидким водородом с последующим его сбросом.

Конструкция и технология изготовления камеры сгорания данной схемы, как и схемы с дожиганием генераторного газа, аналогичны маршевому двигателю ТКА Space Shuttle SSME. Основные характеристики двух анализируемых схем ЖРД приведены в табл.1, где также для сравнения даны характеристики маршевого ЖРД ТКА Space Shuttle SSME. Можно видеть, что для обеих схем уровни давления ниже, чем у SSME. Таблица 1. Сравнение вариантов ЖРД НМ60 и ЖРД SSME НМ 60 без дожиганияНМ 60 с дожиганиемSSMEТяга в вакууме, кН 2092100Тяга на уровне моря, кН 1669Соотношение компонентов 5,12 5,12 5,58 5,6.0Камера сгорания Давление в камере сгорания х 105 Па Отношение площадей 100 103,7 160 103,7 125 124,4 203 124,77.5Газогенератор Давление х 105 Па Соотношение компонентов 50,6 0,9 115,6 0,9 194 0,68 355 0,9 356 0,81Турбонасосы Н2жО2ж Давление на выходе х 105 Па Скорость вращения, обмин 27500Мощность турбины, мВт 7,62,0 21,25,6 10,82,8 32,48,6 45,518,6 - Давление на выходе второй ступени насоса окислителя.

На рис.6 приводятся характеристики двух схем ЖРД в диапазоне от 900 кН 6 до 1300 кН, где по оси ординат отложен удельный импульс х 9.81 Нсеккг, по оси абсцисс давление в камере сгорания x 105 Па, 1 теоретический удельный импульс 2 двигатель с оптимальной степенью расширения отношение площадей среза и критической части с дожиганием генераторного газа 3 двигатель с дожиганием и с фиксированной степенью расширения 4 двигатель с оптимальной степенью расширения без дожигания 5 двигатель без дожигания с фиксированной степенью расширения 6 номинальная тяга 7 максимальная тяга. Уменьшение удельного импульса для двигателя без дожигания генераторного база объясняется увеличением необходимого количества основных компонентов топлива для газогенератора. Обе схемы двигателя оптимизированы при тяге равной 800 кН. Для двигателя без дожигания разработка, включая создание стендов, потребует 7,5 лет и 8,75 лет для двигателя с дожиганием.

Кроме того, ЖРД с дожиганием для уровня тяги 800 кН имеет на 25 большую стоимость разработки и на 20 большую стоимость изготовления.

Имея ввиду степень технического риска и стоимостные характеристики, для ЖРД НМ60 была выбрана схема без дожигания генераторного газа. В результате предварительных исследований были сформулированы новые требования 1 номинальная тяга в вакууме 900 кН 2 ЖРД должен дополнительно обеспечивать следующие функции а управление по каналам тангажа и рысканья, используя карданов подвес б наддув топливных баков основными компонентами в обеспечение расхода 1 50кгсек для управления по крену 3 тяга и соотношение компонентов должны удовлетворять проектным и эксплуатационным органичениям, представленным на рис.7, где по оси ординат отложена тяга кН, по оси абсцисс соотношение компонентов 1 проектные ограничения 2 ограничения квалификационных испытаний 3 эксплуатационные ограничения 4 номинальные условия 4 при выборе проектные решений предпочтение должно отдаваться вариантам с минимальной стоимостью производства 5 обслуживание ЖРД должно предполагать использование его на многоразовых РН 6 двигатель должен использоваться для пилотируемых полетов с минимальной модификацией.

Старт турбин и воспламенение в газогенераторе и камере сгорания осуществляется пиротехнической системой, аналогичной ЖРД НМ7 Ариан-I. Соотношение компонентов регулируется клапаном, управляющим подачей газа на турбину окислителя.

Тяга ЖРД и соотношение компонентов в газогенераторе регулируется клапаном, управляющим подачей компонентов в газогенератор.

Проверки и контроль работы осуществляется ЭВМ двигателя и топливных баков.

Основные характеристики двигателя даны в табл.2. Турбонасос окислителя рис.8 состоит из осевого преднасоса, одноступенчатого центробежного насоса и реактивной турбины.

Преднасос и крыльчатка центробежного насоса и реактивной турбины.

Преднасос и крыльчатка центробежного насоса выполнены из алюминиевого сплава, турбина из сплава INCO 718. Таблица 2. Характеристики ЖРД НМ60 НМ 60SSMEТяга в вакууме, кН9002090Тяга на уровне моря, кН7151700Удельный импульс в вакууме, Нскг43644462Удельный импульс на уровне моря, Нскг34233559Соотношение компонентов5,16,0Давление в камере сгорания, х 105 Па100207Отношение площадей110,577,5Суммарный массовый расход, кгс206468Массовый расход газогенератора, кгс7,06248Расход сбрасываемого охладителя Н2, кгс1,93-Давление на выходе из насоса окислителя, х 105 Па125,7319528Длина, м4,04,24Диаметр среза сопла, м2,522,39Время работы двигателя, с291480Масса, кг13003002 Подшипники насоса смазываются жидким кислородом, а подшипники турбины жидким водородом.

Герметизация достигается динамическими уплотнителями типа плавающих колец и наддувом гелием.

Дистанционно управляемый уплотнитель служит для предупреждения просачивания жидкого водорода в процессе захолаживания перед стартом. Осевые нагрузки компенсируются регулированием потока жидкого кислорода к задней части крыльчатки.Основные характеристики турбонасоса кислорода даны в таблице 3. Турбонасос водорода рис.9 состоит из осевого преднасоса, двухступенчатого центробежного насоса и двухступенчатой турбины.

Подшипники вала расположены вне секций насоса и турбины, для обеспечения приемлемой величины DN диаметр х скорость вращения. Все подшипники смазываются жидким водородом. Система компенсации осевых нагрузок объединена со второй крыльчаткой центробежного насоса.Преднасос выполнен из алюминиевого сплава, крыльчатки из титанового сплава ТА5Е-ЕLI, турбина и вал из INCO 718. Характеристики насоса жидкого водорода приведены в табл.3. Таблица 3. Характеристики турбонасосов Окислителя 02жГорючего Н2жЧастота вращения, мин-11450037900Массовый расход, кгс173,434,07Давление на выходе, х 105 Па125,7150,5Мощность на валу, кВт23318680Критическое значение избыточного давления, х 105 Па 1,5 0,42Насос диаметр, мм удельная скорость КПД 205 0,545 1490 0,79 205 0,534 1460 0,77Турбина диаметр, мм отношение давлений КПД 230 17 0,29 201 20,5 0,50 На рис.10 дан общий вид камеры сгорания КС ЖРД НМ60, где 1 карданов подвес 2 воспламенитель 3 форсуночная головка 4 камера сгорания 5 основной сопловой блок 6 сопло большой степени расширения 7 каналы сброса охладителя сопла расширения.

На рис.11 приводится удельный импульс КС ось ординат х 9,81 нсеккг, по оси абсцисс отложена степень расширения сопла. Точки на графике соответствуют характеристикам кислородно-водородных ЖРД , где 1 ЖРД J2S 2 ЖРД RL 10 3 ЖРД SSME 4 ЖРД НМ7А 5 ЖРД НМ7В 6 ЖРД НМ60. Характеристики КС данных ЖРД приведены также в табл.4. На рис.12 представлена конструкция форсуночной головки, где 1 подача жидкого кислорода 2 канал подачи жидкого кислорода 3 подача газообразного водорода 4 пористая пластина 5 форсунки Таблица 4. J2SRL10SSMEHM7AHM7BHM60Тяга, кН10606920906060860Давление в камере сгорания, х 105 Па 54 27 205 30 35 100Соотношение компонентов5,55,0655,35,1Степень расширения сопла27,55777,56282110,5Теоретический удельный импульс, Нсеккг 4395 4529 4571 4542 4578 4501Удельный импульс камеры сгорания, Нсеккг 4209 4364 4464 4363 4398 4439 6 перегородки гашения высокочастотных колебаний.

Форсуночная головка содержит 516 форсунок, собранных на пористой плате, которая охлаждается выпотеванием водорода.

Сравнение с другими криогенными форсуночными головками КС дано в табл.5. Перегородки гашения высокочастотных колебаний в КС образованы удлиненными форсунками.

Конструкция камеры сгорания ЖРД НМ представлена на рис.13, где 1 - полости, предназначенные для повышения устойчивости горения 2 выходной трубопровод водорода 3 внутренняя стенка КС 4 никелевая оболочка КС 5 выходной трубопровод водорода 6 подача жидкого водорода.

КС содержит сужающуюся часть отношение площадей равно 5,8 регенеративно охлаждаемую водородом. Внутренняя часть КС, выполненная из медного сплава, имеет каналы охлаждения, которые закрыты никелевой оболочной.Трубопроводы выполнены из сплава INCONEL и сварены с никелевым корпусом.

Основные характеристики КС даны в табл.6 в сравнении с другими криогенными КС. Таблица 5. Характеристики форсуночной головки и камеры сгорания J2SRL10SSMEHM7MBBHM60Форсуночная головка Полный массовый расход, кгс Диаметр камеры, мм Число форсунок Расход через форсунку, гс Температура водорода, К КПД 242 470 614 375 105 0,98 18,5 262 216 85,6 180 0,985 469 450 600 782 850 0,99 13,9 180 90 70,7 136 0,986 45 182 90 470 190 0,98 195,8 415 516 380 95 0,989Камера сгорания Внутренний диаметр, мм Характерная длина, м Отношение сжатия Максимальная температура охладителя, К Минимальное давление охладителя, х 105 Па Максимальная Температура стенки, К Максимальный удельный теплопоток, Втсм2 Давление, х 105 Па 470 0,62 1,58 60 54 262 0,98 2,95 150 27 450 0,8 2,96 254 98 740 12800 205 180 0,7 2,78 100 5,7 625 2900 35 182 2,3 6,95 140 100 690 16800 280 415 0,85 2,99 61 23,3 600 6400 100 Конструкция газогенератора ГГ представлена на рис.14, где 1 подача жидкого кислорода 2 подача жидкого водорода 3 штуцеры датчиков температуры и давления.

Давление в ГГ составляет 77 х 105 Па, температура 910 К, соотношение компонентов 0,9, массовый расход 7,08 кгсек.

Форсуночная головка ГГ имеет 120 форсунок. Воспламенение осуществляется пиротехническим воспламенителем, расположенным в центре головки.ГГ охлаждается жидким водородом, проходящим между стенками, и впрыскиваемым затем в ГГ. Для уменьшения нестабильности горения рядом с распылительной головкой имеются акустические полости.

Клапаны управления и рулевые машинки имеют гидравлический привод. Гидравлический насос смонтирован на оси трубонасоса окислителя.Остальные клапаны работают на гелии под давлением 23 х 105 Па. Сравнение двигателя НМ60 с другими кислородно-водородными ЖРД дается в таблице 6. Таблица 6. SSMEНМ7АНМ7ВLE-5НМ60J2J2SRL6-10 AЗ-3Тяга в вакууме, кН Удельный импульс, Нскг Соотноше-ние компо- нентов Давление в камере сгорания, х 105 Па Отношение площадей Массовый расход, кгс Длина, м Диаметр, м Время работы Сухая масса, кг Начало разработки Начало эксплуата-ции Разгонный блок, на котором двигатель использу-ется 2090 4464 6,0 207 77,5 468 4,24 2,39 480 3000 1972 1981 Space Shu- ttle 61.6 4338,6 4,43 30 62,5 14,2 1,71 0,938 563 149 1973 1979 Н8 62,7 4372,9 4,80 35 82,5 14,4 1,91 0,984 731 155 1980 1983 Н10 100 4334,7 5,5 35 140 23,1 2,7 1,65 370 230 1977 1984 Н1, втор. ступ. 900 4364 5,1 100 110,5 196,7 4,0 2,52 291 1300 1984 1992 Н60 1044 4168 5,5 53,6 27,5 250 3,38 1,98 470 1542 1960 1966 SII- SIVB 1180 4266 5,5 86 40 277 3,38 1,98 - 1556 67 4354 5,0 27 57 15,8 1,78 1,00 450 132 1958 1963 Centaur SIV Список литературы 1. Астронавтика и ракетодинамика, выпуск 18 за 1985 год 2. Астронавтика и ракетодинамика, выпуск 25 за 1986 год.