Подтверждение концепции многоразового жидкостного

УДК 629.7.01
ПОДТВЕРЖДЕНИЕ КОНЦЕПЦИИ МНОГОРАЗОВОГО ЖИДКОСТНОГО
РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ НА КОМПОНЕНТАХ ТОПЛИВА СЖИЖЕННЫЙ
ПРИРОДНЫЙ ГАЗ И КИСЛОРОД
И.И. Белоусов, В.М. Фомин, В.В. Голубятник, Д.В. Солдатов, А.В. Елисеев
Рассмотрены вопросы подтверждения концепции жидкостного ракетного многоразового двигателя на компонентах топлива кислород – сжиженный природный газ, в котором используется турбонасосный агрегат с двумя турбинами на одном валу, одна из которых работает на газе с избытком кислорода, а вторая – на газифицированном в
охлаждающем тракте горючем. Изготовлена экспериментальная модель, проведены огневые испытания и получены
основные ее технические характеристики
Ключевые слова: жидкостный ракетный двигатель, сжиженный природный газ, принципиальная схема, экспериментальная установка, испытания
В связи с необходимостью создания отечественного многоразового жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) для первых ступеней
космических ракет-носителей, призванного послужить эффективным средством для радикального снижения эксплутационных расходов
при реализации различных космических программ, в Открытом акционерном обществе
«Конструкторское бюро химавтоматики» (ОАО
КБХА, г. Воронеж) проводились работы по
разработке и созданию модельной установки
подтверждающей
основные
схемноконструкторские решения, заложенные в концепцию нового ЖРД.1
Новый ЖРД, который сможет удовлетворить новым приоритетам [1], должен быть многоразовым, безопасным, дешевым в использовании и работать на экологически чистом топливе. При этом двигатель должен обладать высокими энерго-массовыми характеристиками.
На основе проведенных теоретических и
экспериментальных исследований [1] - [3] в
качестве горючего в перспективных ЖРД предполагается использовать сжиженный природный газ (СПГ). Применение, которого в многоразовых ЖРД обусловлено рядом преимуществ
по отношению к другим топливным парам.
Сгорание СПГ не вызывает сажеобразования в
полостях двигателя, что значительно снижает
стоимость межполетного обслуживания. Несмотря на то, что плотность СПГ почти в два
раза ниже плотности керосина за счет более
Белоусов Игорь Иванович – ГКНПЦ им. М.В. Хруничева,
заместитель генерального директора, тел. (473) 292 - 09 - 29
Фомин Валерий Митрофанович – КБХА, зам. начальника
отдела, тел. (473) 262 - 97 - 19
Голубятник Вячеслав Васильевич - КБХА, начальник бригады, канд. техн. наук, тел. (473) 292 - 09 - 29
Солдатов Дмитрий Валерьевич – КБХА, инженерконструктор, канд. техн. наук, e-mail: sdim2005@yndex.ru
Елисеев Александр Владимирович - ВГТУ, аспирант, тел.
(4732) 234 - 64 - 97, e-mail: cadb@comch.ru.
высокого соотношения компонентов общий
объем заправляемого топлива «СПГ – кислород» увеличивается только на ~ 20%, при этом
достигается значительный прирост удельного
импульса (более 20 с). К тому же СПГ обладает
более низкой стоимостью, экологически безопасен и с учетом накопленного научнотехнического потенциала по кислородно–
водородному направлению работы с СПГ не
потребуют преодоления сложных технических
проблем.
При выборе принципиальной схемы (рис.
1) и основных параметров маршевого ЖРД
многократного использования [2] с целью минимизации риска создания двигателя в основу
был положен принцип умеренного уровня термомеханической напряженности основных деталей и исключения вопросов по сажеобразованию в турбинном тракте при использовании
восстановительного газа. А также уменьшения
возгорания конструктивных элементов турбины, работающей на окислительном газе, и разрушения лопаток турбин при малоцикловом
нагружении.
Особенностью нового схемного решения,
согласно [2] и [4], представленного на рис. 1,
является использование на валу турбонасосного агрегата (ТНА) двух турбин, одна из которых работает на газе с избытком кислорода, а
вторая – на газифицированном в охлаждающем
тракте горючем. Данная схема, относящаяся к
классу схем с дожиганием по типу «газ-газ»,
позволяет реализовать необходимую мощность
на валу ТНА при низких температурах газов
перед турбинами. Как указано в [2], это создает
хорошие предпосылки для достижения требуемой долговечности турбин и одновременно
позволяет свести к минимуму опасность возгорания элементов конструкции окислительного
газового тракта, поскольку температура газа
значительно ниже порога поджига применяемых материалов.
Схема экспериментальной установки, приведена на рис. 2, часть генераторного газа из
газогенератора (ГГ) поступает на раскрутку
турбины насоса окислителя, а СПГ после охлаждения цилиндра КС идет на раскрутку турбины насоса горючего.
Рис. 1. Схема перспективного ЖРД на
компонентах топлива кислород – СПГ [2].
Наличие избыточного запаса суммарной
мощности двух турбин на валу ТНА позволяет
реализовывать форсированные режимы двигателя (вплоть до 35 %) без превышения допустимого уровня температур газов перед турбинами.
В 2012 году специалистами ОАО КБХА
проводились работы по изготовлению экспериментальной установки на компонентах топлива
кислород – СПГ, которая воплотила в себе новые схемно-конструктивные идеи и продемонстрировала работоспособность схемы с двухтурбинным приводом ТНА, подтвердила эффективность работы камеры со смесеобразованием
по типу «газ-газ», эффективность новых алгоритмов подсистемы аварийной защиты, позволила отработать основные технологические
операции по межпусковому техническому обслуживанию.
Выполненная работа продемонстрировала
общую готовность конструкторского бюро к
созданию нового отечественного ЖРД большой
тяги на экологически чистом топливе для использования в перспективных многоразовых
ракетно-космических системах.
Объектом испытания являлась установка
для экспериментального подтверждения конструкторских решений по камере сгорания (КС)
и системе подачи двигателя на компонентах
топлива кислород – СПГ (рис. 2 и 4), которая в
совокупности со стендовыми системами и рамными конструкциями, составляет модельный
двигатель, работающий на окислительном генераторном газе и СПГ.
Рис.
2.
Схема
экспериментальной
установки, моделирующая многоразовый ЖРД.
Установка выполнена разъемной, что позволяет проводить замену отдельных агрегатов
(блоков) при проведении серии огневых испытаний.
Конструктивное исполнение основных
сборочных единиц камеры сгорания и газогенератора приведены в [3].
Турбонасосный агрегат состоит из двух
схожих по конструкции, симметрично расположенных блоков, каждый из которых включает насос и турбину. Насосы шнекоцентробежные, включают корпуса подвода, шнеки, центробежные рабочие колеса и корпуса насосов
со спиральными отводами. Турбины осевые,
включают корпуса турбин с рабочими соплами,
рабочие колеса и выхлопные коллекторы.
Огневые испытания автономной установки
проводились на двух режимах: 40% и 100%.
На рис. 3 приведена циклограмма проведения огневого испытания экспериментальной
установки (с указанием изменения давления в
камере РК и соотношения компонентов Кm).
Рис. 3. Режим работы экспериментальной
установки (модельного двигателя)
На рис. 4 приведена фотография экспериментальной установки.
- отработка параметров ТНА.
4. По камере:
– исследование охлаждения элементов камеры сгорания;
– определение экономичности рабочего
процесса на 100% и 40% режиме Рк;
– оценка устойчивости рабочего процесса.
Длительность одного испытания по техническим возможностям стенда составляет 30
с. На каждом огневом пуске обеспечивались
два режима работы.
Основные технические характеристики
экспериментальной установки на топливе кислород + СПГ приведены в таблице.
Параметры экспериментальной установки
(номинальный режим)
Значение
Наименование параметра,
размерность
Расход компонентов топлива через
5,8
камеру, кг/с
Расход СПГ на охлаждение КС,
2
кг/с
Соотношение компонентов
3,5
Давление в камере, МПа
7,9
Температура окислительного газа
перед турбиной ТНА, К
580
Температура СПГ перед турбиной
ТНА, К
375
Обороты ТНА, об/мин
27000
Время работы, с
30
Перед огневыми испытаниями были выполнены холодные проливки магистралей
жидкого и газообразного кислорода, а также
магистрали подачи СПГ.
Целью огневых испытаний экспериментальной установки является:
1. По двигателю:
– отработка элементов схемы с использованием двухтурбинного ТНА;
– отработка режимов и циклограммы запуска газогенератора и камеры сгорания;
– отработка элементов системы аварийной защиты;
– проверка сходимости расчетных моделей с экспериментом;
– накопление опыта работы с СПГ.
2. По турбонасосному агрегату:
– отработка режима начальной раскрутки
при работе двух турбин;
Параметры, полученные при испытании,
представлены на рис. 5 - 7.
35000
100% Pк
30000
25000
Обороты, об/мин
Рис. 4. Экспериментальная установка
40% Рк
20000
15000
10000
5000
0
-5
5
15
25
35
45
Время, с
Рис. 5. График оборотов ротора ТНА
12
100% Pк
10
Давление, МПа
8
6
40% Рк
4
2
0
-5
5
15
25
35
45
Время, с
Рис. 6. График изменения давления окислительного газа в газогенераторе
12
10
Давление, МПа
100% Pк
8
6
4
40% Рк
2
0
-5
5
15
25
35
45
Время, с
Рис. 7. График изменения давления в КС.
В результате проведенных огневых испытаний экспериментальной установки можно сделать следующие выводы:
1. Испытания моделируют основные схемные и конструктивные решения, заложенные в
проекте нового перспективного ЖРД.
2. На установке проведено 11 огневых испытаний для экспериментального подтверждения конструкторских решений и параметров по
камере и системе подачи двигателя на топливе
кислород – СПГ.
3. Отработана логика и параметры системы
аварийной защиты двигателя, работающего на
окислительном генераторном газе и СПГ.
4. На всех проведенных режимах рабочий
процесс в камере был устойчив.
5. Проведенные испытания подтвердили
правильность решений заложенных при разработке схемы двигателя, работающего на окислительном генераторном газе и СПГ с дополнительной турбиной ТНА.
6. Результаты испытаний в целом подтверждают возможность создания маршевого многоразового ЖРД на компонентах топлива кислород – СПГ по новой принципиальной схеме.
Результаты работы целесообразно использовать в опытно-конструкторских работах по
проектированию ЖРД для многоразовых ракетно-космических систем.
Литература
1. Ефимочкин А.Ф., Кафарена П.В., Рубинский В.Р.
и др. Исследование рабочего процесса в камере ЖРД,
работающего на топливе сжиженный природный газ
(СПГ) - кислород // НТЖ Авиакосмическая техника и технология, 2010, № 4, с.21-25.
2. Ефимочкин А.Ф., Рачук В.С., Шостак А.В..
Жидкостный ракетный двигатель для многоразовой ракетно-космической системы // НТЖ Авиакосмическая
техника и технология, 2010, № 4, с. 26-36.
3. Ефимочкин А.Ф., Шостак А.В., Хрисанфов С.П..
О работах КБХА по освоению СПГ в качестве горючего
для перспективных ЖРД // МНЖ Космонавтика, 2012, №
1-2, с.102-107.
4. Ефимочкин А.Ф., Орлов В.А., Рачук В.С., Шостак А.В.. Жидкостный ракетный двигатель // Патент на
изобретение № 2352804, 2009.
Федеральное государственное унитарное предприятие «Государственный космический научнопроизводственный центр имени М.В. Хруничева»
Открытое акционерное общество «Конструкторское бюро химавтоматики»
Воронежский государственный технический университет
CONFIRMATION CONCEPTION LIQUID ROKET ENGINE ON COMPONENT FUEL
LIQUEFIED NATURAL GAS AND OXYGEN
I.I. Belousov, V.M. Fomin, V.V. Golubyatnik, D.V. Soldatov, A.V. Yeliseyev
Сonsideration questions confirmation conception a liquid rocket engine reusability of oxygen in fuel - liquefied natural
gas, which uses the shaft turbopump unit two turbines, one of which runs on gas with an excess of oxygen, and the second - on
the gasified fuel in the cooling path. Made an experimental model, conducted fire tests and obtained its main characteristics
Key words: liquid rocket engine, liquefied natural gas, fundamental schemes, experimental plant, testing