Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель НМ60 - (реферат)

Дата добавления: март 2006г.

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 Нсек/кг;

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: 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 дожигания
    НМ 60 с дожиганием
    SSME
    Тяга в вакууме, кН
    800
    1300
    800
    1300
    2092(100%)
    Тяга на уровне моря, кН
    624
    1054
    654
    1104
    1669
    Соотношение компонентов
    5, 12
    5, 12
    5, 58
    5, 58
    6. 0
    Камера сгорания:
    Давление в камере сгорания х 105 Па
    Отношение площадей
    100
    103, 7
    160
    103, 7
    125
    124, 4
    203
    124, 4
    205
    77. 5
    Газогенератор:
    Давление
    х 105 Па
    Соотношение компонентов
    50, 6
    0, 9
    115, 6
    0, 9
    194
    0, 68
    355
    0, 9
    356
    0, 81
    Турбонасосы (Н2ж/О2ж):
    Давление на выходе х 105 Па
    Скорость вращения, об/мин
    143/122
    30000/
    11700
    243/218
    40500/
    16140
    225/153
    (257)
    25000/
    21900
    415/248
    (486)
    35000/
    31100
    413/296
    (480)*
    34700/
    27500
    Мощность турбины, мВт
    7, 6/2, 0
    21, 2/5, 6
    10, 8/2, 8
    32, 4/8, 6
    45, 5/18, 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 Нсек/кг], 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:

    номинальная тяга в вакууме – 900 кН;
    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 50кг/сек для управления по крену;

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; при выборе проектные решений предпочтение должно отдаваться вариантам с минимальной стоимостью производства;

обслуживание ЖРД должно предполагать использование его на многоразовых РН; 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 60
    SSME
    Тяга в вакууме, кН
    900
    2090
    Тяга на уровне моря, кН
    715
    1700
    Удельный импульс в вакууме, Нс/кг
    4364
    4462
    Удельный импульс на уровне моря, Нс/кг
    3423
    3559
    Соотношение компонентов
    5, 1
    6, 0
    Давление в камере сгорания, х 105 Па
    100
    207
    Отношение площадей
    110, 5
    77, 5
    Суммарный массовый расход, кг/с
    206
    468
    Массовый расход газогенератора, кг/с
    7, 06
    248
    Расход сбрасываемого охладителя (Н2), кг/с
    1, 93
    Давление на выходе из насоса окислителя, х 105 Па
    125, 7
    319(528)
    Длина, м
    4, 0
    4, 24
    Диаметр среза сопла, м
    2, 52
    2, 39
    Время работы двигателя, с
    291
    480
    Масса, кг
    1300
    3002

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 (02ж)
    Горючего (Н2ж)
    Частота вращения, мин-1
    14500
    37900
    Массовый расход, кг/с
    173, 4
    34, 07
    Давление на выходе, х 105 Па
    125, 7
    150, 5
    Мощность на валу, кВт
    2331
    8680
    Критическое значение избыточного давления, х 105 Па
    1, 5
    0, 42
    Насос:
    диаметр, мм
    удельная скорость
    КПД
    205
    0, 545 (1490)
    0, 79
    205
    0, 534 (1460)
    0, 77
    Турбина:
    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 нсек/кг), 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.
    J2S
    RL10
    SSME
    HM7A
    HM7B
    HM60
    Тяга, кН
    1060
    69
    2090
    60
    60
    860
    Давление в камере сгорания, х 105 Па
    54
    27
    205
    30
    35
    100
    Соотношение компонентов
    5, 5
    5, 0
    6
    5
    5, 3
    5, 1
    Степень расширения сопла
    27, 5
    57
    77, 5
    62
    82
    110, 5
    Теоретический удельный импульс, Нсек/кг
    4395
    4529
    4571
    4542
    4578
    4501
    Удельный импульс камеры сгорания, Нсек/кг
    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

    J2S
    RL10
    SSME
    HM7
    MBB
    HM60
    Форсуночная головка:
    Полный массовый расход, кг/с
    Диаметр камеры, мм
    Число форсунок
    Расход через форсунку, г/с
    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, 989
    Камера 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, Вт/см2
    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 кг/сек. 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.
    SSME
    НМ7А
    НМ7В
    LE-5
    НМ60
    J2
    J2S
    RL6-10 AЗ-3
    Тяга в вакууме, кН
    Удельный импульс, Нс/кг
    Соотноше-ние компо- нентов
    Давление в камере сгорания, х 105 Па
    Отношение площадей
    Массовый расход, кг/с
    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:
    Астронавтика и ракетодинамика, выпуск 18 за 1985 год
    Астронавтика и ракетодинамика, выпуск 25 за 1986 год