TECHNICAL CHARACTERISTICS OF OXYGEN-HYDROGEN LIQUID ROCKET PROPULSION SYSTEM OF INTERORBITAL SPACE VEHICLE

Full Text

Для выведения полезных грузов на различные ор- биты используют межорбитальные транспортные ап- параты с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) или разгонные блоки (РБ). В традиционной практике ракетно-космического двигателестроения проектирование основывается на свойствах ЖРД как тепловой машины. Однако для полного удовлетворе- ния основной задачи МТА – выведению полезного груза на целевую орбиту с высокой эффективностью – такой подход недостаточен. Это объясняется тем, что, во-первых, ЖРДУ для МТА является прежде всего исполнительным органом системы управления, а во- вторых, ЖРДУ представляет собой сложный бортовой комплекс, тесно взаимодействующий с подсистемами МТА и несущий основную нагрузку по достижению цели МТА. Для обеспечения высокой эффективности МТА необходимо, чтобы проектные параметры ЖРДУ были оптимизированы по критериям эффек- тивности всего МТА. ЖРДУ представляет собой сложную техническую систему, входящую в состав системы более высокого уровня – МТА. Для разработки оптимальной ЖРДУ на основе методологии системного проектирования осуществляется выбор оптимального технического облика и проектных параметров ЖРДУ. Решение сложной задачи проектирования ЖРДУ МТА при этом представляется в виде иерархии частных задач, связанных между собой исходными данными, крите- риями оптимизации и математическими моделями. Судить о том, насколько оптимальны схемное реше- ние и выбранные параметры ЖРДУ, можно только по приобретенной вследствие этого эффективности всей системы «летательный аппарат – двигательная уста- новка» или в нашем случае, «МТА–ЖРДУ». Для реализации полученного подхода к проекти- рованию разработана комплексная математическая модель (КММ) определения оптимальных проектных параметров ЖРДУ МТА по различным критериям. Структура модели и использованные в ней математи- ческие модели подробно описаны в [1–4]. Подобные КММ ранее были созданы и широко применялись для формирования технического облика ЖРДУ одноразо- вых МТА [5–7], но в них не учитывалась стоимость разработки и изготовления МТА, а также не форми- ровался технический облик пневмогидросистемы ЖРДУ и ее элементов, позволяющий оценить выпол- нимость заявленных требований к ЖРДУ в целом. Ранее в математических моделях формирования тех- нического облика ЖРДУ МТА оптимизация по крите- риям экономической эффективности представляла большие трудности ввиду недостатка статистики, ог- раниченности моделей стоимости и секретности дан- ных о затратах. Поэтому наиболее употребимым был критерий массового совершенства МТА – максималь- ная масса выводимого полезного груза. В настоящее время стоимостные модели стали более широко пред- ставленными и значительно более точными [8–10]. В разработанной модели все вышеперечисленные не- достатки устранены. Проектирование ЖРДУ – это итерационный про- цесс, связанный с последовательным улучшением системы, принятием конструктивных решений. Каж- дый цикл включает в себя анализ эффективности из- делия, влияния на него характеристик подсистем и ограничений. Оптимальные проектные параметры ЖРДУ МТА соответствуют экстремуму критериаль- ной функции. С помощью достаточно простых при- ближенных итерационных методов можно найти экс- тремум данной функции. Однако применение итера- ционных математических методов последовательного улучшения систем не всегда удобно, так как они об- ладают рядом недостатков. Не всегда критериальная функция дифференцируема по всем переменным, а, следовательно, и найти глобальный экстремум не представляется возможным. Инженерные задачи оп- тимизации по своему существу многокритериальны и природа их такова, что с улучшением одних критери- ев качества другие ухудшаются. Поэтому помимо математических моделей, позволяющих рассчитывать проектные параметры МТА, ЖРДУ и ее элементов, в разработанной модели используется эффективный метод оптимизации – метод исследования простран- 108 Вестник Сибирского государственного аэрокосмического университета имени академика М. Ф. Решетнева ства параметров (метод ИПП) [11], позволяющий най- ти надежные варианты технических решений проек- тов МТА, обеспечивающие его функционирование с наилучшим качеством. Метод ИПП основан на по- строении и анализе допустимого множества решений с помощью таблиц с результатами расчета величин выбранных критериев. Для исследования возможностей параметрической оптимизации ЖРДУ МТА с помощью разработанной математической модели и анализа результатов, полу- ченных с ее помощью, были найдены оптимальные проектные параметры ЖРДУ для МТА, выводящего полезный груз на различные орбиты. Целью данного исследования являлось не только определение собст- венно технического облика ЖРДУ, но и анализ про- ектных параметров агрегатов ее пневмогидросистемы. Был проведен анализ преимуществ использования выдвижного соплового насадка с увеличенным диа- метром выходного сечения сопла. В качестве объекта исследования был выбран безгенераторный кисло- родно-водородный ЖРД как наиболее перспективный для использования в тяжелых МТА. Полученные ре- зультаты сравнивались с результатами выполнения аналогичных задач в тех же условиях перспективным кислородно-водородным блоком КВТК со штатным двигателем РД-0146, используемым на РН «Ангара». Для этого проектная математическая модель была модифицирована в имитационную математическую модель для анализа реальной ЖРДУ – РД-0146. Ха- рактеристики РД-0146 были взяты из [11]. Выбранные орбиты соответствовали наиболее час- то решаемым задачам выведения на современном эта- пе развития космонавтики. Это задачи, которым соот- ветствуют характеристические скорости межорби- тального перехода 2 500 м/с (переход с орбиты 200 км на орбиту 800 км), 3 500 м/с (переход с низкой около- земной орбиты (НОО) – 200 км на стандартную ГПО (высота апогея 35 870 км, высота перигея 5 500 км, наклонение плоскости орбиты 25°), 4 800 м/с (напри- мер, переход с НОО на ГСО) и 7 000 м/с (переход на отлетные траектории к другим планетам). Исходными данными для выбора оптимальных ос- новных проектных параметров безгенераторного ки- слородно-водородного ЖРДУ МТА однократного использования для решения различных задач выведе- ния являлись: – характеристическая скорость; – наклонение плоскости орбиты 51,6°; – высота начальной орбиты hнач = 200 км; – начальная масса МТА на низкой орбите m0 = 25 000 кг; – максимальный диаметр среза сопла: da = 1,2 м и 2,2 м. По полученным оптимальным основным проект- ным параметрам (см. таблицу) был сформирован тех- нической облик безгенераторной кислородно- водородной ЖРДУ МТА (см. рисунок). Анализ полученных данных показывает, что масса выводимого полезного груза на ГСО с помощью МТА с ЖРДУ, оптимизированной под выведение на ГСО, увеличивается на 11 % по сравнению с массой, выве- денной с помощью РБ КВТК (с ЖРДУ на основе РД-0146), основной задачей которого также может считаться выведение КА на ГСО. Это становится воз- можным благодаря большей тяге оптимизированной ЖРДУ и более высокому рабочему соотношению компонентов топлива по сравнению с РД-0146, что позволяет снизить гравитационные потери при выве- дении и сухую массу МТА, несмотря на увеличенную при этом массу ЖРДУ. Из полученных данных также видно, что исполь- зование соплового насадка с диаметром 2,2 м позво- ляет увеличить максимальную массу полезного груза в среднем на 8 % (в зависимости от выполняемой за- дачи выведения – в среднем на 150 кг) и снизить удельную стоимость выведения в среднем на 8,6 %. При использовании соплового насадка увеличивается масса ЖРДУ, стоимость изготовления и производст- ва, причем чем более энергоемка задача выведения, тем выше стоимость разработки и производства МТА и ЖРДУ. Это связано в значительной мере с тем, что для испытаний ЖРДУ с большой степенью расшире- ния потребуется использование специального дорого- стоящего стендового оборудования для создания ус- ловий космического пространства. Увеличение стои- мости разработки влечет за собой увеличение удель- ной стоимости выведения на целевую орбиту в случае учета в ней компенсации затрат на разработку. Поэтому увеличение степени расширения сопла для ЖРДУ МТА, выводящего полезный груз на низкие орбиты (определяемые характеристическими скоро- стями межорбитального перехода ΔVхар = 2 500 и 3 500 м/с) нецелесообразно, так как удельная стои- мость выведения такого ЖРД (с учетом стоимости разработки) будет даже выше, чем стоимость выведе- ния ЖРД с соплом диаметром 1,2 м. Если же не учи- тывать затраты на разработку в удельной стоимости выведения, то уменьшение удельной стоимости со- ставит 1 %, что меньше погрешности вычислений. Общая тенденция такова, что с увеличением энерго- емкости задачи и удельной стоимости выведения применение соплового насадка становится более вы- годным. Наибольший эффект снижения удельной стоимости выведения от использования соплового насадка с диаметром выходного сечения сопла 2,2 м и оптимизацией параметров приходится на ЖРДУ, оп- тимизированные для выведения полезных грузов на отлетные траектории (ΔVхар = 7 000 м/с). Оптимальным вариантом ЖРДУ МТА для всего спектра задач выведения является ЖРДУ, оптимизи- рованная для выведения на ГСО, с диаметром выход- ного сечения сопла da = 2,2 м или в случае ограниче- ния габаритов – с диаметром da = 1,2 м. Для данного варианта были рассчитаны проектные параметры агрегатов пневмогидросистемы разрабо- танной ЖРДУ (см. рисунок). По сравнению с двига- телем РД-0146 в оптимизированном ЖРД более низ- кое число оборотов ротора ТНА водорода, но более высокий КПД турбины, благодаря большему расходу и меньшей доли потерь расхода на утечки, т. е. более высокому гидравлическому КПД. 109 Основные проектные параметры кислородно-водородной ЖРДУ, оптимизированной для решения различных задач выведения в составе МТА ПараметрΔVхар = 2 500 м/сΔVхар = 3 500 м/сΔVхар = 4 800 м/сΔVхар = 7 000 м/сРД-0146 РБ КВТК Ограничение по габаритам соплаDa = 1,2 мDa = 2,2 мDa = 1,2 мDa = 2,2 мDa = 1,2 мDa = 2,2 мDa = 1,2 мDa = 2,2 мDa = 1,26 м Коэффициент избытка окислителя0,740,7460,7450,7570,7510,7950,8020,8290,743 Геометрическая степень расширения сопла138440123417119383118369200 Давление в камере сгорания, Па76,2·10580,6·10577,4·10587,4·10581,5·10584·10576·10579·10580·105 Расход компонентов топлива, кг/с27,230,631,2834,6433,936,6832,436,221,6 Диаметр выходного сечения сопла, м1,22,1961,22,1811,22,1871,22,1941.26 Пустотная тяга ЖРДУ, кН122,5140,5140159152167,7144,5165,398.1 Удельный импульс, м/с4 4974 5904 4834 5874 4794 5734 45745614 532 Огневой ресурс ЖРДУ в полете, с398347438388490446617546– Масса ЖРД, кг284388302414314419309417282 Масса «сухого» МТА, кг2 7842 8792 8042 8963 0383 1003 25533343 330 Удельная стоимость выведения орбиту без учета стоимости разработки, долл./кг7 7517 65510 53110 34216 77816 25954 9625021317 400 Удельная стоимость выведения на орбиту с учетом стои- мости разработки, долл./кг10 85011 00613 75113 77120 98220 70857 7415318719 860 Масса полезного груза, кг11 44611 5538 3138 4645 1855 3351 57717204 600 Стоимость разработки МТА, млн долл.1 9282 0452 1882 3162 5022 6312 55426951 972 Стоимость разработки ЖРД, млн долл.669,8791,8757,8893,1857,11 001843,1996615 Стоимость изготовления МТА, млн долл.10,1510,4710,6810,9911,1711,4311,5811,8811,03 Стоимость изготовления ЖРД, млн долл.2,2412,6182,3472,7082,4032,7462,3732,742,06 Вестник Сибирского государственного аэрокосмического университета имени академика М. Ф. Решетнева Рис. 1. Пневмогидросхема оптимизированной ЖРДУ с основными проектными параметрами агрегатов, рассчитанными с использованием разработанной математической модели (результат работы программы): Gs.БТНА.о, Gs.БТНА.г – расход окислителя и горючего в бустерный ТНА; ηб.н.о, ηб.н.г – КПД бустерного насоса окислителя и горючего; nб.н.о, nб.н.г – частота вращения ротора бустерного насоса горючего и окислителя; ηт.б.о, ηт.б.г – КПД гидротурбины бустерного ТНА окислителя и газовой турбины бустерного ТНА горючего; Gs.гидротурбина.о – расход окислителя на привод гидротурбины бустерного ТНА; Nгидро.т.б.о – мощность гидротурбины бустерного ТНА окислителя; Gs.ТНА.о – расход окислителя на выходе из насоса; ηн.о, ηн.г – КПД насоса окислителя и горючего; pн.о.вх, pн.г.вх – давление на входе в насос окислителя и горючего; pн.о.вых, pн.г.вых – дав- ление на выходе из насоса окислителя и горючего; nоб.н.о, nоб.н.г – частота вращения ротора ТНА горючего и окислителя; Gs.о, Gs.г – расход горючего и окислителя в камеру сгорания; ηт.о, ηт.г – КПД турбины окислителя и горючего; δт.о, δт.г – перепад давления на турбинах ТНА горючего и окислителя; Gs.т.о, Gs.т.г – расход на привод турбины ТНА окислителя и горючего; Gs.Σг – расход горю- чего на охлаждение сопла; Δpохл – перепад давления горючего в рубашке охлаждения; ΔTохл – перепад температуры горючего в ру- башке охлаждения; Gs.т.б.г – расход горючего на привод турбины бустерного ТНА; Nт.б.г – мощность турбины бустерного ТНА горю- чего; Km – соотношение компонентов топлива, поступающего в камеру сгорания; P – тяга двигателя; Fa′ – геометрическая степень расширения сопла; Iуд – удельный импульс двигателя; Pк – давление в камере сгорания двигателя Полученные проектные параметры агрегатов ПГС вполне реализуемы в реальной ЖРДУ, а значит, и создание ЖРДУ для МТА, функционирующего с мак- симальной эффективностью, вполне выполнимо. Таким образом, произведен расчет и анализ опти- мальных проектных параметров безгенераторной ки- слородно-водородной ЖРДУ МТА одноразового ис- пользования для двух ограничений по диаметру вы- ходного сечения сопла – 1,2 и 2,2 м и для четырех задач выведения, соответствующих характеристиче- ским скоростям межорбитального перехода 2 500, 3 500, 4 800 и 7 000 м/с. Для максимизации массы полезного груза необхо- димо использовать ЖРДУ со следующими основными проектными параметрами. В случае ограничения по диаметру выходного се- чения сопла – 1,2 м): – соотношение компонентов топлива Km = 5,96; – геометрическая степень расширения сопла F = = 119; 111 Авиационная и ракетно-космическая техника – давление в камере сгорания p = 81,5·105 Па; 3. Козлов А. А. Выбор топлива, схемы и основных – пустотная тяга ЖРДУ Pп = 152 кН; параметров жидкостной ракетной двигательной уста- новки на ранних этапах проектирования : учеб. посо- – удельный импульс Iу = 4 479 м/с. В случае ограничения по диаметру выходного се- чения сопла – 2,2 м: – соотношение компонентов топлива Km = 6,3; – геометрическая степень расширения сопла F = 383; – давление в камере сгорания pк = 84·105 Па; – пустотная тяга ЖРДУ Pп = 167,7 кН; – удельный импульс Iу = 4 573 м/с. ЖРДУ с такими проектными параметрами облада- ет максимальной эффективностью как по массе, так и по стоимости функционирования в составе МТА при решении им задач выведения полезных грузов на раз- личные целевые орбиты. Произведено сравнение основных проектных па- раметров оптимизированной ЖРДУ МТА со штатным маршевым ЖРД РБ КВТК РД-0146. Показано, что применение ЖРДУ с основными проектными пара- метрами, оптимизированными для выведения на ГСО, позволит увеличить массу выводимого полезного гру- за на 11 % и снизить стоимость выведения на 3,5 %

About the authors

I. N. Borovik

Email: borovik.igor@gmail.com.

References

Supplementary files