The choice of the energy parameters of an oxygen-hydrogen propellant expander cycle rocket engine

全文:

Введение

В настоящее время актуальной задачей является повышение энергетических параметров жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) в составе межорбитального транспортного аппарата (МТА), служащего для доставки полезного груза на геосинхронную орбиту с возможностью возвращения на низкую околоземную орбиту, а также для выведения космических кораблей на межпланетные орбиты.

Наибольший интерес представляют кислородно-водородные ЖРД, выполненные по безгазогенераторной схеме. В двигателях такой схемы используется только регенеративное проточное охлаждение горючим КС. После охлаждения корпуса КС компонент подается на привод турбин ТНА окислителя (ТНАО) и горючего (ТНАГ). За счет такой схемы подачи водорода, а также его эффективной работоспособности, возможно реализовать высокие значения адиабатной работы турбины, а, следовательно, и ее мощности.

Для обеспечения требуемого давления в КС в двигателях такой схемы применяют высоконапорные и высокооборотные (50000–130000 об/мин) насосы ТНАПоэтому повышение энергетических параметров двигателя, таких как удельный импульс тяги (УИТ), давление в КС, зависит [1–5]:

Для решения задач по выведению космического аппарата (КА) на различные орбиты Земли и других планет солнечной системы необходимо:

Достижение этих требований возможно за счет использования безгазогенераторной жидкостной ракетной двигательной установки (ЖРДУ), которая имеет ряд преимуществ по сравнению с другими существующими схемами питания двигателя [6; 7], а именно:

Анализируя существующие проекты безгазогенераторных ЖРД, разрабатываемые в США, ЕС, России и Японии (RL-10 и его модификации, RL-50, RL-60, Vinci, РД-0146 и его модификации, Hipex, AECE, MB-35, MB-60, LE-5 и его модификации), можно сделать вывод о эффективности применения безгазогенераторной схемы ЖРД в составе МТА. На рис. 1 и 2 представлена зависимость тяги двигателя от давления в КС кислородно-водородных ЖРД для верхних и нижних ступеней ракет-носителей (РН) и разгонных блоков (РБ). На рис. 3 приведена зависимость УИТ двигателя от давления в КС кислородно-водородных ЖРД для РБ.

Как видно, безгазогенераторная схема применяется для верхних ступеней РН и РБ. Это объясняется:

Существующие ЖРД безгазогенераторной схемы обладают УИТ двигателя I_уд = 465…475 с.

 

Рис. 1. Зависимость тяги двигателя от давления в КС кислородно-водородных ЖРД для нижних и верхних ступеней РН и РБ

Fig. 1. Dependence of engine thrust on the pressure in the CС of oxygen-hydrogen liquid-propellant rocket engines for the lower and upper stages of launch vehicles and upper stages

 

Рис. 2. Зависимость тяги двигателя от давления в КС кислородно-водородных ЖРД для РБ

Fig. 2. Dependence of engine thrust on the pressure in the CC of oxygen-hydrogen liquid-propellant rocket engines for the lower and upper stages of upper stages

 

Рис. 3. Зависимость УИТ двигателя от давления в КС кислородно-водородных ЖРД для РБ

Fig. 3. Dependence of the specific thrust impulse of the engine on the pressure in the CС of oxygen-hydrogen LRE for upper stages

 

Такие значения УИТ достигаются:

Увеличение количества теплоты, передаваемой горючему в ТО, позволяет повысить энергетические параметры двигателя. Существуют способы эффективного нагрева компонента, имеющие достоинства и недостатки. При этом основной задачей является получение максимального подогрева компонента топлива при минимальных гидравлических потерях.

Методы увеличения подогрева горючего в безгазогенераторном ЖРД

Высокие энергетические параметры ЖРД достигаются не только путем интенсификации теплообмена в ТО, но и за счет подвода дополнительного тепла к горючему с помощью:

Требуемый подогрев горючего достигается также за счет оптимизации конструкции ТО:

Необходимо отметить, что такие решения по интенсификации теплообмена в ТО могут и негативно повлиять на энергетические параметры двигателя. Это объясняется ростом гидравлических потерь в ТО не только из-за конструктивных изменений в системе охлаждения двигателя (потери на трение и преодоление сил местных сопротивлений), но и из-за уменьшения плотности горючего за счет его нагрева в ТО. [11–13].

Гидравлические потери давления горючего в ТО могут компенсироваться необходимым напором высокооборотного насоса ТНАГ [14–18]. Поэтому высокие энергетические параметры безгазогенераторного ЖРД обеспечиваются за счет максимального подогрева (ограничивающегося по температуре плавления материла в ТО) компонента в ТО, требуемого напора насоса ТНАГ (ограничивающегося допустимыми оборотами ротора из-за работоспособности подшипников) или минимальных гидравлических потерь в ТО [4; 6].

Необходимо также учесть, что с ростом давления в КС при фиксированной тяге двигателя:

При этом влияние на подогрев горючего в ТО оказывает в большей степени изменение суммарной площади теплообмена и теплого потока в КС.

Энергетические параметры двигателя также зависят от свойств топлива, приходящего в КС [1; 8; 20]. Учет изменения энтальпии топлива по условиям подачи его в смесительную головку влияет на температуру продуктов сгорания и теплофизические свойства смеси в КС. Для кислородно-водородного безгазогенераторного ЖРД пересчет энтальпии топлива необходим исходя из следующих особенностей:

Пневмогидравлическая схема безгазогенераторного кислородно-водородного ЖРД

На рис. 4 приведена ПГС рассматриваемого ЖРД. Отличительной особенностью данной схемы двигателя от других безгазогенераторных схем является наличие раздельных ТНА окислителя (ТНАО) и горючего (ТНАГ) с контуром отбора турбогаза со входа в ТНАО на вход в смесительную головку КС. Этот контур предназначен для регулирования тяги двигателя.

 

Рис. 4. Пневмогидравлическая схема безгазогенераторного ЖРД

Fig. 4. Pneumohydraulic scheme of the expander cycle liquid-propellant rocket engine

 

Бескавитационная работа основных насосов ТНАГ и ТНАО обеспечивается бустерными турбонасосными агрегатами (БТНА), установленными на линии «О» и «Г». Привод бустерного турбонасосного агрегата окислителя (БТНАО) осуществляется частью расхода кислорода, отбираемого от выхода основного насоса ТНАО.

Турбины ТНАО и ТНАГ питает подогретый в ТО газообразный водород, часть которого перед поступлением в смесительную головку КС направляется на привод турбины бустерного турбонасосного агрегата горючего (БТНАГ). После турбины БТНАГ отработанный газ сбрасывается за борт или поступает на наддув бака «Г».

Постановка задачи расчета УИТ кислородно-водородного безгазогенераторного ЖРД

В данной работе рассматриваются способы повышения УИТ двигателя за счет увеличения давления в КС (при фиксированной тяге двигателя и соотношении компонентов топлива), а, следовательно, и температуры в КС, путем интенсификации теплообмена в ТО. Это необходимо для большего нагрева водорода в целях увеличения мощности турбин ТНАО и ТНА

На основании схемы на рис. 4, разработана математическая модель, описывающая рабочие процессы двигателя. При помощи математической модели получены параметры безгазогенераторного ЖРД тягой P_дв = 10 тс и соотношением компонентов топлива k_m = 6,08. При этом давление в КС принималось в диапазоне p_кс = 6…15 МПа. В качестве первого приближения УИТ двигателя принимался равным I_уд = 463 с.

На основании результатов расчета выявлены перспективные схемные решения, обеспечивающие высокие энергетические параметры безгазогенераторного ЖРД.

Математическая модель

На рис. 5 приведена структурно-функциональная блок-схема квазистатической модели безгазогенераторного ЖРД. В основу модели положены уравнения гидравлики, газовой динамики, тепломассообмена, теплозащиты и охлаждения корпуса камеры ЖРД, расчета агрегатов ТНА и БТНА и их характеристик.

 

Рис. 5. Структурно-функциональная блок-схема квазистатической модели

Fig. 5. Structural-functional block diagram of the mathematical model

 

Разработанная математическая модель реализована на языке программирования Python. Она включает в себя следующие основные программные модули:

Результаты расчетов безгазогенераторного кислородно-водородного ЖРД

Для достижения энергетического баланса рассматриваемой схемы ЖРД в диапазоне давления в КС необходимо найти требуемый массовый расход рабочего тела на турбине ТНАГ с учетом расчета теплового состояния КС. На рис. 6 приведена зависимость массового секундного расхода рабочего тела на турбине ТНАГ от температуры водорода после ТО в диапазоне давления в КС и оборотах ротора ТНАГ n_тнаг = 125000 об/мин.

 

Рис. 6. Зависимость массового секундного расхода на турбине ТНАГ от температуры водорода после ТО при различном давлении в КС

Fig. 6. Dependence of the mass flow rate on the TPAF turbine on the temperature of hydrogen after the cooling jacket at different pressures in the combustion chamber

 

Из зависимости на рис. 6 видно, что для каждого значения подогрева водорода в ТО, при определенном давлении в КС, существует такой массовый секундный расход, при котором схема двигателя энергетически увязана. При этом необходимо иметь в виду, что при варьировании давления в КС изменяются следующие параметры двигателя и его агрегатов [3; 6; 8; 15]:

Для достижения высокого УИТ двигателя путем интенсификации теплообмена в ТО, необходимо также учитывать теплонапряженность КС. Она ограничивается температурой плавления применяемого материла для огневой стенки камеры [11; 12; 21].

Перенесем полученные точки на рис. 6, соответствующие минимальной температуры подогрева водорода, на рис. 7. Как указывалось ранее, давление в КС зависит также от напора насоса ТНАПоэтому на рис. 7 представлены результаты расчетов при различном числе оборотов ротора ТНАГ.

 

Рис. 7. Зависимость температуры водорода после РО от давления в КС при различном числе оборотов ротора ТНАГ

Fig. 7. Dependence of the hydrogen temperature after the cooling jacket on the pressure in the combustor at different speeds of the TPAF rotor

 

На рис. 7 пунктирной линией обозначена граница по максимально возможному подогреву водороду в ТО в зависимости от давления в КС и числа оборотов ротора ТНАНеобходимо отметить, что при увеличении давления в КС (от 8 МПа и более) ограничение по подогреву водорода в ТО незначительно смещается (на 10–15 К) и для обобщения полученных данных кривые по температуре на рис. 7 объединены одной линией.

Схемные решения

На основании полученных зависимостей, приведенных на рис. 6 и 7, выявлены рекомендации по схемным решениям рассматриваемого безгазогенераторного ЖРД при фиксированной тяге двигателя P_дв = 10 тс и соотношении компонентов топлива k_m = 6,08.

Для давления в КС p_к ≤ 8 МПа и оборотов ротора ТНАГ n_тнаг ≤ 115000 об/мин штатная схема двигателя, приведенная на рис. 4, удовлетворяет требованиям по обеспечению необходимого УИТ I_уд = до 463 с.

Увеличение оборотов ротора ТНАГ до n_тнаг = 125000 позволяет использовать более выгодную схему (рис. 8) с дополнительным перепуском водорода за турбину ТНАДанная схема обеспечивает УИТ двигателя I_уд = до 467с при давлении в КС p_к ≤ 8,5 МПа. Наличие дополнительного перепуска турбогаза со входа в ТНАГ на вход в смесительную головку КС объясняется избыточной мощностью турбины. Поэтому схема, представленная на рис. 8, согласно зависимостям на рис. 7, более выгодна, если:

Достижение более высокого давления в КС p_к > 8,5 МПа реализуется схемой, приведенной на рис. 9. В зависимости от числа оборотов ротора ТНАГ, давления в КС и температуры рабочего тела турбины, водород после ТНАО отбирается со входа в ТНАГ на вход в смесительную головку КС либо отбирается после ТО на вход в ТНА

При оборотах ротора n_тнаг > 125000 об/мин и давлении в КС 8,5 МПа < p_к ≤ 10,5 МПа мощность турбины ТНАГ может оказаться избыточной в связи с лишим подогревом водорода в ТО Т_вых.то = 300…400 К. Но при дальнейшем увеличении давления в КС p_к > 10,5 МПа достижение энергетического баланса агрегатов ТНАГ осуществляется путем добавления небольшого количества водорода через перепускную магистраль, установленную между выходом из ТО и турбины ТНАО, как указано на рис. 9.

 

Рис. 8. Схема безгазогенераторного ЖРД с дополнительным отбором турбогаза со входа в ТНАГ на вход в смесительную головку КС

Fig. 8. Scheme of an expander cycle liquid-propellant rocket engine with additional turbogas extraction from the TPAF inlet to the CC mixing head inlet

 

Рис. 9. Схема безгазогенераторного ЖРД с дополнительным отбором турбогаза с выхода из тракта охлаждения (или со входа в ТНАГ) на вход в ТНАГ (или на вход в смесительную головку КС)

Fig. 9. Scheme of an expander cycle liquid-propellant rocket engine with additional turbogas extraction from the exit from the cooling path (or into the TPAF) to the inlet to the TPAF (or to the inlet to the mixing head of the compressor station)

 

Рис. 10. Зависимость УИТ и геометрической степени расширения сопла безгазогенераторного ЖРД от давления в КС

Fig. 10. Dependence of the specific thrust impulse of the engine and the geometric degreeof expansion of the nozzle of an expander cycle liquid-propellant rocket engine on the pressure in the combustion chamber

 

В результате оптимизации параметров двигателя выявлено, что максимальный УИТ (рис. 10) составляет I_уд = 473 с при следующих параметрах:

 

Рис. 11. Зависимость температуры продуктов сгорания в КС от давления в КС с учетом изменения энтальпии компонентов топлива

Fig. 11. Dependence of the temperature of combustion products in the combustion chamber on the pressure in the combustion chamber, taking into account the changein the enthalpy of the fuel components

 

При этом температура в КС, согласно зависимостям на рис. 11, составила T_кс = 3615 К, а температура подогрева водорода в ТО Т_вых.то = 460 К (см. рис. 7). Ограничение по температуре подогрева водорода в ТО объясняется высокой температурой ребер, установленных на огневой стенке камеры T_р = 950…1050 К [9; 7; 21]. Поэтому уменьшение оборотов ротора ТНАГ сдвигает максимум по давлению в КС и УИТ в область меньших значений (см. рис. 10: пунктирные линии) за счет трудности обеспечения надежного охлаждения КС и достижения энергетического баланса схемы двигателя.

Из графика на рис. 11 видно, что изменение теплофизических свойств топлива, приходящего в смесительную головку, в значительной мере влияет на температуру продуктов сгорания в КС. Но увеличение оборотов ротора ТНАГ, т. е. увеличение напора насоса ТНАГ, при тех же подогревах водорода в ТО незначительно влияет на изменение температуры в КС (ΔT_кс = 5…7 К).

Необходимо отметить, что результаты расчетов (см. рис. 7, 10, 11) для давления в КС более 11,5 МПа достижимы за счет подвода дополнительного тепла к горючему или за счет увеличения оборотов ротора ТНАГ более 135000 об/мин (при этом необходимо оценить реализуемость таких значений). В данной же постановке задачи можно считать, что дальнейшая интенсификация теплообмена в ТО ведет к более теплонапряженному и менее надежному двигателю.

Заключение

Можно сделать следующие выводы:

1. В результате расчета параметров ЖРД тягой 10 тс в диапазоне давления в КС от 6 МПа до 15 МПа выявлены схемные решения, обеспечивающие удельный импульс тяги двигателя 473 с.
2. Для давления в КС от 6 до 8,5 МПа удельный импульс тяги двигателя составляет 460–467 с.
3. Достижение более высокого давления в КС (более 8,5 МПа) возможно при использовании схемы c дополнительным отбором (помимо отбора на регулятор тяги) турбогаза со входа в ТНАГ на вход в смесительную головку КС (или с выхода из тракта охлаждения на вход в ТНАГ). При этом давление в КС составляет 11,5 МПа, а удельный импульс тяги двигателя равен 473 с.
4. Дальнейшее увеличение энергетических параметров безгазогенераторного ЖРД тягой 10 тс и давлением в КС более 11,5 МПа возможно за счет подвода дополнительного тепла к горючему с помощью применения теплообменного аппарата, установленного перед входом в тракт охлаждения двигателя или в составе восстановительного газогенератора, а также трубки Фильда, введенной в КС.

作者简介

Vladislav Belyakov

“Kristall” Experimental Design Bureau; Moscow Aviation Institute (National research university)

编辑信件的主要联系方式.
Email: titflavii@rambler.ru

post-graduate student of the Department 202 “Rocket Engines

俄罗斯联邦, 13, Volokolamskoe higway, Moscow, 129301; 4, Volokolamskoe highway, A-80, GSP-3, Moscow, 125993

参考

补充文件