Рефераты про
Сборник лучших рефератов

   Рефераты на тему:

  • Словари
  • Биографии
  • Библиотека
  • Фразы и цитаты
  • Происхождение фамилий
  • Пословицы
  • Поговорки
  • Скороговорки
  • Загадки для детей

Рефераты на технические темы

Реферат на тему:

“Кислородно-водородный ЖРД НМ60”

 

ПЛАН

 

Требования, выдвигаемые при разработке ракетного двигателя

Схемы двигателя

Сравнение вариантов ЖРД НМ60 и ЖРД SSME

Характеристики ЖРД ПМ 60 после доработки

Основные параметры турбонасосов

Характеристики КС ЖРД

Форсуточная головка и камера сгорания

Сравнение двигителя НМ60 с другим ЖРД

Список литературы

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

При разработке ракетного двигателя следует учитывать, что он должен удовлетворять ряду выдвинутых требований, среди которых:

1. удельный импульс в вакууме - 4346 Нсек/кг;

2.номинальная тяга в вакууме – 800 кН; с возможностью дросселирования в полете до 600 кН;

3. 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;

4. 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;

5.критическим на входе в насос окислителя принято избыточное давление 1,5 х 10 5 Па и в насос горючего 0,5 х 10 5 Па, что позволяет обойтись без преднасосов;

6. ЖРД должен допускать многократное использование.

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.

Исследования, проводимые в Европе в области ракет-носителей, показывают необходимость разработки кислородно-водородного двигателя большой тяги для эксплуатации в 90-годы.

Ниже рассматриваются основные результаты предварительных исследований по созданию ЖРД НМ60.

В процессе предварительных исследований рассматривались три схемы двигателя:

1.ЖРД с использованием на турбине пара водорода, полученного в тракте

2.ЖРД с дожиганием генераторного газа;

3. ЖРД без дожигания генераторного газа

Принципиальными преимуществами ЖРД первой из рассмотренных схем 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 10 5 Па.

В схеме ЖРД с дожиганием генераторного газа, камера сгорания 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).

Конструкция и технология изготовления камеры сгорания ЖРД без дожигания генераторнрго газа, 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 10 5 Па

Отношение площадей

 

 

 

 

100

 

103,7

 

 

 

 

160

 

103,7

 

 

 

 

125

 

124,4

 

 

 

 

203

 

124,4

 

 

 

 

205

 

77.5

Газогенератор:

Давление

х 10 5 Па

Соотношение компонентов

 

 

50,6

 

0,9

 

 

115,6

 

0,9

 

 

194

 

0,68

 

 

355

 

0,9

 

 

356

 

0,81

Турбонасосы (Н 2ж /О 2ж ):

Давление на выходе х 10 5 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.

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:

    3. 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;

  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.

Таблица 2. Характеристики ЖРД НМ60

Показатель

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 10 5 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 (Н 2 ), кг/с

1,93

-

Давление на выходе из насоса окислителя, х 10 5 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

Турбонасос окислителя 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.

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 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 (0 2ж )

Горючего (Н 2ж )

Частота вращения, мин -1

14500

37900

Массовый расход, кг/с

173,4

34,07

Давление на выходе, х 10 5 Па

125,7

150,5

Мощность на валу, кВт

2331

8680

Критическое значение избыточного давления, х 10 5 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

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Характеристики КС (оси координат) данных ЖРД приведены также в табл.4.

Таблица 4.

 

J2S

RL10

SSME

HM7A

HM7B

HM60

Тяга, кН

1060

69

2090

60

60

860

Давление в камере сгорания, х 10 5 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

 

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. 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.

Клапаны управления и рулевые машинки имеют гидравлический привод. Гидравлический насос смонтирован на оси трубонасоса окислителя. Остальные клапаны работают на гелии под давлением 23 х 10 5 Па.

Давление в ГГ составляет 77 х 10 5 Па, температура – 910 К, соотношение компонентов – 0,9, массовый расход – 7,08 кг/сек.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

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 10 5 Па

Максимальная

Температура стенки, К

Максимальный удельный теплопоток, Вт/см 2

Давление, х 10 5 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

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.

Сравнение двигателя НМ60 с другими кислородно-водородными ЖРД дается в таблице 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 10 5 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

Shuttle

 

 

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.

 

 

 

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

   Рефераты на тему FAGO.ru ©®J¥ 2004-2011

       Яндекс цитирования

Рефераты по литературе