Гахун Г.Г. - Конструкция и проектироввание жидкостных ракетных двигателей, страница 87

Применение таких компонентов ~оплива позволяе~ увеличить длительность хранения в баках КА (другие направления повышения эффективности ДУ КА рассмотрены ниже), уменьшить массу их теплоизоляции, реже производить или вообще исключить дренаж баков из-за испарения компонента, уменьшить раз. меры баков и давление в них; кислород и водород в состоянии, соответствующем их тройной точке; если температура.

кипения при нормальном давлении для кислорода и водорода равна 90,2 и 20,3 К, то в тройной точке она равна 54,3 и 13,8 К соответственно, при этом плотность кислорода возрастает с 1141 до 1306 кг/м (на 14 %), а плотность водорода — с 71.1 до 76,9 кг/мз (на 8%). Однако для использования шугообразных компонентов топлива и компонентов в тройной точке должен быль решен целый ряд проблем, в том числе проблемы производства таких компонентов в больших количествах, а также проблемы их хранения и транспортировки к РН или МТКК на стартовой позиции.

408 И ол зование атмосферного воздуха. Одним из направлений повышесп ь Д м ра ванне ния эффективности Д м ра ДУ многоразовых носителей является нспользо атмосферного воздуха на уч т оз ха на частке полета носителя в плотных слоях атмосферы, которое м ожно осуществить двумя путями: применением воздушно-реактивного двиг т гателя и жидкостного ракетного двигател , ро еля, используется атмосферный д сф " воз ух, входящий в воздухозаборник носитет сжижаемый на его рту и о бо т и подаваемый в камеру двигателя в качестве жидать на . ЖРД а сжижаемом воздухе планируется использовать н кого окислителя. Д на с тх г зов МТКК "Хотел".

Вообще для выведения полезных гру английском М " от и е очтение за массой до 30 т на низкую р изкую орбиту с малым наклонением ~ р дл и РД или ЖРД Р убежом отдается одн одноступенчатым МТКК с маршевыми В Д или для полезных грузов массой более 60 т — д у— в хна сжиженном воздухе, а для л ступенчатым многоразо вым крылатым носителям с маршевыми ДУ с использованием Д.

ЖРД. . Ч бол ше давление в кавыше 25 МПа), тем выше удельный импульс ЖРД и лу я амере сгорания является вторым по важности ка. Увеличение давления в к м р после использовании высок оэнергетических топлив способом повыш н к ДУ и ракетного летательного аппарата в энергетических характеристик Д и а симально реализуемых давлений в камере сгорания Использование максим ьн ви а схемы ЖРД и охладителя для ЖРД с насосной подачей зависит от вида схемы камеры. о ых ЖРД с дожиганием и с П и разработке кислородно.углеводородны ри раз горания выявились некоторые трудности, высоким давле ением в камере с к Быто установлено, что углее с п облемой охлаждения камеры.

„ы31 связанные с про Ро-1 и синтетического горючего К1-5 водор дн о о ые горючие типа керосина Ро- и синтет твами (разлагаются при относибл ают плохими охлаждающими свойства обладают р ур ) сл чаев являются непригодными для тельно низких т р чр емпературах и в ряде у ения (без использования пристеночного слоя с регенеративного охлаждени ( я ма шевых ЖРД с высоким пониженной температурой и завес) для маршевых давлением.

ом в камерах, работаюя Дсд жи ЖРД о ганием при охлаждении пропан + С Н, можно обеспечить давление в камере рможн е сто ащих на топливе Оз + з а, можн и жи ким кислородом о 23,5 МПа, а лри охлаждении метаном или жидким в камерах, работающих на топливах з, и НАСА ассматским на чно-исследовательским центром Р Поэтому Лэнглийским н у ривались другие схемы Ж Д ~ ЖРД на топливе, +, в к О УВГ, в оторых можно будет его анин. Установлено, более высокие давления в камере сгорания. с реализовать о Д вЂ” 34,4 МП дновременным снижением что проблему создан Д рн ия ЖРДс =, а с о никальные свойства МТКК можно решить, используя уник массы сухого МТ м б азном состоянии в ка|й обладает в жидком и газоо ра водорода, который охлаждающей способаме ы исключительно высокой честве охладителя кам р абочим телом турооб азном виде является наилучшим ра во о а из всех веществ. бины нз-за минимальной атомной массы водорода из 409 В составе перспективных МТКК, в которых предполагается использовать ЖРД на топливе От + УВГ, обязательно будет бак с жидким водородом.

Расчеты показали, что для охлаждения высокоэффективных ЖРД на топливе О, ч УВГ и привода ТНА достаточен расход водорода, составляющий всего 1,0 ... 1,5 % общего расхода компонентов топлива через двигатель. Это позволяет применять схему без дожигания с вводом отработанного турбинного газа в конец расширяющейся части сопла. При давлении в камере сгорания, составляющем 27,5 МПа, потери удельного импульса нз-за применения схемы без дожигания составляют всего 26 м/с.

Такой ЖРД с двухкомпонентной камерой с высоким давлением в камере сгорания и с общей магистралью охладителя и турбинного газа может оказаться проще ЖРД с дожиганнем на топливе Оэ + УВГ благодаря надежному решению проблемы охлаждения камеры водородом и из-за отсутствия необходимости разработки и включения в схему двигателя генератора, работающего на топливе Оэ + УВГ с избьпком горючего. Давление на выходе из насоса УВГ в этом случае будет лишь немного превышать давление в камере сгорания, что позволяет снизить массу топливных магистралей высокого давления. Для разработки такого ЖРД необходимо решить такие сложные технические проблемы, как разработка смесительной головки для камер с высоким давлением р„, разработка технологии использования переохпажденных горючих (например, пропана), исследования горения новых горючих (пропана и др.) .

За рубежом считают осуществимой реализацию давлении в камере сгорания до 28 МПа в 90-е годы. Умеяьшеине массы сухой ДУ. Для снижения массы ЖРД н ДУ в цепом используют: 1) конструкционные материалы с высокой удельной прочностью (титан, алюминий, магний, бериллий и их сплавы, пластмассы и особенно композиционные материальг); широкое применение в конструкции (кроме топливных баков) композиционных материалов позволяет уменьшить массу ДУ на 1О „. 20 %; например, для термозащитных экранов и особенно для силовых рам ДУ весьма эффективна замена металла на композиционные материалы; применение более совершенных материалов обеспечивает не только снижение сухой массы ЖРД н ДУ, но и повышение их надежности н ресурса работы; 2) разработку насосов ТНА с возможно меньшим потребным значением избыточного давления жидкого компонента топлива относительно давления его насыщенного пара, а в предельном случае — с нулевым значением указанного нзбьпочного давления; 3) передовую технологию производства: вакуумное литье, порошковую металлургию, сварку электронным лучом, электроискровую, электро- химическую н лазерную обработку материалов, лазерные методы упрочения поверхностного слоя деталей н т.д.

Уменьшение габаритных размеров ДУ. Уменьшение габаритных раз. меров ЖРД н ДУ в целом достигают переходом на высокие давления в 410 камере сгорания, усовершенствованием компоновки двигателя н баков н конструкции его агрегатов, а в дальнейшем использованием камер новой конструкции, в частности камер с центральным телом, двухконтурпых ка. мер н т.д. Увеличение ресурса ДУ и носителя в целом. Ресурс работы ЖРД повышают путем применения конструкционных материалов с большей жаропрочностью н усталостной прочностью. использования высокоэффективных термозащнтных покрытий и т.д. Принципиально раднкальнымспособом увеличения ресурса ЖРД, ДУ н носителей в целом и снижения стоимости вывода 1 кг полезного груза на орбиту является переход к использованию многоразовых ЖРД.

ДУ и носителей, прн этом одновременно достигается значительная экономия материальных, трудовых и денежных средств. Промежуточный эффект достигается прн использовании частична многоразовых носигелей. Из числа используемых н перспективных технических решений для носителей рассмотрим следующие: 1) спасение первой ступени при поперечном делении ступеней нли боковых блоков первой ступени прн продольном делении ступеней с использованием парашютной ступени (частнчно многоразовый носитель с парашютной системой спасения первой ступени); 2) спасение первой крылатой многоразовой ступени частично многоразовой РН, Такая ступень возвращается на взлетно-посадочную полосу космодрома, с которого обеспечивается вертикальный запуск РН; 3) применение Двухступенчатых и одноступенчатых крылатыхполносгью многоразовых носигеаеи В первую очередь будут создаваться, вероятно, полностью мпогораэовые носители двухступенчатой конструкции сначала с вертикальным, а затем с горизонтальным стартом.

Многоразовые носители с горизонтальным стартом будуг проектироваться лдя старта н посадки на взлетно-посадочной полосе космодромов, а в дальнейшем в обычных аэропортах. Увеличение тяги одиночных ЖРД, Одной из тенденций развития ЖРД большой тяги является увеличение "тяги одиночного двигателя. Тягу одиночного ЖРД выбирают по условиям обеспечения повышен. ной надежности ДУ н носителей в целом исходя из того, что число ЖРД в ней обычно не превышает пяти-шести; в этом случае запуск ЖРД, управление носителем н подвод компонентов топлива к двигателям получаются не слишком сложными.

Прн меньшем числе двигателей облегчается задача нх одновременного запуска В ряде случаев для расширения возможностей применения серийно изготавливаемых ЖРД (в основном из-за постоянной тенденции к росту массы полезного груза носителей) возникает необходимость в увеличении их номинальной тяги (в форсировании), которое обеспечивается либо без каких-либо конструктивных переделок (увеличением расхода компонентов топлива с одновременным ростом давления в камере сгорания), либо при их возможно меньшем числе.

В первую очередь могут потребоваться 411 изменения размеров форсунок камеры и газогенераторов, увеличение площади минимального сечения сопла и расхода компонентов топлива (если желательно сохранить неизменным давление в камере сгорания), некоторая модификация ТНА (усиление роторов турбин, корпусов и крыльчаток насосов и т.д.) . В качестве вариантов для увеличения массы полезного груза МТКК "Спейс шаттл" намечена программа модернизации ЖРД ЯВМЕ с увеличением его максимальной тяги со 109 до 115 % (а в дальнейшем до 130 %) ее номинального значения. Для указанной модерни. зации будут повышены рабочие давления и температуры. В результате могут возрасти уровни вибраций, турбулентности потоков компонентов топлива, нагрузки на лопатки турбины, подшипники, уплотнения и на элементы камеры сгорания.