Расчет камеры жидкостного ракетного двигателя

Расчет камеры жидкостного ракетного двигателя

Описание: Конструктивные схемы выполненных камер многообразны. В современных ЖРД преимущественное применение получили цилиндрические камеры сгорания, которые в сочетании с плоской смесительной головкой позволяют осуществить процесс создания тяги при высокой расходонапряженности с одновременной организацией надежной системы топливной защиты и обеспечением требуемых термопрочностных характеристик. Указанная конструкция камер достаточно технологична в изготовлении.

Дата добавления: 2015-09-01

Размер файла: 790.54 KB

Работу скачали: 245 чел.

Поделитесь работой в социальных сетях

Если эта работа Вам не подошла внизу страницы есть список похожих работ. Так же Вы можете воспользоваться кнопкой поиск

Министерство образования Российской Федерации

«МАТИ» – Российский государственный технологический университет им. К.Э. Циолковского

Кафедра: «Технология производства двигателей летательных аппаратов»

Курсовой проект

«Расчет камеры жидкостного ракетного двигателя»

«Теория, расчет и проектирование ракетных двигателей»

Студент: Сурков Г.Г.

Руководитель: Ярославцев Н.Л.

Камера двигателя является основным агрегатом жидкостного ракетного двигателя в значительной мере определяющим такие показатели двигателя как удельный импульс тяги, удельную массу, габаритные размеры, надежность и т.д.

Конструктивные схемы выполненных камер многообразны. В современных ЖРД преимущественное применение получили цилиндрические камеры сгорания, которые в сочетании с плоской смесительной головкой позволяют осуществить процесс создания тяги при высокой расходонапряженности с одновременной организацией надежной системы топливной защиты и обеспечением требуемых термопрочностных характеристик. Указанная конструкция камер достаточно технологична в изготовлении.

В данной работе приводится упрощенная методика газодинамического расчета камеры ЖРД, применимая для двигателей с дожиганием и без дожигания генераторного газа. Газодинамический расчет включает три этапа: определение газодинамических размеров камеры сгорания; профилирование сверхзвукового сопла; проектирование смесительной головки, определение основных параметров газа в расчетных сечениях камеры.

Также мы определяем параметры проточного охлаждений в критическом сечении сопла, оцениваем распределение плотности теплового потока по длине камеры.

Затем после оценки гидравлических потерь в топливных магистралях определяем потребные напоры насосов; затем из уравнения энергетического баланса находим массовый секундный расход или давление генераторного газа.

Данные расчеты камеры позволяют оценить толщины днищ смесительной головки и наружной стенки камеры.

1. Исходные данные расчета ЖРД

1.1. Выбор значений давления в камере и на срезе сопла

Выбор указанных параметров при проектировании ЖРД назначают в основном из условия реализации оптимального удельного импульса двигателя, что соответствует высоким значениям давления в камере рк и степени расширения сопла по давлению

1.1.1.выбор значений давления в камере ЖРД

Предельный уровень давления в камере ЖРД с дожиганием определяется из условия равенства потребной мощности насосов и располагаемой при этом мощности турбины ТНА. Рабочее давление в камере рк назначается ниже его предельно возможного значения, с целью снижения тепловых потоков к внутренней стенке камеры со стороны продуктов сгорания топлива, а также для обеспечения возможности регулирования тяги в процессе работы двигателя.

1.1.2. Выбор значения давления на срезе сопла

Оптимальное значение давления на срезе сопла определяется конкретным соотношением между создаваемой соплом тягой и его длиной (массой), при которых конечная скорость ракеты максимальна.

1.2. Выбор жидкостного ракетного топлива

В настоящее время существуют тенденции широкого использования для ракетоносителей ЖРТ с низкокипящими и криогенными компонентами.

Топливо: Кислород (О2,ж) + водород (Н2,ж). Топливо кислород + водород обеспечивает наиболее значительный удельный импульс тяги. При проектировании ТНА, работающих на указанных компонентах топлива, необходимо предусмотреть последовательно расположенные насосы по водороду, т.к. резкое увеличение давления в насосах может вызвать разрушение магистралей.

2. Анализ пневмогидравлической схемы ДУ

Двигатель работает на высококипящем двухкомпонентном топливе (жидкий водород + жидкий кислород). ЖРД с двумя газогенераторами (8 и 9).

2.1. Системы газогенерации

Газогенератор (8 и 9) должен обеспечивать минимальное давление в двигателе, в который подается практически весь окислитель и незначительная часть горючего, соответствующая принятой температуре. При большом расходе рабочего тела потребная мощность турбины (5) обеспечивается при малой степени расширения газа в ней, что определяет уменьшение давления в газогенераторе.

2.2. Конструктивная схема ТНА

В двигателях с дожиганием на несамовоспламеняющемся топливе применяются 3-х насосные схемы ТНА с осевой одноступенчатой реактивной турбиной. Трехнасосная схема состоит из трех шнекоцентробежных насосов (4) (окислителя и горючего). Реактивная турбина (5) при большом расходе газа и относительно низкой температуре развивает необходимую мощность, таким образом, достигается превышение давления в газогенераторе по сравнению с давлением в камере.

Также помимо основной турбины применяется пусковая активная турбина (3) для раскрутки ротора при запуске двигателя.

2.3. Система запуска двигателя

Основным требованием с системе запуска является обеспечение надежного выхода на номинальный режим работы без значительного повышения давления газов.

Запуск ЖРД с дожиганием на несамовоспламеняющемся топливе помимо основной турбины, работающей на продуктах сгорания основного топлива, требует дополнительных устройств для раскрутки ротора ТНА и для розжига топлива. В моем случае я использую пиротехнические шашки (2) для зажигания топлива и стартерную турбину (3) для раскрутки ротора ТНА.

2.4. Управление двигателем

В современных ракетах значение тяги двигателей в полете может регулироваться путем варьирования соотношения компонентов топлива или за счет изменения частоты оборотов насосов.

2.5. Выключение двигателя

При достижении расчетной скорости полета и соответствующего ей угла тангажа система управления полетом выдает команду на выключение ДУ данной ступени, запуск двигателя следующей ступени.

Для повышения надежности выключение происходит в два этапа:

— прекращается подача топлива в газогенератор. Резко уменьшается скорость вращения ротора ТНА. Понижается давление в топливных магистралях

— прекращается процесс горения в камере, ДУ выключается, одновременно запускается ДУ второй ступени.

Пояснение к схеме:

1) Камера двигателя

2) Пиротехническая шашка

3) Стартерная турбина

4) Три ступени насосов

5) Две основные турбины

6) Топливный бак с окислителем

7) Топливный бак с горючим

8) Газогенератор окислительного типа

9) Газогенератор восстановительного типа

10) Газовод охлаждаемый
3. Определение основных параметров ЖРТ и его продуктов сгорания

3.1. Определение основных параметров жидкого ракетного топлива

давления в камере =25000 кПа,

давления на срезе сопла =25 кПа,

ρ т = 0.3449 г/см 3 ;

р н =0 (Прототип – третья ступень РН)

l т = 1002 Дж/кг; S = 17.98 Дж/кг.

3.2. Определение основных параметров продуктов сгорания ЖРТ

Значения основных параметров продуктов сгорания находятся для трех сечений камеры двигателя: на входе в сопло (индекс «с»); в критическом сечении (индекс «*»); в выходном сечении («а»).

В камере сгорания ракетного двигателя температура равна 3000

Принцип действия термохимических (или просто химических) двигателей не сложен: в результате химической реакции (как правило, реакции горения) выделяется большое количество тепла и нагретые до высокой температуры продукты реакции, стремительно расширяясь, с большой скоростью истечения выбрасываются из ракеты.

Химические двигатели относятся к более широкому классу тепловых (теплообменных) двигателей, в которых истечение рабочего тела осуществляется в результате его расширения посредством нагревания. Для таких двигателей скорость истечения в основном зависит от температуры расширяющихся газов и от их среднего молекулярного веса: чем больше температура и чем меньше молекулярный вес, тем больше скорость истечения. С точностью до 10% она пропорциональна где абсолютная температура,

М — средний молекулярный вес [1.6]. Все усилия направляются главным образом на то, чтобы температура была по возможности больше, а молекулярный вес меньше.

Требование высокой температуры расширяющихся газов довольно очевидно, что же касается молекулярного веса, то чем он меньше, тем больший объем при данных температуре и давлении стремится занять газ, т. е. тем больше оказывается скорость истечения. Скорость истечения также зависит, хотя и в меньшей степени, от давления газа в тепловой камере, точнее, от отношения этого давления к давлению газа в выходном сечении (на срезе сопла). Чем больше это отношение, тем больше скорость истечения. Давление газа в камере доходит до десятков атмосфер. При полете за пределами атмосферы это давление (для двигателей верхних ступеней) может не быть таким большим.

Рис. 5. Схема жидкостного ракетного двигателя с насосной подачей топлива.

Важной характеристикой рабочего тела является его плотность. Чем она больше, тем меньший объем при той же массе занимает рабочее тело и тем, следовательно, меньшие размеры, а значит, и меньшую массу имеют баки для его хранения. К сожалению, требования малого молекулярного веса и большой плотности обычно противоречат друг Другу.

Жидкостные ракетные двигатели этих двигателях горючее (например, керосин, спирт, гидразин, жидкий водород) и окислитель (например, жидкий кислород, азотная кислота, перекись водорода) помещаются в отдельных баках. Совокупность горючего и окислителя называется ракетным топливом. С помощью специальных насосов или под давлением горючее и окислитель подаются в камеру сгорания. Истечение продуктов сгорания происходит через особой формы раструб, называемый соплом (рис. 5). Иногда двигатель может содержать несколько камер (каждая со своим соплом), объединенных общей системой подачи топлива. Многокамерность позволяет, при той же тяге, уменьшать общую длину двигателя и, в конечном счете, облегчить ракету. Четырехкамерными, например, являются советские двигатели РД-107 и РД-108, которые используются в советских ракетах «Восток» с 1957 г. [1.7].

В камерах сгорания современных ракет развивается температура более 4000 К (иногда достигает почти 5000 К) [1.8]. Стенки камеры Делаются из особо жаропрочных материалов и подвергаются специальному охлаждению: внутри них по трубкам циркулирует

холодное топливо перед поступлением в камеру. Благодаря этому стенки камеры сгорания охлаждаются до 1000 К.

Требование возможно меньшего молекулярного веса продуктов сгорания заставляет химиков искать ракетные топлива, состоящие из химических элементов с небольшим атомным весом (занимающих 10 первых мест в таблице Менделеева, за исключением инертных газов) [1.6]. Теоретические расчеты показывают, что самые выгодные комбинации горючих и окислителей, характеризующиеся сравнительно малым молекулярным весом продуктов сгорания и высокой теплотворностью, при высоких давлениях (до сотен атмосфер) в камере сгорания не смогут дать скорость истечения газов во всяком случае более причем предел уже фактически почти достигнут.

В ЖРД нижних ступеней современных ракет-носителей используются, как правило, углеводородные горючие (керосины и их производные) и жидкий кислород в качестве окислителя; подобные топлива дают скорости истечения порядка и несколько выше (рекорд принадлежит, по-видимому, советскому двигателю в котором топливо на кислороде и несимметричном диметилгидразине дает скорость истечения 3,45 км/с). Сочетание же жидкий водород жидкий кислород обеспечивает скорость истечения до а замена жидкого кислорода жидким фтором позволит достичь скорости истечения

Жидкий фтор чрезвычайно трудно использовать из-за его коррозионного действия, ядовитости и возникающей при его применении пожароопасности и опасности для окружающей среды. Однако ожидается, что в будущем может стать возможным использование жидкого фтора на верхних ступенях космических ракет [1.10] и в орбитальных разгонных блоках. Использование жидкого водорода затрудняется тем обстоятельством, что он имеет весьма малую плотность, вследствие чего оказывается велика масса содержащих его баков. Не малы также трудности содержания жидкого водорода при температуре [1.8]. В настоящее время кислородно-водородное топливо применяется на верхних ступенях ракет-носителей, где потребное количество водорода может быть не слишком велико.

Наряду с кислородно-керосиновыми и кислородно-водородными топливами находят широкое применение высококипящие топлива, компоненты которых являются жидкостями в обычных условиях. Они, например, используются в советских двигателях РД-214 и РД-216, применяющихся в ракетах серии «Космос». Такие топлива дают меньшую скорость истечения, чем кислородно-керосиновые

топлива, но обладают большей плотностью (скорость истечения для РД-216 равна 2,86 км/с) [1.7, 1.10].

Тяги жидкостных двигателей, уже применяющихся на ракетах, достигают многих сотен тонн. Значительный эффект получается объединением нескольких двигателей в связки.

Самым мощным из построенных до сих пор ракетных двигателей является американский Его тяга составляет в вакууме Двигатель имеет массу около максимальный размер (по срезу сопла) составляет

Рис. 6. Ракетный двигатель твердого топлива: а) продольный и б) поперечный разрез.

Ежесекундно расходуется около 1 т горючего (керосин окислителя (жидкий кислород); удельный импульс — 260 с. Этот двигатель использовался в лунной ракете-носителе «Сатурн-5».

В США испытывался кислородно-водородный с такой же тягой. Использовавшийся на верхних ступенях ракеты-носителя «Сатурн-5» кислородно-водородный развивает в вакууме тягу до скорость истечения равна

Мощные ЖРД (одиночные и в связках) способны сообщить реактивное ускорение, в несколько раз превышающее ускорение свободного падения Их действие, однако, продолжается лишь несколько минут. При малом секундном расходе рабочего тела другие ЖРД (например, рулевые), работающие в режиме малой тяги, способны действовать несколько часов и создавать ускорения, в десятки раз меньшие

Ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ). Твердое топливо горит за счет кислорода, содержащегося в нем самом. РДТТ имеет значительно более простую конструкцию, чем ЖРД. Не нужны ни раздельные баки для горючего и окислителя, ни насосы (рис. 6). В РДТТ оказывается более трудно, чем в ЖРД, регулировать горение, но зато хранение твердых топлив значительно проще, чем жидких (особенно в условиях космического пространства). Удельный вес РДТТ меньше удельного веса ЖРД, и в этом их преимущество. Тяги РДТТ достигают сотен тонн. Время действия — менее минуты.

В начале 1967 г. в США был испытан РДТТ диаметром и длиной причем тяга достигла Считается теоретически возможным создание РДТТ диаметром с тягой до [1.8].

Связки огромных РДТТ должны найти широкое применение в качестве первых, стартовых ступеней (бустеров) огромных ракет-носителей. Однако РДТТ никогда не смогут полностью вытеснить ЖРД, так как даже в будущем скорость истечения из них, по-видимому, не сможет превысить 3-3,5 км/с [1.8]. К 1977 г., по опубликованным в США данным, скорость истечения из РДТТ лишь едва достигла 2,7 км/с.

РДТТ небольшой тяги находят применение в качестве тормозных двигателей космических аппаратов. Необычные весьма малой тяги используются в системах ориентации и стабилизации. Их «топливо» не сгорает, а представляет собой легко возгоняющееся (сублимирующееся) под действием электрического импульса твердое вещество (микроракетные сублимационные двигатели) [1.8].

ЖРД на свободных радикалах (рекомбинацион-ные двигатели). Так называются теоретически возможные двигатели химического типа, использующие тепловую энергию, выделяющуюся при рекомбинации (воссоединении) в молекулы атомов или групп атомов, представляющих собой незаряженные части молекул. Примером такой реакции может служить соединение двух отдельных атомов водорода в молекулу водорода При реакции развивается огромная температура — около а молекулярный вес расширяющегося газа минимален. Скорость истечения могла бы теоретически достичь [1.11]. Но чрезмерно высокая температура вынудит разбавлять свободные атомы водорода молекулами что понизит температуру и уменьшит скорость истечения. Таким путем может быть достигнута скорость истечения около [1.12] (при 50% свободных атомов в смеси). К сожалению, получение и хранение (в «замороженном» состоянии) свободных радикалов в широких масштабах представляет практически неразрешимую проблему из-за дороговизны и взрывоопасности [1.8].

Использование воздушно-реактивных двигателей (ВРД). Можно добиться увеличения характеристической скорости ракеты, если в камере сгорания в качестве окислителя будет использоваться кислород атмосферы. Для этого на первой ступени должны быть установлены ВРД (возможно, в сочетании с ЖРД), подобные применяющимся в реактивной авиации. Помимо использования самостоятельных ВРД возможно также подсасывание воздуха из атмосферы в реактивную струю ЖРД или РДТТ [1.8]. Указанные двигательные установки в будущем могут найти применение на орбитальных самолетах.

Двигатель РД 171 МВ для сверхтяжа лучший в мире

Двигатель РД 171 МВ для нашего сверхтяжа по-прежнему лучший в мире.

Статья опубликована 24.03.19 г. на сайте КОНТ https://cont.ws/@proctotanya/1270063

Добрый день, дорогие читатели! В этой статье я попробую расшифровать новость «Роскосмос показал мощь нового двигателя РД 171 МВ».

Люблю я такие заголовки: «Роскосмос показал видео самого мощного в мире ракетного двигателя». Читаешь и думаешь – может, я что-то упустила? Может быть, это не в моей альма-матер – Московском Авиационном институте — еще с начала 80-х годов прошлого века на факультет двигателестроения заманивали самых распоследних троечников (остальные не шли, «Двигатели» было сложно и не престижно, то ли дело «Вооружение»)?

Все пришло в такое грустное состояние, что бедный факультет № 2 даже сгорел – 31 марта 2009 года загорелось старое здание, построенное в 1932 г.

Сначала оно было деревянным, но в 60-х годах его обложили снаружи кирпичом. Пожар произошел по причине ветхости электропроводки. Высохшее дерево вспыхнуло мгновенно, пожар по пристройке перешел в другой корпус.

Из лабораторного корпуса было вынесено 25 баллонов с ацетиленом, азотом и кислородом, а также большое количество упаковок с нитрокраской и химреактивами.

Пострадавших в результате пожара не было, но институту был причинен невосполнимый ущерб: огонь уничтожил уникальное учебное пособие — экспозицию разработанных в разные годы авиационных двигателей. Многие образцы существовали в единственном экземпляре.

А мне больше всего запомнилась лаборатория инструмента. Там был огромный макет сверла – все наглядно, все понятно. Тоже, я боюсь, сгорел.

Погорельцы переехали, как говорили, в новехонькие аудитории ФРЭЛА (факультет радиоэлектроники летательных аппаратов). Радиотехники скрежетали зубами, но что поделать – такое горе, пришлось пустить. В 2012 г. начались работы по восстановлению зданий, и в 2017 г. факультет двигателестроения получил новые корпуса.

Ну так что же? Неужели прорыв? Ведь оставались бауманцы, самарцы, казанцы… Дело в том, что в ракете двигатель – это самое главное. С виду самое важное – это огромный сигарообразный корпус ракеты-носителя. Но это – по сути, всего лишь топливные баки. А двигатели – сердце ракеты. О них можно писать очень много и долго, но давайте освоим хотя бы самые простые понятия.

Двигатели для космических полетов должны вырабатывать как можно большую мощность при возможно меньшей массе и объеме. Кроме того, к ним предъявляются такие требования, как исключительно высокая эффективность и надежность, значительное время работы.

По типу используемой энергии двигательные установки ракет-носителей подразделяются на термохимические и ядерные. В настоящее время космические корабли, орбитальные станции и спутники Земли выводятся в космос ракетами, оснащенными мощными термохимическими двигателями.

Ядерные ракетные двигатели (ЯРД) еще находятся на стадии развития, но, очевидно, найдут применение на межпланетных аппаратах.

Для преодоления сил притяжения планет телу нужно придать определенную скорость. Придали – полетели – достигли цели.

Первая космическая скорость – это скорость, необходимая для того, чтобы тело стало спутником планеты (выход на ее орбиту). Для Земли первая космическая скорость составляет 7,9 км/с.

Вторая космическая скорость – это скорость, необходимая для преодоления притяжения Земли и превращения тела в спутник Солнца или другой планеты. Для Земли она составляет 11,2 км /с (а для Солнца, к примеру – 617,7 км/с).

Третья космическая скорость – минимальная скорость, которую необходимо придать находящемуся вблизи поверхности Земли телу, чтобы оно могло преодолеть гравитационное притяжение Земли и Солнца и покинуть Солнечную систему. Для Земли – 16, 65 км/м.

Термохимические двигатели на данный момент – самые эффективные. Но чем дальше мы хотим улететь, тем больше топлива нам нужно взять на борт. Какое топливо используется в ракетных двигателях?

Термохимические двигатели делятся на ТТРД (твердо-топливные) и ЖРД (жидкостные).
Обычно окислителем, обеспечивающим сгорание, в двигателе внутреннего сгорания является кислород. Понятно, что в космосе кислорода нет, и его также приходится нести с собой на борту. Практически весь объем занимают окислитель и горючее.
Основное количество топлива и самые мощные двигатели – на 1 ступени, именно она «отрывает от Земли» полезную нагрузку, выводимую в космос.

Посмотрите старт РН «Союз ФГ» с пилотируемым кораблем «Союз МС-12» — какая мощь, сколько энергии! https://youtu.be/zGEqMxmZSxc

В жидкостных термохимических ракетных двигателях в качестве горючего используется спирт, керосин, бензин, анилин, гидразин, диметилгидразин, жидкий водород, а в качестве окислителя – жидкий кислород, пероксид водорода, азотная кислота, жидкий фтор. Горючее и окислитель для ЖРД хранятся раздельно, в специальных баках и под давлением или с помощью насосов подаются в камеру сгорания, где при их соединении развивается температура 3000 – 4500 °С.

Продукты сгорания, расширяясь, приобретают скорость 2500-4500 м/с, создавая реактивную тягу. Чем больше масса и скорость истечения газов, тем больше сила тяги двигателя.

Основные характеристики жидких ракетных топлив. Первым указан окислитель, вторым – горючее.

Азотная кислота + Керосин. Плотность – 1400 кг/куб. м. Удельный импульс тяги – 2900 м/с. Удельная теплота сгорания – 6100 кДж/с.

Жидкий кислород + Керосин. Плотность – 1036 кг/куб. м. Удельный импульс тяги – 3283 м/с. Удельная теплота сгорания – 9200 кДж/с.

Жидкий кислород + Жидкий водород. Плотность – 345 кг/куб. м. Удельный импульс тяги – 4164 м/с. Удельная теплота сгорания – 13400 кДж/с.

Жидкий кислород + Диметилгидразин. Плотность –1000 кг/куб. м. Удельный импульс тяги – 3381 м/с. Удельная теплота сгорания – 9200 кДж/с.

Большой удельный импульс тяги создает двигатель, работающий на жидком кислороде и жидком водороде. В реактивной струе этого двигателя газы мчатся со скоростью немногим больше 4 км/с. Температура струи около 3000°С, и состоит она из перегретого водяного пара, который образуется при сгорании водорода в кислороде.

В отличие от диметилгидразина или азотной кислоты, фтора, пара кислород-водород – экологичное топливо. Но водород легко воспламеняется и может взорваться с крайне печальными результатами, а кислород – газ – переходит в жидкое состоянии при температуре – 183 град по Цельсию. Сжиженный кислород легко и быстро испаряется, даже если его хранить в специальных теплоизолированных сосудах. Поэтому нельзя долго держать снаряженной ракету, двигатель которой работает на жидком кислороде. Приходится заправлять кислородный бак непосредственно перед пуском.

Эффективность двигательной установки (ДУ) с ЖРД (жидкостный ракетный двигатель) возрастает с увеличением удельного импульса тяги и плотности топлива. Сейчас предъявляется все больше требований к экологической чистоте как самих компонентов топлива, так и продуктов их сгорания. Жидкий кислород и жидкий водород являются наилучшим высокоэффективным, экологически чистым топливом. Однако чрезвычайно низкая плотность жидкого водорода (всего 70 кг/м3) существенно ограничивает возможность его применения. Наилучшими компонентами топлива для ДУ первой ступени являются жидкий кислород и углеводородное горючее. До сих пор в качестве углеводородного горючего (УВГ) чаще всего используют керосин.

На этом топливе и работает РД 171 МВ. Он имеет 4 камеры сгорания. Его размеры: масса – 10300 кг, высота – 4150 мм, диаметр – 3585 мм.

Тепловая мощность, выделяемая камерой сгорания – 27 млн кВт – сравнима с мощностью крупной гидроэлектростанции. Этот двигатель – самый мощный в мире: тяга – более 800 тонн, мощность турбины — 246000 лошадиных сил.

Игорь Арбузов, генеральный директор НПО «Энергомаш» говорит, что двигатель создавался в рамках задачи создания РН тяжелого класса на базе ракетных конструкций, имеющих положительный опыт работы.

В начале статьи я написала, что очень обрадовалась, что у нас создали новый, да еще самый мощный ракетный двигатель. Но после изучения вопроса выяснилось, что РД 171 МВ – это доработка и модернизация предыдущего успешного двигателя – РД 171, чьим предшественником был знаменитый РД-170.

РД-170 — советский жидкостный ракетный двигатель, разработанный КБ «Энергомаш». Четырёхкамерный двигатель закрытого цикла работает на паре кислород-керосин. Разработан для РН «Энергия».

Он является самым мощным ракетным двигателем на жидких компонентах топлива из когда-либо созданных (имея четыре камеры, он на 2,1—5,65;% мощнее американского однокамерного F-1, устанавливавшегося на первой ступени РН «Сатурн-5», при габаритах, меньших в 1,5 раза, причем РД-170 намного более экономно расходует топливо, поскольку построен по схеме закрытого цикла, в отличие от F-1, использующего более простой, но менее эффективный открытый цикл).

Предназначен для многоразового использования (был аттестован для 10-кратного использования). Базовый вариант использовался на первой ступени РН «Энергия» и «Зенит»; на его основе разработаны двигатели РД-180 (применяющийся на американских РН «Atlas») и РД-191 (для РН «Ангара»).

Двигатель выполнен по замкнутой схеме с дожиганием окислительного генераторного газа после турбины. Компоненты топлива: окислитель — жидкий кислород, горючее — керосин.

Начало разработок – 1973-1974 годы. В 1976 г. было принято решение о создании РН «Энергия» и «Зенит», и далее эти двигатели предназначались для первой ступени – 4 разгонных блоков А (далее «Зенит», который является предшественником разрабатываемой РН «Союз5», она же «Иртыш»).

Многоразовость использования, ремонтопригодность, надежность и безаварийность работы — весь этот комплекс требований к двигателям нового поколения родил целый ряд технических задач, значительная часть которых в отечественной практике встретилась впервые. Прошло всего 7 лет с начала работ, и.

9 июля 1981 г. двигатель впервые проработал полное время на стенде. С середины 1984 г. начались первые поставки двигателей для «Энергии».

Октябрь 1985 г. — третий (первый успешный) пуск РН «Зенит» с двигателем РД-171 в составе первой ступени.

15 мая 1987 г. — первый пуск РН «Энергия» с двигателями РД-170 в составе первой ступени.

15 ноября 1988 г. — второй пуск РН «Энергия» с двигателями РД-170 в составе первой ступени.

Варианты двигателя РД-170 отличаются системой качения и органов управления отклонением камер. Камеры сгорания при управлении ракетой в составе блока А ракеты «Энергия» (РД 170) качаются в радиальных плоскостях, проходящих через продольную ось двигателя, через центр.

Такая схема управления более эффективна в структуре пакета ракеты «Энергия», но требует более мощных рулевых машин, которые преодолевают нагрузку, создаваемую набегающим аэродинамическим потоком на выступающую часть сопла камеры.
Камеры сгорания двигателя РД-170 первой ступени «Зенита» отклоняются при управлении в тангенциальной плоскости качения.

Сопла камер не выходят в обтекающий ступень аэродинамический поток и не испытывают его нагрузки. Рулевые машины существенно менее мощные. Эффективность управления такого варианта достаточна для ракеты «Зенит».

Я предлагаю посмотреть старый фильм, рассказывающий об этом двигателе, увидеть его агрегаты, особенности, как он работает. https://youtu.be/F7eJSucFKzs
«Первый двигатель РД-171МВ. собран на подмосковном «НПО Энергомаш» и готовится к огневым испытаниям. По мощности ему нет равных в мире», — написал Дмитрий Рогозин в Twitter 08.02.19 .

РД 171 МВ – это модификация РД-171М (171, 170). Он будет использован в первой ступени новой ракеты-носителя среднего класса «Союз-5» («Иртыш», в прошлом «Зенит») и в первой же ступени будущей сверхтяжелой ракеты «Енисей» для полётов в ближний и дальний космос.

Двигатель РД-171МВ представляет собой модернизированный вариант двигателя РД-171М, отличающийся от прототипа новой системой регулирования, исключающей использование импортных комплектующих, а также рядом технологических и конструктивных решений, отработанных при эксплуатации двигателей РД-180, РД-191 (например, применены дополнительные меры по защите от возгорания). Кардинальных отличий от оригинального двигателя по гидравлической и газодинамической частям не будет.

РД-171МВ будет первым двигателем «Энергомаша», подлинником конструкторской документации которого будут не бумажные чертежи, а электронные 3D-модели. На основе электронной документации составляются технологические процессы и управляющие программы для современных многокоординатных станков с числовым программным управлением, что позволяет существенно сократить сроки разработки двигателя, оптимизировать процесс его изготовления и, как следствие, уменьшить общий объем издержек.

Начало огневых испытаний – 2020 г., поставка полностью отработанного двигателя для пилотируемого «Союз-5» – 2023 г.

Из серьезных плюсов – НПО «Энергомаш» обзаведется новым цехом под эти двигатели, новым оборудованием с цифровым управлением.

Я не хочу делать выводы в конце статьи. Предлагаю вам, читатель, сделать их самостоятельно. Дмитрий Рогозин, к примеру, заметил в своем интервью (https://www.roscosmos.ru/26231/): «Если не платить — так и будет долгострой». Интересное интервью, рекомендую посмотреть.

Но одно хочу заметить. Можно сколь угодно прекрасно разбираться в составлении электронной документации (ведь именно это – главное отличие современного двигателя от предшественника 32-летней давности?), но не быть настоящим разработчиком РД. Для того, чтобы стать инженером, нужно разбираться и в физике, и в химии, и в математике. Это как минимум. Знать, как поведет себя топливо в разных условиях, понимать структуру металла, прочностные характеристики конструкций и массу всего остального. Как можно создать новый двигатель, не имея широкого образования? Про профильные классы и про отсутствие предмета «химия» в техническом классе я написала отдельную статью. https://cont.ws/@proctotanya/948412

Кстати, знаменитый РД 180, на котором летает американский «Атлас» — это половинка от РД-170. Вот так.

megavolt_lab

• Зафрендить
• RSS

Записки сумасшедшего ракетчика

На прошлой неделе я описывал устройство и принцип работы всех применяемых в космонавтике химических ракетных двигателей, в том числе и жидкостный ракетный двигатель (ЖРД). Для понимания принципа работы я привел простейшую схему:

На ней все до банальности просто: трубы с компонентами топлива входят в камеру сгорания, где топливо горит, а продукты сгорания выбрасываются через сопло назад, толкая двигатель вперед.

Так как же такая простая схема на деле превращается в такое сложное переплетение всяких трубок, проводов и устройств?

Начнем с того, что компоненты топлива в камеру сгорания надо как-то подавать. Самый простой способ — подать в баки с горючим и окислителем сжатый газ, чтобы его давление вытесняло из баков жидкость в камеру сгорания.

При всей своей простоте у вытеснительной подачи есть серьезный недостаток: давление газа наддува должно быть выше рабочего давления в камере сгорания, а там ведь десятки, а то и сотни атмосфер. Для реализации такой схемы придется делать баки очень прочными, чтобы они выдержали такое чудовищное давление, а это значит, что их стенки будут очень толстыми и тяжелыми. Масса — враг номер один в ракетно-космической технике, поэтому такое решение не годится. На практике вытеснительная система подачи применяется в двигателях с рабочим давлением в камере сгорания меньше 10 атмосфер. Это могут быть двигатели малой тяги для ориентации космического аппарата и маневрирования.

Для маршевых двигателей ракетных ступеней применяют такую схему подачи топлива, где компоненты топлива под действием небольшого давления газа наддува поступают в насосы, которые в свою очередь за счет вращения крыльчаток (как обычная водяная помпа, только прочнее, мощнее и тяжелее) подают жидкости в камеру сгорания под большим давлением.

Крыльчатки насосов должны вращаться с огромной скоростью, чтобы поддерживать давление в сотни атмосфер, поэтому для их привода нужно что-то посильнее обычного электромотора. Таким приводом служит турбина — такая же крыльчатка, которая вращается под действием проходящего через нее рабочего газа. Эта крыльчатка находится на одном валу с крыльчатками насосов для горючего и окислителя, и вся конструкция называется турбонасосный агрегат (ТНА).

Но откуда берется рабочий газ? Его производит специальное устройство — газогенератор. По сути это маленький однокомпонентный ЖРД, только вместо сопла из его рабочей камеры выходит труба, подающая так называемый парогаз (смесь кислорода и раскаленного водяного пара) в турбину ТНА. После турбины отработанный парогаз выбрасывается наружу через специальный патрубок. Таким образом у нас в схеме появился бак с перекисью водорода, газогенератор, ТНА и трубопроводы, соединяющие все это добро:

Также не следует забывать про вентили, которыми автоматика управляет потоками жидкостей и газов в трубах. К каждому такому вентилю идут провода, что вносит свой вклад в этот клубок.

В более мощных двигателях в газогенератор подаются те же компоненты топлива, которые используются в основной камере сгорания. В этом случае бак с перекисью не нужен, но из основных баков выходят дополнительные трубы, а на валу ТНА появляются насосы для подачи жидкостей в газогенератор. Для запуска этой системы приходится применять пиротехнические шашки для первоначальной раскрутки ТНА.

На этом видео стендовых испытаний двигателя на 15-й секунде хорошо видно, как из патрубка рядом с соплом выбрасывается отработанный парогаз:

Двигатели, где газ после ТНА выбрасывается наружу, называются ЖРД открытого цикла. В таких двигателях можно добиваться большего давления в камере сгорания, а его ТНА меньше подвержен износу, чем в ЖРД закрытого цикла, в которых газ подается в сопло, где дожигается, принимая участие в создании тяги. ЖРД закрытого цикла обладают большим коэффициентом полезного действия (надеюсь, помните, что это такое из школьной физики? ;)).

В большинстве космических ракет используются топливные пары, в которых один или оба компонента имеют очень низкую температуру кипения (жидкий кислород и жидкий водород). Пока ракета стоит на старте, эти криогенные жидкости в баках кипят и повышают давление. Чтобы баки не разорвало, их нужно дренировать. Дренаж — это сброс в атмосферу газов, образующихся при кипении криогенных жидкостей. Для этого баки с этими жидкостями оснащаются специальной трубой с вентилем, выходящей из корпуса ракеты наружу.

На этом видео на 19.25 виден туман, идущий от ракеты сверху справа. Это дренаж кислорода. Водород при дренировании надо отводить подальше, чтобы он не образовывал с кислородом взрывоопасную смесь, поэтому его сброс виден а мачте за ракетой.

Вот, вроде бы, получили мы рабочую схему ЖРД, но только вот проблема: проработает такая схема не больше нескольких секунд, а потом камера сгорания и сопло расплавятся. Уж слишком там горячо. Значит стенки камеры сгорания и сопла надо охлаждать. Для этого применяют два способа: жидкостное охлаждение и паровую завесу.

Для осуществления первого способа стенки камеры сгорания и сопла пронизаны множеством каналов, по которым течет горючее перед тем, как попасть внутрь камеры сгорания. Система работает по принципу холодильника самогонного аппарата.

Паровая завеса — это слой паров горючего, отделяющий горящую топливную смесь от стенок камеры сгорания. Образуется он при впрыске некоторого количества горючего через специальные форсунки в стенках камеры сгорания и корпуса двигателя:

В этом видео, посвященном двигателю F-1 ракеты Сатурн-5, с 49-й секунды видно между срезом сопла и ярким пламенем некую темную область. Это и есть завеса, защищающая сопло от адского жара потока газов.

Таким образом схема ЖРД из первоначальной простоты превратилась в это:

Также стоит сказать пару слов о строении головки камеры сгорания. На этой фотографии представлена головка камеры в разрезе. Видно, что у нее довольно сложное строение.

Дело в том, что для достижения надежного зажигания и стабильного горения нужно хорошо перемешать компоненты топлива, причем, в нужной пропорции. Для этого применяются специальные схемы расположения форсунок:

Кружочками отмечены форсунки подачи окислителя, точками — горючего.
а) Шахматная схема подачи. Применяется для топливных пар, в которых горючее и окислитель смешиваются примерно один к одному.
б) Сотовая схема подачи. Самая эффективная: каждая форсунка подачи горючего окружена форсунками подачи окислителя.
в) Концентрическая схема подачи.
Обратите внимание, что во всех трех схемах внешнее кольцо форсунок подает только горючее. Это нужно для предотвращения коррозии стенок камеры сгорания под действием окислителя.

Сами форсунки тоже имеют сложную конструкцию. Например, вот такая центробежная форсунка:

В некоторые форсунки вставлен шнек — устройство наподобие винта в мясорубке. Все эти хитрости нужны для одной цели: максимально приблизить зону смешивания компонентов топлива к головке камеры сгорания, чтобы сделать камеру меньше и легче.

Теперь нам осталось поговорить о системах зажигания. Тут все достаточно просто: внутри камеры сгорания помещается некое устройство, дающее огонь. Таким устройством может быть пороховая шашка, электродуговой разрядник, газовая горелка наподобие сварочной. В последнее время проводятся эксперименты по разработке лазерных систем. В ракетах Союз пошли по совсем простому пути: пиротехнические шашки поместили в камеры сгорания на обычных деревянных палках:

А для топливной пары НДМГ+АТ (несимметричный диметилгидразин + азотный тетраоксид), используемой на ракетах Протон, системы зажигания и вовсе не нужны, так как компоненты топлива самовоспламеняются при смешивании.

И последнее, о чем мы сегодня поговорим, — запуск ЖРД в невесомости.

Это серьезная проблема, так как в невесомости жидкость в баках перемешивается с газом, слипается в пузыри и не поступает в трубопроводы. Советские конструкторы первых ракет, оснащенных третьей ступенью, пошли в обход этой проблемы: двигатель третьей ступени запускался до того, как останавливался двигатель второй ступени. Для выхода газовой струи двигателя предназначалась решетчатая конструкция между второй и третьей ступенями. Наглядно этот процесс показан на времени 11.25 здесь:

Но все время так не поделаешь: для баллистической схемы выведения и для орбитальных маневров все-таки придется запускать ЖРД в невесомости.

Самый простой вариант: заключить жидкость в баке в полимерный мешок, который предотвратит перемешивание жидкости с газом:

Но такой способ не годится для баков большого объема: слишком непрочен мешок. Поэтому система с мешком применяется для запуска двигателей малой тяги, которые работают несколько секунд, создавая ускорение, достаточное для осаживания жидкостей в больших баках.

На этом видео с самого начала виден этот процесс: три газовые струи исходят как раз от двигателей малой тяги, а через несколько секунд происходит зажигание основного двигателя.

Вот такие инженерные хитрости приходится применять для решения всех проблем, связанных с работой ЖРД. Расплатой за это становится сложность конструкции двигателя, превращающегося в такой клубок, что без бутылки и не разберешься.

В США состоялись первые испытания «взрывного» ракетного двигателя

В США разработали и испытали ротационный детонационный двигатель, работающий на водороде и кислороде, который некогда считался невозможным. Появление детонационных двигателей позволит снизить массу верхних ступеней ракет, увеличит дальность полетов и эффективность расходования топлива — она у них в 10 раз выше. В работах над новым типом ракетных двигателей американцы пока догоняющие — российское НПО «Энергомаш» испытало первый в мире детонационный двигатель «Ифрит» еще 2 года назад.

Специалисты Университета Центральной Флориды первыми представили экспериментальные доказательства безопасной и функциональной детонации водорода и кислорода в ротационном детонационным ракетном двигателе, пишет Techxplore. В таком типе двигателя горение топлива происходит в результате постоянных взрывов в камере сгорания.

Детонация в камере сгорания создает взрывную волну, которая распространяется со скоростью 7200 — 9000 км/ч, то есть в пять с лишним раз быстрее скорости звука. Такая система позволяет повысить термодинамическую эффективность ракетного двигателя, сокращая расход топлива по сравнению с традиционными типами двигателей. Это значит, что стоимость запуска ракет можно будет заметно снизить.

Впервые идею детонационного ракетного двигателя, работающего на жидком топливе, предложили советские инженеры еще в 1960-х годах. Если в обычных РЖД реактивная струя создается за счет ровного горения топливной смеси, то в детонационном ее образует множество взрывов, взрывная волна от которых закручивается в камере сгорания по спирали с гиперзвуковой скоростью. Сложность создания детонационного двигателя — в необходимости постоянно поддерживать в камере сгорания точный баланс топлива и окислителя, необходимые для взрывов.

«Нам пришлось настроить размеры струй топлива, чтобы повысить смешиваемость водорода с кислородом, — пояснил инженер Карим Ахмед. — Для того чтобы ротационный взрыв не прекращался. Потому что если состав смеси чуть-чуть изменится, начнется дефлаграция, то есть медленное горение, а не детонация».

Американцы стали первыми, кто испытал детонационный двигатель на водороде и кислороде, но они не были первыми, кому удалось собрать первый работающий детонационный двигатель. Еще в 2014 году НПО «Энергомаш» сообщило о создании детонационного ракетного двигателя «Ифрит». Через два года был успешно испытан первый в мире опытный экземпляр, работающий на смеси керосина и кислорода. При давлении всего в 40 атмосфер удалось добиться тяги в две тонны.

Американские инженеры, работающие над своей версией детонационного двигателя, отстают от российских разработок примерно на 5-6 лет.

Детонационные двигатели более эффективны по сравнению с традиционными — при сгорании равной массы топлива их полезная работа будет примерно в 10 раз больше. Они также проще в обслуживании и значительно дешевле классических РЖД, основную стоимость которых создает турбонасосная установка — чем она мощнее, чем большее давление может создавать в камере сгорания, тем она сама дороже и дороже весь двигатель. В детонационных двигателях давление в камере сгорания образует не турбонасосный агрегат, а сама взрывная волна.

Плазменный двигатель взамен устаревших химических разрабатывает бывший астронавт Франклин Чанг-Диас. Его стартап предлагает построить космический корабль размером с МКС и экипажем примерно из шести человек. Питать плазменный двигатель будет ядерный реактор, какие ставят на атомные подводные лодки.