Развитие концепции многоразового жидкостного ракетного двигателя на трехкомпонентном топливе

Введение. В последние годы рынок космических запусков расширяется за счет появления новых многочисленных аэрокосмических частных компаний в Японии, Китае, Бразилии и других странах, но стоимость выведения полезной нагрузки остается довольно высокой. Это происходит, в том числе, из-за однократности использования самой дорогой составляющей ракеты-носителя (РН) – двигателя, который утрачивается при отбрасывании ступени (кроме возвращаемых ступеней РН компании SpaceX, Blue Origin).

Одним из вариантов снижения стоимости выведения полезной нагрузки является использование одной двигательной установки (ДУ) в процессе работы двух ступеней. Для реализации данной концепции целесообразно применять трехкомпонентные жидкостные ракетные двигатели (ЖРД). На первом участке выведения данные двигатели работают на компонентах топлива (КТ) – жидкий кислород + углеводородное горючее, а на последующих участках выведения используют более энергетически эффективную топливную пару – жидкий кислород + жидкий водород.

К преимуществам ЖРД, работающих на трёхкомпонентном топливе, можно отнести: экономию массы РН за счет использования более плотного углеводородного горючего на начальном участке выведения; высокие значения удельного импульса на дальнейших участках выведения вследствие работы на высокоэффективной паре КТ – жидкий кислород + жидкий водород; снижение стоимости выведения полезной нагрузки, которое реализуемо, благодаря единой ДУ для двух ступеней РН.

Недостатками данных ДУ являются: отсутствие инфраструктуры для испытаний и эксплуатации РН с ЖРД, работающих на трёхкомпонентном топливе; усложнение конструкции ДУ; относительные потери эффективности из-за необходимости поддержания двух режимов работы двигателя.

Описание реализованных схем трехкомпонентных ЖРД. В мировой практике рассматривалось несколько концепций ЖРД, работающих на двух горючих, применительно к одноступенчатой РН.

В [1] представлена пневмогидравлическая схема (ПГС) двухрежимного маршевого двигателя тягой 3160 кН (рис. 1). В качестве горючих используется жидкий водород и RJ-5 (синтетическое горючее с плотностью на 35 % выше плотности керосина). Основная особенность этого двигателя – наличие 4-х газогенераторов (ГГ), что позволяет упростить регулирование ДУ и разделить полет на два режима: первый режим – работа двигателя на компонентах жидкий кислород + RJ-5, второй режим – работа двигателя на компонентах жидкий кислород + жидкий водород. Еще одной отличительной чертой данного двигателя является охлаждение камеры окислителем – жидким кислородом на всем активном участке полета.

3 щ

Рис. 1. Пневмогидравлическая схема ЖРД на кислород-углеводородном топливе с дополнительной водородной подсистемой

Fig. 1. Pneumohydraulic scheme of an oxygen-hydrocarbon LPRE with an additional hydrogen subsystem

Подача компонентов топлива в камеру сгорания (КС) и ГГ осуществляется с помощью трех бустерных насосных агрегатов (БНА) и трех основных турбонасосных агрегатов (ТНА). RJ-5 и водород подаются напрямую в ГГ. Окислителем, отбираемым после первой ступени насоса окислителя, охлаждается камера двигателя, после чего он перепускается в окислительные ГГ [2]. Окислитель, поступающий во вторую ступень насоса окислителя (вторая ступень насоса на схеме не показана), подается в восстановительные ГГ. Рабочим телом турбины ТНА углеводородного горючего и водорода является восстановительный генераторный газ. Турбина ТНА кислорода функционирует на окислительном генераторном газе.

Недостатки данной концепции ДУ:

• –    cнижение надежности ЖРД из-за большого количества агрегатов, входящих в состав двигателя;

• –    cложности в организации надежного охлаждения камеры окислителем [3].

В [4] представлена ПГС отечественного двухрежимного трехкомпонентного ЖРД – РД-701, разработанного НПО «Энергомаш» в рамках проекта по разработке многоцелевой авиационнокосмической системы (МАКС). Тяга двигателя на первом режиме – 4000 кН, на втором – 1590 кН (рис. 2). В качестве горючих используются жидкий водород (на всем активном участке полета) и керосин марки РГ-1 (на первом режиме работы двигателя). Основной особенностью данного двигателя является наличие двух отдельных контуров ТНА, что позволяет использовать автономную отработку отдельных элементов.

Рис. 2. Пневмогидравлическая схема двухрежимного ЖРД – РД-701, работающего на трёхкомпонентном топливе

Fig. 2. Pneumohydraulic scheme of a two-mode LPRE-RD-701, running on three-component fuel

Подача компонентов топлива в камеру и ГГ осуществляется с помощью трех БНА и двух основных ТНА. Окислитель подается напрямую в ГГ. Керосин подается непосредственно в смесительную головку (СГ). Жидкий водород, отбираемый после первой ступени насоса водорода, охлаждает камеру двигателя и подается в СГ. Оставшийся жидкий водород (вторая ступень насоса на схеме не показана) отбирается после второй ступени насоса водорода и подается в ГГ. Турбины двух ТНА работают на окислительном генераторном газе.

Недостатки данной концепции двигательной установки:

• -    наличие трехкомпонентной форсуночной головки;

• -    необходимость функционирования насоса керосина для привода турбины БНА водорода на протяжении всего активного участка полета.

Существуют и другие концепции трехкомпонентных двигателей, наибольший интерес вызывают концепции [5-7].

Предлагаемая схема реализации трехкомпонентного ЖРД. Двигатель представляет собой двухрежимный ЖРД, работающий на трёхкомпонентном топливе, имеющий 3 БНА, расположенных на каждой линии подачи компонентов (водорода, кислорода и керосина), 2 трёхкомпонентных ГГ (окислительный газогенератор (ОГГ) и восстановительный газогенератор (ВГГ)) с предварительным зажиганием рабочего тела от пускового горючего (ПГ), 2 ТНА, камеру, представляющую из себя сопло Лаваля, состоящую из цилиндрической, дозвуковой и сверхзвуковой частей, интенсивную разноконтурную регенеративно-проточную систему охлаждения (СО).

На основании анализа существующих схемных решений трехкомпонентных ЖРД, учитывая их преимущества и недостатки, предлагается ПГС для двухрежимного ЖРД, работающего на трёхкомпонентном топливе (рис. 3): на первом режиме двигатель работает на компонентах -жидкий кислород + керосин + жидкий водород (доля водорода в топливной смеси - 4 % от суммарного массового расхода топлива), на втором режиме - на компонентах - жидкий кислород + жидкий водород.

Характерная особенность предлагаемой ПГС - полная газификация компонентов. Данное решение обладает рядом преимуществ, а именно: позволяет получить высокие давления в КС на двух режимах работы; за счет прохождения большей массы через турбины, снижается тепловая нагрузка на привод ТНА; увеличивается скорость прохождения химических реакций в камере сгорания, что в ряде случаев повышает удельный импульс ЖРД. Также для поддержания постоянного перепада давления на турбине кислород - керосинового ТНА, на втором режиме работы двигателя производится сброс части генераторного газа перед турбиной непосредственно в газовод.

Подача компонентов топлива в КС и ГГ осуществляется с помощью трех БНА и двух основных ТНА, один из которых обеспечивает подачу жидкого водорода, другой - жидкого кислорода и керосина. Турбина кислород-керосинового ТНА питается окислительным генераторным газом, вырабатываемым в окислительном газогенераторе. Турбина водородного ТНА функционирует на восстановительном генераторном газе, получаемым в восстановительном газогенераторе. Полный расход жидкого кислорода и керосина подается непосредственно в ГГ. В свою очередь, полный расход жидкого водорода подается в рубашку регенеративного охлаждения двигателя, после чего перепускается на привод турбины БНА водорода, а в дальнейшем - в ГГ.

Недостаток предлагаемой схемы ЖРД на трёхкомпонентном топливе - необходимость разработки трехкомпонентного ГГ.

Более детальное проектирование трёхкомпонентных ОГГ и ВГГ и их систем охлаждения будет проведено на дальнейших этапах проработки двигателя. Планируется, что будут рассмотрены как однозонные, двухзонные, так и многозонные конструкции ГГ с использованием и без использования балластировочного компонента, такие ГГ применяются как в отечественном дви-гателестроении, так и нефтехимической промышленности. Рабочий процесс в ГГ является более сложным и комплексным, чем в камере сгорания ЖРД.

Рис. 3. Предлагаемая ПГС для ЖРД, работающего на трёхкомпонентном топливе

Fig. 3. The proposed PHS for rocket engine operating on three-component fuel

Крайне важным в разработке ГГ любых концепций и типоразмеров является:

• –    сопряжённая задача по охлаждению;

• –    тепломассообменные процессы роста и испарения капель в газообразной среде;

• –    учёт термодинамической неравновесности для сложных химических соединений реакции КТ;

• –    проектирование высокоэффективной системы смесеобразования с применением газового компонента или расплывание мелкодисперсных капель с воспламенением от системы зажигания;

• –    учёт скорости запаздывания и времён релаксации индивидуальных реагентов при протекании химических реакций горения КТ;

• –    получение устойчивого рабочего процесса при истечении после СГ с высокой полнотой сгорания КТ;

• –    интенсивность протекания рабочего процесса при кратковременных и непродолжительных средних времен пребывания КТ во всём объёме ГГ;

• –    относительная расходонапряжённость ГГ;

• –    задача балластировки с привлечением дополнительного избыточного или основного компонента топлива;

• –    регулирование и поддержание устойчивого соотношения КТ для многорежимного двигателя;

• –    получение пониженной температуры генераторного газа для привода турбины с целью теплозащиты соплового направляющего аппарата и лопаток турбины;

• –    получение ожидаемой работоспособности генераторного газа для получения заложенной при проектировании и увязке мощности турбины;

• –    вопрос надёжности при многоразовом использовании ГГ;

  – увеличение эффективности путём усложнения конструкции ГГ и применение активных тепломассообменных физических методов управления движением потока (рециркуляция течения, дополнительная турбулентность, локальные и разнородные системы вихрей, способствующих улучшению эффективности, принудительное торможение газодинамического течения преградами различного профиля с целью увеличения времени пребывания и скорости достижения химической реакции, вдув или ввод в спутный газовый поток (пристеночный, пограничный слой или ядро потока) дальнобойных струй) или принудительное перемешивание смеси с установкой пристенных интенсификаторов, турбулизаторов и развитых поверхностей.

Крайне важным для моделирования рабочих процессов в ГГ является формирование математической модели с применением термодинамических равновесных и замороженных приближений и моделей, описывающих все перечисленные выше особенности.

Конструктивные особенности трехкомпонентных ЖРД. При проведении термогазодинамического расчета КС и сопла для двух режимов работы двигателя получена существенная разница в газодинамических профилях (рис. 4). Профилирование сопла только по газодинамическому профилю первого режима работы приводит к значительному увеличению потерь и снижению удельного импульса на втором режиме работы двигателя. В свою очередь, профилирование сопла по газодинамическому профилю второго режима работы ведет к повышению общей массы ДУ.

Fig. 4. Comparison of gas dynamic profiles

Для минимизации потерь из-за поддержания двух режимов работы ДУ предлагается профилировать сопло по газодинамическому профилю для первого режима работы, а на втором режиме работы использовать неохлаждаемый выдвижной сопловой насадок с изломом контура [8] или аналогичный профилированный сопловой насадок, повторяющий геометрию сверхзву- ковой части профиля. Данное решение позволит получить максимальную эффективность стартового режима, высокие значения удельного импульса на высотном режиме работы, а также приведет к уменьшению габаритов изделия и снижению массы камеры двигателя за счет использования углерод-углеродного композиционного [9] (УУКМ) выдвижного соплового насадка.

Анализ влияния разной примеси водорода и керосина на химическое соединение вида: жидкий кислород + m 1 ∙ керосин + m 2 ∙ жидкий водород, энергетические параметры топливной смеси и эффективность двигателя. Актуальным направлением в исследовании реактивного движения является исследование параметров известных топливных пар ракетного топлива с различными малыми добавками другого компонента к горючему или окислителю. Причем химическая кинетика [10; 11] ракетного топлива, протекающая при реакции горения в камере ЖРД с применением таких смесевых добавок, позволяет существенно поднять эффективность двигателя за счёт изменения термодинамических параметров продуктов сгорания. Принимая во внимание всё вышесказанное и используя современные методы математического моделирования или современные прикладные программы, расчёт диссоциированных химических равновесных реакциий вида m ₁ ∙ Г + m ₂ ∙ Г, где m ₁ и m ₂ – массовые или мольные доли веществ, является несложной задачей. Неоспорим тот факт, что данное утверждение справедливо только для диссоциированных равновесных химических реакциях, c недиссоциированными неравновесными [12] химическими реакциями ситуация обстоит более сложно.

Для оценки оптимальных проектных параметров проведено аналитическое исследование. Цель исследования – понимание качественной картины влияния распределенных параметров топлива на термодинамические параметры топливной смеси и эффективность двигателя. В результате технической проработки выбраны оптимальные проектные параметры для трёхкомпонентной топливной смеси.

Во всех расчетах принимается, что тяга двигателя, давление в КС, относительная площадь КС и сопла, температура и давление на входе в КС жидкого кислорода, жидкого водорода и керосина – фиксированные параметры, которые в ходе анализа не меняются.

В табл. 1 и на рис. 5 представлены изменения соотношения КТ, стехиометрического соотношения КТ и химической формулы брутто-реакции горения топлива при разной примеси жидкого водорода к керосину марки РГ1. Температура T цил , приведенная в табл. 1, соответствует расчётному сечению в цилиндрической части камеры вблизи смесительной головки.

Таблица 1

Влияние химического соединения m ₁ ∙ РГ1 + m ₂ ∙ H₂ на химическую реакцию горения топлива, соотношение КТ, стехиометрическое соотношение КТ

m 1 , %	m 2 , %	T цил, К	K m	K m0	Химическая формула при брутто-реакции горения топлива
85	15	3829,786	3,267	4,083	O 0,860 H 1,125 C 0,256
80	20	3812,777	3,448	4,31	O 0,816 H 1,172 C 0,217
75	25	3798,047	3,629	4,537	O 0,779 H 1,210 C 0,184
70	30	3785,133	3,811	4,763	O 0,749 H 1,242 C 0,158
65	35	3773,702	3,992	4,99	O 0,723 H 1,269 C 0,135

На основании представленных зависимостей можно сделать вывод, что при большей примеси жидкого водорода в керосин соотношение КТ и стехиометрическое соотношение КТ увеличивается, температура в КС уменьшается.

Анализ химической формулы брутто – реакции горения топлива показывает, что при разной примеси жидкого водорода к жидкому керосину количество атомов в молекуле кислорода уменьшается с величины 0,86 до 0,723, водорода увеличивается с 1,125 до 1,269, углерода уменьшается с величины 0,256 до величины 0,135. Соответственно, можно сделать вывод, что именно 85 % керосина и 15 % водорода в горючем наиболее интересны с точки зрения химической кинетики и энергетики ракетного топлива, ведь количество прореагирующих атомов в химической реакции смесевого топлива превалируют над остальными рассмотренными смесевыми комбинациями. Следовательно, с точки зрения химической кинетики и энергетики ракетного топлива наибольший интерес вызывает вариант с 85 % керосина и 15 % водорода в горючем.

Рис. 5. Изменение температуры в сечении смесительной головки, соотношения КТ и стехиометрического соотношения КТ при разном проценте примеси жидкого водорода в керосине РГ1

Fig. 5. Changes in the temperature in the cross section of the mixing head, the ratio of CT and the stoichiometric ratio of CT at different percentages of liquid hydrogen admixture in kerosene RG1

В связи с тем, что в дальнейшем будет рассмотрена СО двигателя, работающего на трёхкомпонентном топливе, проводился детальный анализ теплофизических, термодинамических и газодинамических параметров, влияющих на подогрев горючего, конвективный массоперенос, теплозащиту и охлаждение двигателя, краткие выводы которого приведены ниже.

На рис. 6 представлена графическая зависимость газовой постоянной от температуры ПС при разной примеси жидкого водорода в керосине.

На рис. 7 представлена зависимость температуры ПС от работоспособности газа при разной примеси жидкого водорода в керосине.

На рис. 8 представлена зависимость плотности газа от температуры ПС при разной примеси жидкого водорода в керосине.

Детальный анализ полученных результатов показал, что газовая постоянная хоть и увеличивается при большей примеси жидкого водорода в керосине, наибольший комплекс L г , характеризующий работоспособность газа, соответствует 15 % примеси жидкого водорода в керосине.

Именно такой вариант наиболее интересен как с точки зрения химической кинетики ракетного топлива, энергетических параметров ПС, так и с точки зрения роста комплекса, характеризующего работоспособность газа.

Анализ влияния параметров топливной смеси на эффективность двигателя. На рис. 9– 11 представлены зависимости, характеризующие эффективность [13] двигателя.

Рис. 6. Зависимость газовой постоянной от температуры ПС при разном проценте примеси жидкого водорода в керосине

Fig. 6. Dependence of the gas constant on the PS temperature for different percentages of liquid hydrogen admixture in kerosene

Рис. 7. Зависимость работоспособности газа от температуры ПС при разном проценте примеси жидкого водорода в керосине

• Fig. 7.    Dependence of gas efficiency on the PS temperature at different percentages of liquid hydrogen admixture in kerosene

Рис. 8. Зависимость плотности газа от температуры ПС при разном проценте примеси жидкого водорода в керосине

• Fig. 8.    Dependence of the gas density on the PS temperature for different percentages of liquid hydrogen admixture in kerosene

Эти зависимости можно использовать как «инструмент» для небольших комплексных оценок эффективности таких смесевых топлив при рассмотренных ранее схемных решениях, тягах и давлениях в КС. Зависимости при других диапазонах распределенных параметров технической системы (давление в камере, тягах, подогревов в ТО и т. д.) дают количественно иные результаты, но приближенно и качественно схожи.

Подобная оценка экономичности проводилась в [14] для массовой доли жидкого водорода, занимающей всю топливную смесь.

В работе принимается, что примесь водорода занимает не всю топливную смесь, а только часть горючего соединения. С пересчетом процентов на всю топливную смесь 15 % жидкого водорода в горючей смеси соответствует 4 %, а 35 % соответствует 7 % доли жидкого водорода в топливной смеси.

Рис. 9. Зависимость скорости истечения из сопла Лаваля от температуры ПС на срезе сопла при разном проценте примеси жидкого водорода в керосине

• Fig. 9.    Dependence of the flow rate from the Laval nozzle on the temperature of the PS on the nozzle section at different percentages of liquid hydrogen admixture in kerosene

Рис. 10. Зависимость суммарного расхода топлива в ЖРД, работающего на трёхкомпонентном топливе, при разном проценте примеси жидкого водорода в керосине

• Fig. 10.    Dependence of the total fuel consumption in an LPRE running on three-component fuel with different percentages of liquid hydrogen admixture in kerosene

Следовательно, хоть при большей примеси жидкого водорода удельный импульс в пустоте увеличивается, массовый расход топлива и скорость истечения уменьшаются. Также существенным является тот факт, что при большей примеси жидкого водорода масса топлива в баках увеличивается.

Рис. 11. Зависимость удельного импульса в пустоте ЖРД, работающего на трёхкомпонентном топливе, при разном проценте примеси жидкого водорода в керосине

Fig. 11. Dependence of the specific impulse in the void of an LPRE running on three-component fuel at different percentages of liquid hydrogen admixture in kerosene

Энергетические характеристики предлагаемой ПГС. Энергетическая увязка параметров ЖРД, работающего на трёхкомпонентном топливе, проведена согласно методике [15]. Термодинамические расчеты окислительного и восстановительного газогенераторов проведены, исходя из рекомендаций [16].

В табл. 2 представлены результаты расчетов энергетической увязки параметров предлагаемой ПГС двухрежимного ЖРД, работающего на трёхкомпонентном топливе.

Результаты расчетов энергетической увязки параметров ЖРД, работающего на трёхкомпонентном топливе

Таблица 2

Параметр		I режим	II режим
Тяга двигателя в пустоте, кН		1060	420
Давление в камере сгорания, МПа		29,4	14,8
Удельный импульс в пустоте, с		386	473
Температура в камере сгорания, К		3858	3617
Соотношение компонентов в камере сгорания		3,45	6,349
Напоры насосов, Дж/кг	РГ-1	67507	–
	H 2	821659	386400
	О 2	48411	23850
Степень понижения давления на турбине	ТНА РГ-1+О2	1,762	1,762
	ТНА H2	1,31	1,236
Число оборотов ТНА, об/мин	ТНА РГ-1+О2	35224	35723
	ТНА H2	150400	71065
Температура газа в газогенераторе, К	гг„ „ окисл	893	898
	гг восст	1100	802
Соотношение компонентов в газогенераторе	гг„ „ окисл	52	96
	гг восст	0,16	0,89

Расчет массовых характеристик двигательной установки, работающей на трёхкомпонентном топливе. Оценка совершенства конструкции ЖРДУ производится путем расчета массовых характеристик, которые широко используются при выборе оптимальных параметров ЛА, двигательных установок и отдельных агрегатов. Чтобы определить массовые характеристики двигателя, работающего на трёхкомпонентном топливе, создана математическая модель, в основе которой лежат зависимости, взятые из [17]. Табл. 3 содержит результаты расчетов массовых характеристик ЖРД, работающего на трёхкомпонентном топливе.

Таблица 3

Результаты расчетов массовых характеристик ЖРД, работающего на трёхкомпонентном топливе

Название агрегата	Масса, кг
Смесительная головка	4
Газовод	26
Камера сгорания и сопло с сопловым насадком и механизмом выдвижения	644
ТНА РГ-1+О2	252
ТНА H2	118
БНА РГ-1	11
БНА H2	14
БНА О2	27
Остальные агрегаты двигателя (клапаны и агрегаты управления, газогенераторы, трубопроводы, рама, детали общей сборки)	347
Итоговая сухая масса трехкомпонентного двигателя	1443

Для подтверждения эффективности использования ЖРД, работающего на трёхкомпонентном топливе, проведена сравнительная оценка совершенства конструкции двигательной установки.

Сравнивалась удельная масса – отношение массы залитого ЖРД к его пустотной тяге на основном режиме, различных двигателей с предполагаемым трехкомпонентным ЖРД. В сравнительной оценке участвовали жидкостные ракетные двигатели, близкие по тяге к рассматриваемому прототипу ЖРД, работающего на трёхкомпонентном топливе. Результаты представлены на рис. 12.

Как видно из графика, ЖРД, работающие на трёхкомпонентном топливе, по своей удельной массе превосходят ЖРД на компонентах «жидкий кислород + жидкий водород» и незначительно уступают некоторым ЖРД на компонентах «жидкий кислород + керосин».

Рис. 12. Сравнительная оценка совершенства конструкции ЖРД

Fig. 12. Comparative evaluation of LPRE design perfection

Заключение. Рассмотрены различные схемы и варианты конструкции ЖРД, работающих на трёхкомпонентном топливе, выявлены их достоинства и недостатки. Предложена ПГС для ЖРД, работающего на трёхкомпонентном топливе, с полной газификацией компонентов (схема «газ – газ»). Проведенные расчеты: термогазодинамический, камеры сгорания и газогенератора, геометрии сопла с изломом контура, энергетической увязки параметров, массовых характеристик исследуемого ЖРД.

Исходя из результатов расчетов, можно сделать вывод, что двигательные установки, работающие на трёхкомпонентном топливе, по своей энергетической и массовой эффективности не уступают двигательным установкам, работающим на двухкомпонентном топливе. С учетом унификации двигателя для первой и второй ступеней РН, применение трехкомпонентных ЖРД является экономически более целесообразным. Однако разработка, испытания ЖРД, работающего на трёхкомпонентном топливе, и специализированного РН требуют проведения большого объема работ [18], для которых необходимы крупные финансовые инвестиции. Тем не менее исследования в области ЖРД, работающих на трёхкомпонентном топливе и создание РН в будущем могут существенно снизить стоимость выведения полезной нагрузки.