Форум Новости Космонавтики

http://krasm.com/docs/6-7_2009.pdf

(http://s58.radikal.ru/i162/1006/13/dbae453aebcb.jpg)

Возникла сумашедшая идея: раз уж КС охлаждается кислородом, то почему бы не попробовать сделать расширительный цикл на кислороде?
Ведь у РД-58 ТНА всё-равно работает на кислом газе, а здесь видимо температура газа будет ниже, а газогенератор возможно не понадобится.
В крайнем случае подогретый в рубашке кислород видимо можно использовать для привода бустерного насоса ЖК.

ЦитироватьВ крайнем случае подогретый в рубашке кислород видимо можно использовать для привода бустерного насоса ЖК.

Не знаю, выйдет ли. После турбины БНАО газ идёт на турбину БНАГ и далее выбрасывается через сопло крена.
В предложенной вами схеме придётся многое поменять.

Газ после турбины БНАО можно подавать на вход основного насоса, так как описано здесь:

http://www.dissercat.com/content/razrabotka-vysokoeffektivnykh-kislorodnykh-busternykh-tna-dlya-zhrd-novogo-pokoleniya
http://www.dissercat.com/content/povyshenie-effektivnosti-sistemy-podachi-topliva-kislorodno-metanovogo-zhrd-s-dozhiganiem-vo

Плюс в том, что в кислороде после контура охлаждения КС нет углекислого газа и воды как в генераторном газе.

"А не ё...т?"(с)анекдот

Вообще, аналог подобного решения (охлаждение КС кислородом) в других областях и не подберёшь. Разве что как-то американцы додумались на подводную лодку поставить реактор, охлаждающийся жидким натрием  :lol:

Статью выше прочли? Кстати газогенераторы РД-170, РД-171, РД-180 и возможно РД-191 охлаждаются кислородом.

ЦитироватьГаз после турбины БНАО можно подавать на вход основного насоса, так как описано здесь:
http://www.dissercat.com/content/razrabotka-vysokoeffektivnykh-kislorodnykh-busternykh-tna-dlya-zhrd-novogo-pokoleniya
http://www.dissercat.com/content/povyshenie-effektivnosti-sistemy-podachi-topliva-kislorodno-metanovogo-zhrd-s-dozhiganiem-vo

Чуть позже разберусь с представленным вами материалом. Сразу встаёт вопрос: а основной насос сможет устойчиво работать одновременно с газом и жидкостью? Ни разу о таком не слышал.

ЦитироватьБустерный насосный агрегат горючего (БНАГ)
Бустерный насосный агрегат горючего - шнеко-центробежный, одновальный, с приводом от двухступенчатой газовой турбины. Рабочим телом турбины является газифицированный в рубашке охлаждения камеры сгорания водород.
После турбины Т2 (турбина БНАГ - прим. С-300) водород по трубопроводу поступает в полость охлаждения огневого (переднего) днища смесительной головки камеры сгорания КС.

http://lpre.de/kbkha/RD-0120/index.htm
По вашей ссылке:

ЦитироватьТеоретически обоснована и экспериментально подтверждена более высокая экономичность новой схемы привода кислородного БТНА окислительным газом с последующим сбросом его на вход в кислородный насос, по сравнению со схемой привода БТНА жидкостной турбиной.

Ну, раз экспериментально подтверждена, то ладно :)

ЦитироватьВозникла сумашедшая идея: раз уж КС охлаждается кислородом, то почему бы не попробовать сделать расширительный цикл на кислороде?
Ведь у РД-58 ТНА всё-равно работает на кислом газе, а здесь видимо температура газа будет ниже, а газогенератор возможно не понадобится.

Подозреваю, что на весь кислород банально не хватит тепла, снимаемого с камеры. Если же газифицировать только часть кислорода, то это приводит к увеличению числа магистралей, появлению двух ТНА и кучи других усложнений - что не только масса, но и стоимость, а также снижение надёжности. Преимуществ перед "классикой" не видно.

Бустеры так запитать, конечно, можно, но - опять же - "классика" с жидкостной турбинкой (или двумя) выигрывает в простоте, надежности и стабильности. Тем более, что максимальная и стабильная мощность с бустеров требуется, няз, при запуске, когда расширительная схема ещё не "раскочегарилась".

Вообще в двигателестроении немало "красивых" идей рубится только из-за того, что они снижают надежность (или усложняют) режима запуска.

ЦитироватьТеоретически обоснована и экспериментально подтверждена более высокая экономичность новой схемы привода кислородного БТНА окислительным газом с последующим сбросом его на вход в кислородный насос, по сравнению со схемой привода БТНА жидкостной турбиной.

Мож оно и подтверждена, но хотелось бы по ходу уточнить, как такой режим повлияет на ресурс насоса и стабильность его работы.  :roll:

А мне чтото подсказывает что чтоб избежать вскипания кислорода потребуется слишком большое давление и для его создания банально не хватит мощности.

В РД-58М давление в КС около 80 атм.

Старый
Гм, действительно... хотя тут я не в курсах.


З.Ы. Кстати - пока не факт, что у нового варианта РД-58 ЖК находится в рубашке КС. Возможно, подразумевался кольцевой пояс кислородных форсунок по внешнему краю ФГ ?

ЦитироватьВ РД-58М давление в КС около 80 атм.

И теплопоток в стенки достаточен чтобы приводить ТНА и поднимать давление кислорода до скольких там? Не меньше 160 атм?

Вряд ли. Но весь вопрос в том, будет ли он вскипать при более низком давлении и при каком именно.

ЦитироватьСтарый
Гм, действительно... хотя тут я не в курсах.


З.Ы. Кстати - пока не факт, что у нового варианта РД-58 ЖК находится в рубашке КС. Возможно, подразумевался кольцевой пояс кислородных форсунок по внешнему краю ФГ ?

Там ясно сказано, что УИ возрастает из-за отсутствия завесы.

Тогда теплообменник черпающий тепло из КС :) Да и никаких религиозных запретов сделать замкнутый контур охлаждения горшка на водно-аммиачной смеси нет, дабы в контуре охлаждения не делать чудовищных давлений. Тем более что идею замкнутого контура охлаждения уже топчут лет 10.

ЦитироватьБустеры так запитать, конечно, можно, но - опять же - "классика" с жидкостной турбинкой (или двумя) выигрывает в простоте, надежности и стабильности. Тем более, что максимальная и стабильная мощность с бустеров требуется, няз, при запуске, когда расширительная схема ещё не "раскочегарилась".

Вообще в двигателестроении немало "красивых" идей рубится только из-за того, что они снижают надежность (или усложняют) режима запуска.

ЦитироватьТеоретически обоснована и экспериментально подтверждена более высокая экономичность новой схемы привода кислородного БТНА окислительным газом с последующим сбросом его на вход в кислородный насос, по сравнению со схемой привода БТНА жидкостной турбиной.

Мож оно и подтверждена, но хотелось бы по ходу уточнить, как такой режим повлияет на ресурс насоса и стабильность его работы.  :roll:

У КВД1 и РД-0120 БНАГ приводится водородом газифицированным в рубашке.

Цитировать

ЦитироватьКстати - пока не факт, что у нового варианта РД-58 ЖК находится в рубашке КС. Возможно, подразумевался кольцевой пояс кислородных форсунок по внешнему краю ФГ ?

Там ясно сказано, что УИ возрастает из-за отсутствия завесы.

Так моё предположение этому не противоречит.

Т.е. по-Вашему, это не завеса?

Мне судить трудновато, я не двигателист.
По мнению ряда авторитетных товарисчей (в том числе Старого) - не завеса, просто организация расположения форунок.
Что дает им основание говорить, что на американских ЖРД (не знаю уж, на многих или на всех) завеса не используется.


З.Ы. На своей версии трактовки фразы "охлаждение кислородом" настаивать не буду. Просто не исключаю. Придёт время - выясним.

ЦитироватьМне судить трудновато, я не двигателист.
По мнению ряда авторитетных товарисчей (в том числе Старого) - не завеса, просто организация расположения форунок.

Это называется "завеса от головки", емнип.

Ну я положим тоже.

ЦитироватьСтатью выше прочли? Кстати газогенераторы РД-170, РД-171, РД-180 и возможно РД-191 охлаждаются кислородом.

Сильфоны газохода им точно охлаждаются.

Но при этом температура газа в сильфоне не превышает 400 градусов емнип. Что гораздо ниже температур КС и даже некритично для многих металлов.
Думаю, при этом температура и давление охлаждающего кислорода позволяют ему оставаться жидким.

(возможно, что при переходе в газовую фазу теплопроводность кислорода резко падает, как и у воды, что приведёт к прогару - соответственно, заметный прогрев ЖК до температур, позволяющих создать безгенераторную схему, недопустим).

Цитировать

ЦитироватьСтатью выше прочли? Кстати газогенераторы РД-170, РД-171, РД-180 и возможно РД-191 охлаждаются кислородом.

Сильфоны газохода им точно охлаждаются.

Посмотрите описание газогенератора РД-170:

http://www.lpre.de/energomash/RD-170/index.htm

Кстати газоводы между газогенераторами, турбиной и камерами тоже охлаждаются кислородом.

Охлаждение газогенератора с помощью ЖК видимо впервые использовали на НК-15/НК-33.

Кстати цилиндрическая часть КС и форсуночная головка 11Д57 тоже охлаждались жидким кислородом:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/293/45.shtml

Цитировать«Люльковцы» заложили совершенно новую схему ЖРД. В классическом двигателе с дожиганием весь охлаждающий компонент последовательно проходит тракт охлаждения и только потом попадает в газогенератор (ГГ). М.А.Кузьмин ввел «параллельную» схему. За насосом часть компонента, порядка 26% водорода, отбиралась для охлаждения сопла и части камеры, а 74% шло в ГГ. Так как тепловой поток был достаточно высок, и этого количества ЖВ не хватало, то цилиндрическая часть камеры сгорания и форсуночная головка охлаждались кислородом.

"Молодёжь. Техника. Космос. Труды второй общероссийской молодёжной научно-технической конференции":
(http://s017.radikal.ru/i418/1110/28/8d9aabc9d8fet.jpg) (http://radikal.ru/F/s017.radikal.ru/i418/1110/28/8d9aabc9d8fe.jpg.html)(http://s017.radikal.ru/i422/1110/3a/5537715a37c6t.jpg) (http://radikal.ru/F/s017.radikal.ru/i422/1110/3a/5537715a37c6.jpg.html)
На второй странице статьи:

ЦитироватьВариант 3. 2-х ступенчатая РН, предусматривающая установку 4-х безгазогенераторных турбонасосных двухкамерных двигателей замкнутой схемы с кислородным охлаждением камер на 1 ступени и однокамерный многофункциональный двигатель 11Д58МФ замкнутой схемы на II ступени.

У О2 высокий молярный вес - 32, у водорода - 2. С ростом молярного веса падает удельная адиабатическая работа газа на турбине.
В случае с О2 против Н2 - в 4 раза при прочих равных, если не ошибаюсь.
Тут надо добавить, что с падением этой самой работы в 4 раза упадёт и располагаемая мощность турбины, а значит, и мощность насосов. Упадёт и достижимое давление на выходе из них.

https://elibrary.ru/item.asp?id=38486156

ЦитироватьИССЛЕДОВАНИЕ ВОЗМОЖНОСТИ СОЗДАНИЯ НА БАЗЕ КИСЛОРОДНОУГЛЕВОДОРОДНОГО ДВИГАТЕЛЯ 11Д58М ВЫСОКОЭКОНОМИЧНОГО МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНОГО БЕЗГАЗОГЕНЕРАТОРНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ С КИСЛОРОДНЫМ ОХЛАЖДЕНИЕМ
   СОКОЛОВ БОРИС АЛЕКСАНДРОВИЧ1, ТУПИЦЫН НИКОЛАЙ НИКОЛАЕВИЧ
РКК «Энергия»
Тип: статья в журнале - научная статья Язык: русский
Номер: 2 (25) Год: 2019 Страницы: 67-80
     УДК: 629.78.036.54 - 63.063.6:621.694
ЖУРНАЛ:
    
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ
Издательство: Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П.Королёва" (Королев)
ISSN: 2308-7625

КЛЮЧЕВЫЕ СЛОВА:    
МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, КИСЛОРОДНОЕ ОХЛАЖДЕНИЕ, БЕЗГАЗОГЕНЕРАТОРНАЯ СХЕМА, РАЗГОННЫЙ БЛОК, MULTIFUNCTIONAL ROCKET ENGINE, OXYGEN COOLING, GAS-GENERATORLESS DESIGN, UPPER STAGE

АННОТАЦИЯ:
В статье представлены результаты проектно-исследовательских и опытно-конструкторских работ РКК «Энергия» по анализу и подтверждению возможности создания на базе серийного кислородно-углеводородного ракетного двигателя 11Д58М тягой 8,5 тс высокоэкономичного многофункционального двигателя с кислородным охлаждением и оптимальной для разгонных блоков (РБ) тягой 5 тс, выполненного по безгазогенераторной схеме. Многофункциональность двигателя предусматривает введение в его состав дополнительных блоков, обеспечивающих выполнение ряда важных для РБ функций, таких как обеспечение питания двигателя топливом из баков РБ после полета в условиях невесомости, создание управляющих моментов для ориентации и стабилизации РБ на пассивных участках полета, а также автономное управление автоматикой двигателя для его запуска, останова, регулирования при работе и аварийной защиты при нештатном функционировании и др. Замена традиционного охлаждения камеры двигателя высококипящим углеводородным горючим на инновационное кислородное охлаждение позволяет отказаться от колец завесного внутреннего охлаждения и исключить соответствующие потери горючего, а использование газифицированного кислорода в охлаждающем тракте камеры кислорода для привода турбонасосного агрегата - реализовать безгазогенераторную схему двигателя.

https://www.energia.ru/ktt/abstracts/2019/02.html

ЦитироватьСоколов Б.А., Тупицын Н.Н.
Исследование возможности создания на базе кислородно-углеводородного двигателя 11Д58М высокоэкономичного многофункционального безгазогенераторного ракетного двигателя с кислородным охлаждением

В статье представлены результаты проектно-исследовательских и опытно-конструкторских работ РКК «Энергия» по анализу и подтверждению возможности создания на базе серийного кислородно-углеводородного ракетного двигателя 11Д58М тягой 8,5 тс высокоэкономичного многофункционального двигателя с кислородным охлаждением и оптимальной для разгонных блоков (РБ) тягой 5 тс, выполненного по безгазогенераторной схеме.
Многофункциональность двигателя предусматривает введение в его состав дополнительных блоков, обеспечивающих выполнение ряда важных для РБ функций — обеспечение питания двигателя топливом из баков РБ после полета в условиях невесомости, автономное управление автоматикой двигателя для его запуска, останова, регулирования при работе и аварийной защиты при нештатном функционировании, а также создание управляющих моментов для ориентации и стабилизации РБ на пассивных участках полета и др.
Замена традиционного охлаждения камеры двигателя высококипящим углеводородным горючим на инновационное кислородное охлаждение позволяет отказаться от колец завесного внутреннего охлаждения и исключить соответствующие потери горючего, а использование газофицированного в охлаждающем тракте камеры кислорода для привода турбонасосного агрегата — реализовать безгазогенераторную схему двигателя.

Ключевые слова: многофункциональный ракетный двигатель, кислородное охлаждение, безгазогенераторная схема, разгонный блок.

Список литературы

1. Алиев В.Г., Легостаев В.П., Лопота В.А. Создание и пятнадцатилетний опыт эксплуатации ракетно-космической системы «Морской старт» // Космическая техника и технологии. 2014. № 2(5). С. 3–13.
2. Аверин И.Н., Егоров А.М., Тупицын Н.Н. Особенности построения, экспериментальной отработки и эксплуатации двигательной установки разгонного блока ДМ-SL комплекса «Морской старт» и пути ее дальнейшего совершенствования // Космическая техника и технологии. 2014. № 2(5). С. 62–73.
3. Вачнадзе В.Д., Овечко-Филиппов Э.В., Смоленцев А.А., Соколов Б.А. Разработка, этапы модернизации и итоги пятидесятилетней эксплуатации первого отечественного жидкостного ракетного двигателя замкнутой схемы // Космическая техника и технологии. 2015. № 2(9). С. 82–90.
4. Экспериментальные работы с целью исследования возможностей использования жидкого кислорода для охлаждения камеры сгорания ЖРД (1959–1960 гг.) // Ракетно-космическая техника. Труды. Сер. XII. Королёв: РКК «Энергия», 2009. Вып. 1–2: Жидкостные ракетные двигатели, созданные ОКБ-1–ЦКБЭМ–НПО «Энергия» – РКК «Энергия» им. С.П. Королёва (1957–2009) / Ред. Б.А. Соколов. С. 98–99.
5. Горохов В.Д., Катков Р.Э., Козелков В.П., Соколов Б.А., Тупицын Н.Н. Повышение энергетических характеристик и надежности кислородно-углеводородных маршевых ЖРД за счет использования новых схем охлаждения и подачи компонентов топлива // Ракетно-космическая техника. Труды. Сер. XII. Королёв: РКК «Энергия», 2000. Вып. 1–2. С. 133–151.
6. Артемов А.Л., Дядченко В.Ю., Лукьяшко А.В., Новиков А.Н., Попович А.А., Рудской А.И., Свечкин В.П., Скоромнов В.И., Смоленцев А.А., Соколов Б.А., Солнцев В.Л., Суфияров В.Ш., Шачнев С.Ю. Отработка конструктивных и технологических решений для изготовления опытных образцов внутренней оболочки камеры сгорания многофункционального жидкостного ракетного двигателя с использованием аддитивных технологий // Космическая техника и технологии. 2017. № 1(16). С. 50–62.
7. Катков Р.Э., Лозино-Лозинская И.Г., Мосолов С.В., Скоромнов В.И., Смоленцев А.А., Соколов Б.А., Стриженко П.П., Тупицын Н.Н. Экспериментальная отработка камеры сгорания многофункционального жидкостного ракетного двигателя с кислородным охлаждением: результаты 2009-2014 гг. // Космическая техника и технологии. 2015. № 4(11). С. 12–24.
8. Schetz J.A., Padhye A. Penetration and Breakup of Liquids in Subsonic Airstreams. AIAA Journal. 1977. V. 15. №. 10. P. 1385–1390.
9. Катков Р.Э., Киселева О.В., Стриженко П.П., Тупицын Н.Н. Экспериментальные исследования струйного насоса-конденсатора в составе бустерного турбонасосного агрегата подачи жидкого кислорода // Космическая техника и технологии. 2017. № 1(16). С. 63-70.
10. Дмитренко А.И., Иванов А.В., Рачук В.С. Развитие конструкции турбонасосных агрегатов для водородных ЖРД безгазогенераторной схемы, разработанных в КБХА // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. 2010. № 4(24). С. 38–48.
11. ОСТ 92-0039-74. Схемы гидравлические и пневматические. Условные графические и буквенные обозначения элементов. 1994.
12. Епифанова В.И. Низкотемпературные радиальные турбодетандеры. М.: Машгиз, 1961. С. 400.
13. Митрохин В.Т. Выбор параметров и расчет центростремительной турбины. М.: Машиностроение, 1966. С. 200.
14. Усюнин И.П. Установки, машины и аппараты криогенной техники. Часть II. М.: Легкая и пищевая промышленность, 1982. С. 292.
15. Машины низкотемпературной техники. Криогенные машины и инструменты: уч. для вузов, 2-е изд., испр. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2015. С. 534. 16. Розенберг Г.Ш. Судовые центростремительные газовые турбины. Л.: Судостроение, 1964. С. 558.
17. Тупицын Н.Н. Проектная оценка массы основных и бустерных турбонасосных агрегатов двигательных установок с ЖРД // Ракетно-космическая техника. Труды. Сер. XII. Королёв: РКК «Энергия», 2000. Вып. 1–2. С. 152–183.

Есть у кого-то из форумчан доступ к этой библиотеке?
 https://elibrary.ru/
Статья большая на 13 страниц.

У кислорода для этой задачи заманчиво малы и теплоемкость и теплота парообразования. Но его критическая температура меньше -100С, значит, охлаждать придется кислородным газом и иметь где-то внутри рубашки охлаждения точку резкой смены термодинамических характеристик охлаждающего потока.

В статьях энергомаша про 58-й пишут, что в этом месте пришлось поборотьсч с некоторыми сложностями.

ЦитироватьSerge V Iz написал:
У кислорода для этой задачи заманчиво малы и теплоемкость и теплота парообразования. Но его критическая температура меньше -100С, значит, охлаждать придется кислородным газом и иметь где-то внутри рубашки охлаждения точку резкой смены термодинамических характеристик охлаждающего потока.

Мне както со школы помнится что в сверхкритическом состоянии нет разницы между жидкостью и газом...  :oops: 

Цитироватьсверхкритическом состоянии нет разницы между жидкостью и газом

Вот именно )
А у газа и теплопроводность хуже и плотность мала без очень высокого давления, и все такое, пишут )

ЦитироватьSerge V Iz написал:
 

Цитироватьсверхкритическом состоянии нет разницы между жидкостью и газом

Вот именно )
А у газа и теплопроводность хуже и плотность мала без очень высокого давления, и все такое, пишут )

Как же мала когда нет разницы с жидкостью?  :oops: 

ЦитироватьАлександр Хороших написал:
У О2 высокий молярный вес - 32, у водорода - 2. С ростом молярного веса падает удельная адиабатическая работа газа на турбине.
В случае с О2 против Н2 - в 4 раза при прочих равных, если не ошибаюсь.
Тут надо добавить, что с падением этой самой работы в 4 раза упадёт и располагаемая мощность турбины, а значит, и мощность насосов. Упадёт и достижимое давление на выходе из них.

Но кислорода-то по массе больше, чем водорода больше чем в 4 раза?

ЦитироватьКак же мала когда нет разницы с жидкостью?

Ну как, из-за газообразных свойств )
Если при НУ плотность кислорода 1.47 кг/м3, то чтоб задавить его взад до 1.14 кг/л при этих же НУ надо 770 атм. ) Там, естественно, нелинейности всякие, но как первый порядок приближения... )

ЦитироватьSerge V Iz написал:
Если при НУ плотность кислорода 1.47 кг/м3, то чтоб задавить его взад до 1.14 кг/л при этих же НУ надо 770 атм. ) 

Не понял... :( . "НУ", "770 атм"... Я правильно понимаю что такое "НУ"?  :oops: 

Цитироватьavmich написал:
 

ЦитироватьАлександр Хороших (//forum/user/14534/) написал:
У О2 высокий молярный вес - 32, у водорода - 2. С ростом молярного веса падает удельная адиабатическая работа газа на турбине.
В случае с О2 против Н2 - в 4 раза при прочих равных, если не ошибаюсь.
Тут надо добавить, что с падением этой самой работы в 4 раза упадёт и располагаемая мощность турбины, а значит, и мощность насосов. Упадёт и достижимое давление на выходе из них.

Но кислорода-то по массе больше, чем водорода больше чем в 4 раза?

Удельная работа больше не 4 а почти в 16.
Удельная работа газа на турбине пропорциональна газовой постоянной газа
Для водорода R= 4120 Дж/(кг*К), для кислорода только 260.
(На всякий случай для Метана - 520) 

Удельная теплоемкость у водорода тоже зверская, и работа по перекачиванию этой сверхлегой жидкости велика.

М.б., стоит попробовать привестись к литрам жидкого объема, там характеристики будут адекватнее, сравнимее с целевыми поаазателями, типа УИ, двигателей )

Как ни крути и не переставляй, на турбине сработает ровно та энергия которая передалась в охладитель из стенок камеры.

Ага. Просто, может кто уже видит реализуемый способ резко поднять плотность потока энергии в этом месте, не рискуя стенками камеры?
В маленьких двигателях оно естественным образом - из соотношения объема и площади стенки, но с ростом размера - непонятно как быть...

ЦитироватьSerge V Iz написал:
Ага. Просто, может кто уже видит реализуемый способ резко поднять плотность потока энергии в этом месте, не рискуя стенками камеры?

Придуман давно - оребрение со стороны огня. 

ЦитироватьСтарый написал:
Как ни крути и не переставляй, на турбине сработает ровно та энергия которая передалась в охладитель из стенок камеры.

ЦитироватьSerge V Iz написал:
Ага.

Было бы полное АГА, если бы турбина крутила насосы, подающие воду куда нибудь на орошение, а не топливо в камеру. 

ЦитироватьБыло бы полное АГА, если бы турбина крутила насосы, подающие воду куда нибудь на орошение, а не топливо в камеру.  

В смысле, она еще работает против противодавления из КС? Ну, это же, вроде, подразумевается...
И если у энергии в КС есть хороший, широкий выход в сопло, она не станет же лезть в буты в турбину. В счет надежды этого адекватного поведения ЖРД и работают ) Правда, иногда приходится натыкаться на неустойчивости в процессах в газовом тракте, типа низко-среднечастотных колебаний, но это же вопрос общей вредности техники, а не энергобаланса?

ЦитироватьSerge V Iz написал:
 

ЦитироватьБыло бы полное АГА, если бы турбина крутила насосы, подающие воду куда нибудь на орошение, а не топливо в камеру.  

В смысле, 

В смысле что не только параметры газа в камере влияют на работу турбины но и наоборот работа турбины влияет на параметры в камере.

ЦитироватьSerge V Iz написал:
а не энергобаланса?

Как раз энергобаланса

Ок - поток/доля/мощность тепла через стенку в будущее рабочее тело - вопрос баланса. С этого задумчивость началась, вообще-то, если несколько сообщений назад открутить. )
А прочие спецэффекты - вроде, нет?

ЦитироватьПлейшнер написал:
 

ЦитироватьСтарый (//forum/user/13420/) написал:
Как ни крути и не переставляй, на турбине сработает ровно та энергия которая передалась в охладитель из стенок камеры.

ЦитироватьSerge V Iz (//forum/user/56823/) написал:
Ага.

Было бы полное АГА, если бы турбина крутила насосы, подающие воду куда нибудь на орошение, а не топливо в камеру.  

А в чём проблема? 

ЦитироватьSalo написал:
Есть у кого-то из форумчан доступ к этой библиотеке?
  https://elibrary.ru/ (https://elibrary.ru/)  
Статья большая на 13 страниц.

Загрузил, читаю.  :)  Кому-нибудь надо?

Цитата: Salo от 05.02.2020 15:03:57https://elibrary.ru/item.asp?id=38486156

Цитата: undefinedИССЛЕДОВАНИЕ ВОЗМОЖНОСТИ СОЗДАНИЯ НА БАЗЕ КИСЛОРОДНОУГЛЕВОДОРОДНОГО ДВИГАТЕЛЯ 11Д58М ВЫСОКОЭКОНОМИЧНОГО МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНОГО БЕЗГАЗОГЕНЕРАТОРНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ С КИСЛОРОДНЫМ ОХЛАЖДЕНИЕМ
 СОКОЛОВ БОРИС АЛЕКСАНДРОВИЧ1, ТУПИЦЫН НИКОЛАЙ НИКОЛАЕВИЧ
РКК «Энергия»
Тип: статья в журнале - научная статья Язык: русский
Номер: 2 (25) Год: 2019 Страницы: 67-80
    УДК: 629.78.036.54 - 63.063.6:621.694
ЖУРНАЛ:
 
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ
Издательство: Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П.Королёва" (Королев)
ISSN: 2308-7625

КЛЮЧЕВЫЕ СЛОВА:
МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, КИСЛОРОДНОЕ ОХЛАЖДЕНИЕ, БЕЗГАЗОГЕНЕРАТОРНАЯ СХЕМА, РАЗГОННЫЙ БЛОК, MULTIFUNCTIONAL ROCKET ENGINE, OXYGEN COOLING, GAS-GENERATORLESS DESIGN, UPPER STAGE

АННОТАЦИЯ:
В статье представлены результаты проектно-исследовательских и опытно-конструкторских работ РКК «Энергия» по анализу и подтверждению возможности создания на базе серийного кислородно-углеводородного ракетного двигателя 11Д58М тягой 8,5 тс высокоэкономичного многофункционального двигателя с кислородным охлаждением и оптимальной для разгонных блоков (РБ) тягой 5 тс, выполненного по безгазогенераторной схеме. Многофункциональность двигателя предусматривает введение в его состав дополнительных блоков, обеспечивающих выполнение ряда важных для РБ функций, таких как обеспечение питания двигателя топливом из баков РБ после полета в условиях невесомости, создание управляющих моментов для ориентации и стабилизации РБ на пассивных участках полета, а также автономное управление автоматикой двигателя для его запуска, останова, регулирования при работе и аварийной защиты при нештатном функционировании и др. Замена традиционного охлаждения камеры двигателя высококипящим углеводородным горючим на инновационное кислородное охлаждение позволяет отказаться от колец завесного внутреннего охлаждения и исключить соответствующие потери горючего, а использование газифицированного кислорода в охлаждающем тракте камеры кислорода для привода турбонасосного агрегата - реализовать безгазогенераторную схему двигателя.

Цитата: undefinedБезгазогенераторная схема двигателя

Для безгазогенераторной схемы и соответствующей модификации двигателя 11Д58МФ проблемы, приводящей к возникновению при запуске недопустимых забросов температуры в ГГ, просто не существует ввиду отсутствия самого ГГ.
Именно в связи с этим было решено разрабатывать двигатель по безгазогенераторной схеме.
До настоящего времени по безгазогенераторной схеме выполнялись (или испытывались) только кислородно-водородные и кислородно-метановые двигатели. Как показывает опыт создания этих двигателей [10], всем им присущи следующие преимущества по сравнению с газогенераторными:
• отсутствие в составе двигателя «лишнего» огневого агрегата — газогенератора с его клапанами и средствами запуска и регулирования режимов работы;
• низкая рабочая температура и равномерное температурное поле газа на входе в турбину ТНА;
• низкие термические напряжения в конструкции ТНА;
• исключение возможности перегрева подшипника и уплотнений, расположенных у турбины, после очередных выключений двигателя;
• отсутствие влаги в полостях турбины (из-за отсутствия в газогенераторном газе паров воды), замерзание которой может приводить к отказам двигателя, особенно при наземных испытаниях.
Для кислородных двигателей с высококипящим углеводородным горючим использование безгазогенераторной схемы дает еще одно важное преимущество — исключение опасности возгорания турбины и газового тракта между ТНА и КС в среде высокотемпературного окислительного газа.
Двигатель 11Д58МФ — первый кислородно-углеводородный двигатель, выполняемый по инновационной для этой топливной пары безгазогенераторной схеме.
Схема потоков в блоке тяги безгазогенераторного двигателя 11Д58МФ представлена на рис. 2. На нем показан вариант конструкционного объединения в автономный турбонасосный блок (ТНБ) нового ТНА с пускорегулирующей арматурой, включающей в себя клапан предпускового дренажа кислорода на входе в насос окислителя и кавитирующие сопла Вентури с подвижным центральным телом игольчатого типа с приводами для регулирования расходов окислителя и горючего, устанавливаемые на выходе из укороченных диффузоров соответствующих насосов ТНА и другой арматуры. Объединение ТНА и его арматуры в ТНБ позволит провести их опережающую совместную автономную отработку (без использования камеры), так как для привода турбиныТНА можно будет использовать сжатый газобаллонный кислород с обычной «комнатной» температурой. Возможность полноценной отработки ТНА с пускорегулирующей арматурой до начала огневых испытаний блока тяги является важным преимуществом безгазогенераторной модификации двигателя 11Д58МФ.
Переход в кислородно-углеводородном двигателе 11Д58МФ на безгазогенераторную схему существенно упрощает его пневмогидравлическую схему (рис. 3, обозначения элементов — по работе [11]).
На рис. 3 красным цветом показаны многочисленные узлы, агрегаты и трубопроводы, исключаемые из состава двигателя при таком переходе. Из вновь вводимых элементов основным является ТНБ, являющийся новой разработкой.
Необходимо отметить, что турбина ТНА блока тяги безгазогенераторного двигателя 11Д58МФ для обеспечения увязки его энергетического баланса должна иметь значительно бóльшие КПД и срабатываемый на ней перепад давления газа по сравнению с КПД и перепадом турбины газогенераторного варианта двигателя. Это обусловлено тем, что абсолютная температура газифицированного кислорода на выходе из тракта охлаждения камеры блока тяги ниже температуры газа на выходе из огневого ГГ в 2–2,5 раза (в зависимости от суммарного теплосъема от камеры, определяемого при выбранной конфигурации сопла длиной цилиндрической части КС).
В результате проведенных в РКК «Энергия» инициативных комплексных проектноконструкторских проработок энергетического цикла многофункционального двигателя 11Д58МФ (с учетом отборов газифицированного кислорода на привод турбины БТНА БПО, на кислородный поднаддув бака окислителя РБ, перетечек через уплотнения в ТНА и прочих влияющих факторов) было установлено, что при переходе к безгазогенераторной модификации двигателя 11Д58МФ необходимо увеличить подогрев кислорода на выходе из тракта охлаждения камеры блока тяги до уровня 350–400 К, а также увеличить относительный перепад давления на турбине.
-1.jpg
-2.jpg
С этой целью длина цилиндрической части КС должна быть увеличена со 105 до 200 мм (т. е. до значения, используемого в КС двигателя-прототипа 11Д58), а давление на выходе из насоса окислителя — до 300 кгс/см2, т. е. до максимально допустимого значения для камеры по соображениям прочности. Дополнительный анализ показал, что указанная величина давления требует небольшого (на 0,5 мм) утолщения ребер тракта охлаждения вблизи коллектора подвода к камере жидкого кислорода с плавным уменьшением этого утолщения до нуля на расстоянии 30 мм от коллектора и практически не скажется на гидропотерях в тракте охлаждения.
Разработку нового ТНА для безгазогенераторного варианта двигателя 11Д58МФ предполагалось вести на базе ТНА двигателя-прототипа 11Д58М. Поэтому она целенаправленно велась с обеспечением максимального заимствования основных деталей и узлов роторной части ТНА двигателя 11Д58М, оказавшихся наиболее сложными в отработке — упорного «трехточечного» подшипника 36-126207ЮП ТУ 3709 с разрезным внутренним кольцом, манжет, уплотнительных «плавающих» колец насосов окислителя и горючего, импеллера горючего, узла фторопластового уплотнения между турбиной и насосом окислителя и проч.
Общее количество этих небольших, но важных для отработки надежности ТНА его узлов и деталей составило 75% от общего количества деталей (54 из 72 шт. — рис. 4), что даже при переиспытаниях их на новые режимы работы (в т. ч. на увеличенную в 1,5 раза частоту вращения ротора) сократит затраты времени и средств на создание нового ТНА.
Корпусные детали и рабочие колеса насосов и турбины будут новыми.
Были проведены прочностные расчеты спроектированного ТНА, расчет критической частоты вращений ротора ТНА, а также расчет баланса осевых сил на роторах окислителя и горючего, которые подтвердили наличие необходимых запасов прочности конструкции ТНА и отсутствие необходимости применения в нем (как и в двигателе 11Д58М) автомата разгрузки осевых сил.
При увязке энергетического баланса двигателя особое внимание было уделено обоснованию возможности требуемого повышения КПД турбины ТНА с 0,6 (значение для осевой активной газовой турбины ТНА разработки КБХА для газогенераторного варианта двигателя 11Д58МФ) до 0,82–0,83 для центростремительной реактивной газовой турбины радиально-осевого типа, спроектированной РКК «Энергия».
Центростремительные реактивные турбины радиально-осевого типа имеют значительные преимущества по достижимому КПД (особенно при их малых размерах) перед осевыми турбинами, обычно используемыми в ТНА ракетных двигателей.
-3.jpg
При проектировании ТНА безгазогенераторного двигателя 11Д58МФ специалистами и молодыми сотрудниками РКК «Энергия» был изучен и учтен опыт проектирования и расчета высокоэкономичных промышленных турбодетандеров для холодильной техники [12–15], а также турбин для судовых энергоустановок средней и малой мощности [16].
В связи с этим проектируемый ТНА получил следующие особенности и отличия от принятого за прототип ТНА двигателя 11Д58М, имеющего низкоперепадную активную центростремительную радиальноосевую турбину:
• относительный перепад давления газа в турбине Пт увеличен с 1,4 до оптимального для двигателя 11Д58МФ значения 2,8 (при этом такое увеличение Пт сделало ненужным использование за турбиной газодинамического сопла для исключения заброса оборотов ТНА при запуске из-за малого противодавления в КС и, как следствие, улучшило энергетический баланс двигателя из-за снижения гидропотерь в газовом тракте);
• доля теплоперепада рабочего тела, срабатываемого в колесе турбины, увеличена до оптимального значения 40% от общего теплоперепада в ней (это ведет к снижению потерь давления в соплах направляющего аппарата турбины и, следовательно, к росту ее КПД по сравнению с осевыми турбинами);
• полуоткрытое колесо турбины заменено колесом закрытого типа (колесом, снабженным покрывным диском с лабиринтным уплотнением), что повышает КПД турбины за счет уменьшения потерь в колесе из-за перетечек газа;
• оптимизировано по критерию КПД значение степени радиальности колеса — отношения эффективного значения выходного диаметра рабочего колеса турбины к его входному диаметру (0,35 вместо 0,7 у двигателя 11Д58М);
• оптимизирована конфигурация лопаток рабочего колеса путем введения закрутки выходной части их не только на периферии, но и у втулки, а также укорочение половины из 16 лопаток на выходе из колеса, что снизит потери в турбине и повысит ее КПД.
Математическое моделирование течения газообразного кислорода в спроектированной турбине двигателя 11Д58МФ, проведенное ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» по предварительным исходным данным РКК «Энергия», подтвердило достижимость требуемого значения КПД и возможность дальнейшего усовершенствования проточной части турбины для повышения ее экономичности за счет устранения выявленных застойных и вихревых зон в потоке газа.
Для проектной оценки массы нового ТНА был использован предложенный в работе [17] метод, основанный на использовании общей теоретической функциональной зависимости массы произвольной лопаточной машины (ЛМ) от ее гидромеханических параметров, понятия массинварианта различных типов ЛМ, а также — на статическом определении их значений для основных типов ЛМ, применяемых в ТНА ракетных двигателей.
В соответствии с работой [17], масса нового ТНА в незалитом состоянии определялась по полуэмпирической формуле, вытекающей из общей функциональной зависимости:

-4.jpg
Это позволило надежно оценить массу ТНА еще до разработки рабочих чертежей
его узлов и деталей.

заключение

1. Инициативные проектно-исследовательские и опытно-конструкторские работы РКК «Энергия» показали техническую возможность создания на базе серийного кислородно-углеводородного двигателя 11Д58М тягой 8,5 тс высокоэкономичного многофункционального безгазогенераторного двигателя 11Д58МФ тягой 5 тс с кислородным охлаждением и определили его оптимальный состав.
2. Для двигателя 11Д58МФ была разработана и успешно начала огневую отработку камера со щелевой смесительной головкой диаметром 105 мм, показавшая устойчивую работу и требуемую экономичность.
3. Для создания безгазогенераторного двигателя 11Д58МФ необходимы разработка и отработка нового высокоэкономичного турбонасосного агрегата. Показано, что такой ТНА может быть создан на базе ТНА двигателя 11Д58М путем проведения оптимизации газовой турбины и других узлов ТНА.
4. Безгазогенераторная схема двигателя 11Д58МФ позволит упростить конструкцию двигателя и ускорить отработку процессов его запуска.
5. Результатом реализации предложенной КС со щелевой головкой и нового высокоэкономичного ТНА станет создание инновационного многофункционального кислородно-углеводородного жидкостного ракетного двигателя безгазогенераторной схемы, энергетические и эксплуатационные характеристики которого при использовании высококалорийных синтетических горючих (таких как Синтин, Боктан и др.) позволят отказаться от применения в РБ не только кислородно-метановых, но и кислородно-водородных двигателей, требующих существенного утяжеления баков РБ, введения теплых зон для бортовых систем и обеспечения их искрозащищенности, а также большого повышения затрат на создание двигателей, РБ, наземной инфраструктуры и космического ракетного комплекса в целом.

Не пойму: к чему они это всё затеяли?

Цитата: Старый от 17.06.2020 15:09:29Не пойму: к чему они это всё затеяли?

Только бы не метан.

У них возникли проблемы с газогенератором и они его просто убрали.

ЦитироватьРаботы по турбонасосам, газогенератору и отработке запуска двигателя

Входящий в МФД БТНА БПО двигателя 11Д58МФ был разработан на базе турбины БТНА окислителя и насоса бустерного ТНА горючего двигателя-прототипа 11Д58М. Проведены испытания опытного образца БТНА окислителя, а также экспериментальные исследования входящего в состав БПО двигателя 11Д58МФ струйного насоса-конденсатора отработавшего кислорода [9].
Что касается основного ТНА двигателя, то, как показали проектные проработки, для перехода с керосинового охлаждения камеры на кислородное необходимо повышение напора его насоса окислителя ТНА и снижения напора насоса горючего примерно в 1,6 раза. Кроме того, в составе основного ТНА должна была появиться вторая (дожимная) ступень насоса горючего для подачи небольшого расхода его в ГГ. В связи с этим было решено создать для двигателя 11Д58МФ новый ТНА и привлечь для его разработки воронежское КБХА (аналогичная кооперация между РКК «Энергия» и КБХА успешно использовалась 60 лет назад при создании первого космического кислородно-керосинового двигателя 8Д714 тягой 5 тс).
При выборе принципиальной схемы ГГ двигателя 11Д58МФ и конструктивных решений по нему использовался опыт создания в РКК «Энергия» кислородных ГГ для двигателей 11Д33, 8Д726, 11Д58, 11Д58М и 17Д12. Была принята двухзонная схема получения газогенераторного газа (она обеспечивала устойчивый процесс в окислителе небольшого расхода горючего и равномерное поле температур газа на выходе). Охлаждение ГГ двигателя 11Д58МФ — с помощью газообразного кислорода.
Для огневых испытаний ГГ в экспериментально-испытательном отделении РКК «Энергия» в 2010 г. была создана комплексная экспериментальная установка ЭУ 1289, включавшая в свой состав помимо ГГ экспериментальную камеру с кислородным охлаждением и опытный образец разработанного КБХА для двигателя 11Д58МФ ТНА с нужными напорными характеристиками насосов.
Такой объект испытаний ЭУ 1289 являлся, по существу, стендовым исполнением газогенераторного двигателя 11Д58МФ, на котором можно было провести проверку комплексного функционирования его основных агрегатов и начать экспериментальную отработку запуска двигателя с кислородным охлаждением камеры.
Огневые работы на ЭУ 1289 показали, что выбор циклограммы запуска и вариантов схемы подачи компонентов в ГГ и КС при выходе двигателя на режим является очень сложной задачей, которую даже к 2016 г. решить не удалось. Наблюдались многократные аварийные выключения установки стендовой системой управления из-за забросов температуры газогенераторного газа на входе в турбину ТНА.
Причиной этих забросов было то, что после начала подачи горючего в ГГ температура в нем резко увеличивалась, так как расход жидкого горючего возрастал сразу, в то время как кислород до поступления в ГГ должен был заполнить объем тракта охлаждения, значительно уменьшая при этом свою плотность из-за газификации.
Двухступенчатая циклограмма запуска (с использованием дополнительной арматуры) также не позволила достигнуть нужного режима.
Требовалось плавное программируемое увеличение расхода горючего в ГГ при запуске двигателя. Необходимо было спроектировать, освоить в производстве и отработать новые программируемый регулятор подачи горючего в ГГ и шаговый привод для этого регулятора, обеспечивающие режим открытия регулятора, синхронизируемый (после соответствующей отработки циклограммы на ЭУ 1289 при ее огневых испытаниях) с реальным темпом увеличения расхода окислителя через тракт охлаждения камеры в процессе запуска. Неопределенность результатов и сроков реализации такого варианта исключения забросов температуры газогенераторного газа на входе в турбину ТНА при запуске двигателя сделали его практически неприемлемым для использования в дальнейшей разработке двигателя 11Д58МФ.
В то же время использование в кислородно-углеводородном двигателе 11Д58МФ кислородного охлаждения камеры открывало принципиальную возможность применения в нем безгазогенераторной схемы, в которой на турбину подается низкотемпературный чистый кислород, газифицированный в тракте охлаждения камеры, а не высокотемпературный окислительный газ (кислород с примесью продуктов сгорания в нем небольшого количества керосина), вырабатываемый в ГГ — дополнительном (по отношению к КС) огневом агрегате двигателя.

Чо-то не раскрыта тема, как быть с испарением кислорода в рубашке КС...

Цитата: Bell от 17.06.2020 23:09:43Чо-то не раскрыта тема, как быть с испарением кислорода в рубашке КС...

Цитата: Salo от 17.06.2020 14:48:14... длина цилиндрической части КС должна быть увеличена со 105 до 200 мм (т. е. до значения, используемого в КС двигателя-прототипа 11Д58), а давление на выходе из насоса окислителя — до 300 кгс/см2, т. е. до максимально допустимого значения для камеры по соображениям прочности...

)

Цитата: Salo от 17.06.2020 20:42:41У них возникли проблемы с газогенератором и они его просто убрали.

А... вон оно что...
Оказывается не вышел каменный цветок с кислородным охлаждением и собственно сам разрекламированный 11Д58МФ.
Блин, а как дысал, как дысал...
Уже билет на Тюратам собирались покупать...

Теперь будут пытаться героически рождать керосиновый безгенераторник...

Цитата: Serge V Iz от 17.06.2020 23:14:36

Цитата: Bell от 17.06.2020 23:09:43Чо-то не раскрыта тема, как быть с испарением кислорода в рубашке КС...

Цитата: Salo от 17.06.2020 14:48:14... длина цилиндрической части КС должна быть увеличена со 105 до 200 мм (т. е. до значения, используемого в КС двигателя-прототипа 11Д58), а давление на выходе из насоса окислителя — до 300 кгс/см2, т. е. до максимально допустимого значения для камеры по соображениям прочности...

)

Ну это понятно, а как быть с резким изменением теплопроводности и теплоемкости при фазовом переходе?

Я почему-то грешным делом всегда думал, что газифицировать надо в каком-то отдельном объеме, где за счет внезапного увеличения сечения давление резко упадет (но не глубоко) и жидкость вскипит. Чтоб это не происходило абы как и где непосредственно в рубашке и было управляемо и четко локализовано.

В случае водорода (в традиционных безгенераторных двигателях) физические свойства меняются не очень резко, в силу специфики водорода. А с кислородом - хз...

Или там предполагается какая-то метастабильная перегретая жидкость и плавным переходом в газ?

За охлаждение кислородом в свое время сел Глушко.  ;D

Цитироватькак быть с резким изменением теплопроводности и теплоемкости при фазовом переходе?

Ну, из самых общих соображений, предположу, что их волнует не резкое изменение, а именно падение этих параметров, причем, скорее всего, лишь в напряженных по теплу режимах (хотя, если турбина заглохнет... да не, не должна )) ). А эти две меры как раз и плотность-объемрую теплоемкость неизбежного газа повышают, и длительность его контакта со стенкой...

Цитата: Serge V Iz от 17.06.2020 23:37:20именно падение этих параметров

ну это какбэ очевидно... :)

Цитата: Serge V Iz от 17.06.2020 23:37:20лишь в напряженных по теплу режимах

В смысле - лишь???  Вскипание кислорода в рубашке охлаждения КС - планируемый штатный постоянный процесс


И пардон, какие две меры? Удлинение КС и ограничение давления? Последнее сделано только по соображениям прочности камеры, как там прямо сказано...

Да почему ограничение-то ) Повышение давления )

Цитата: Serge V Iz от 17.06.2020 23:45:09Да почему ограничение-то ) Повышение давления )

Повышение давления до предела, ограниченного конструкцией КС - мера, необходимая для получения максимально возможного давления на входе в турбину ТНА. То есть тут причинно-следственные связи вообще другие.

Поэтому вопрос остается - как они собираются бороться с резким падением теплоемкости и теплопроводности кислорода при кипении в рубашке.

гм, вроде как критическое давление кислорода - 50 атм, при более высоком давлении фазового перехода и кипения как такового нет - и сответственно нет проблемы испарения, переход через критическую точку происходит монотонно

PS - у метана кстати почти так же, 45 атм.

Цитата: Schwalbe от 17.06.2020 23:33:44За охлаждение кислородом в свое время сел Глушко.  ;D

Глушко не работал с кислородом до знакомства с ФАУ-2. Это ГИРДовская фишка.

Цитата: Salo от 18.06.2020 00:16:48

Цитата: Schwalbe от 17.06.2020 23:33:44За охлаждение кислородом в свое время сел Глушко.  ;D

Глушко не работал с кислородом до знакомства с ФАУ-2. Это ГИРДовская фишка.

Ну как не работал? Да, склонился к кислоте. Но пара огневых двигателей вроде ОРМ-11 была. Искать не буду, но в показаниях на Глушко упоминалось, что вредительски пытался охлаждать двигатель кислородом.

И сел он потому, что в двигателе для торпеды пытался обойтись завесным охлаждением азотной кислотой, вместо того, чтобы использовать забортную воду в рубашке.

Цитата: Schwalbe от 18.06.2020 00:34:02

Цитата: Salo от 18.06.2020 00:16:48

Цитата: Schwalbe от 17.06.2020 23:33:44За охлаждение кислородом в свое время сел Глушко.  ;D

Глушко не работал с кислородом до знакомства с ФАУ-2. Это ГИРДовская фишка.

Ну как не работал? Да, склонился к кислоте. Но пара огневых двигателей вроде ОРМ-11 была. Искать не буду, но в показаниях на Глушко упоминалось, что вредительски пытался охлаждать двигатель кислородом.

Посмотрел:
 http://www.lpre.de/energomash/index.htm
Уточняю - после 1932 года не работал. Но чем охлаждал камеру - вопрос.

Цитата: DiZed от 18.06.2020 00:16:38гм, вроде как критическое давление кислорода - 50 атм, при более высоком давлении фазового перехода и кипения как такового нет - и сответственно нет проблемы испарения, переход через критическую точку происходит монотонно

О, так я и знал!

Можно тут покопаться
http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/znan/1982/7/7-salahutdinov.html

Цитата: DiZed от 18.06.2020 00:16:38гм, вроде как критическое давление кислорода - 50 атм, при более высоком давлении фазового перехода и кипения как такового нет - и сответственно нет проблемы испарения, переход через критическую точку происходит монотонно

Базовая там - температура. Ниже крит. температуры есть фазовый переход на линии равновесия, выше - нет.
Крит. давление - это просто давление в критической точке.

Кстати, отсутствие выраженного фазового перехода ещё не означает отсутствие поглощения тепла при расширении.

Цитата: Theoristos от 20.06.2020 09:02:37Базовая там - температура. Ниже крит. температуры есть фазовый переход на линии равновесия, выше - нет.
Крит. давление - это просто давление в критической точке.

если давление выше критического, а температура ниже - то в системе единственная фаза, жидкость; при повышении температуры такая система не проходит через линию равновесия жидкость-газ, поскольку ее координата p лежит выше оной линии на всем протяжении существования этой линии (т.е. от тройной точки до критической)
избыточное поглощение теплоты при расширении будет, но ее не следует называть скрытой теплотой испарения, поскольку нет испарения, т.е. фазового перехода; корректнее говорить о вкладе конфигурационной теплоемкости

Цитата: DiZed от 20.06.2020 09:58:14если давление выше критического, а температура ниже - то в системе единственная фаза, жидкость; при повышении температуры такая система не проходит через линию равновесия жидкость-газ, поскольку ее координата p лежит выше оной линии на всем протяжении существования этой линии (т.е. от тройной точки до критической)

Ага. Если нагревать в толстостенном замкнутом сосуде. Это точно наш случай?

Цитата: Theoristos от 20.06.2020 21:46:26Ага. Если нагревать в толстостенном замкнутом сосуде. Это точно наш случай?

Можно и в тонкостенном. Но с частыми связями между стенками.

Quote from: Theoristos 6/20/2020, 9:46:26 PM
Ага. Если нагревать в толстостенном замкнутом сосуде. Это точно наш случай?

1280px-Phase-diag2.jpg
при чем тут сосуд? я имею в виду изобарный процесс при P0>Pкр (тонкая красная линия на графике, параллельная оси T)

А сплошная зелёная - чево?  ???

Типичная граница твердой и жидкой фаз у нормальных веществ. Вода - на всю голову не такая, поэтому ее особо отметили зеленым пунктиром.

Конкуренты наступают на пятки:
https://www.3dprintingmedia.network/launchers-e-2-rocket-engine/

Цитата: undefinedLauncher's E-2 rocket engine is officially awesome
Company closes latest funding round and presents largest copper 3D printed single part engine
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/196977.jpg) (https://www.3dprintingmedia.network/author/davidesher/)
Davide Sher (https://www.3dprintingmedia.network/author/davidesher/) November 15, 2019
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/35636.jpg)
Launcher (https://www.3dprintingbusiness.directory/company/launcher/) is an NYC-based 3D printed rocket manufacturer – and that's already quite enough to make it an awesome company. However, that's not nearly all: the firm, which just closed a $1.5 funding round to continue operations, also just produced the largest single 3D printed part, with support from the specialists at EOS Group's AMCM (https://www.3dprintingbusiness.directory/company/amcm-additive-manufacturing-customized-machines/): an 86 cm tall copper alloy 3D printed rocket engine combustion chamber for its E-2 rocket engine.
The young company has thus scheduled the first full-scale test of its E-2 rocket engine for mid-2020 after securing a $1.5 million award from the U.S. Air Force and taking delivery of the world's largest 3D printed combustion chamber (note: this photo was captured prior to the award 2X upgrade to $1.5M).
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/196979.jpg) (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/196979.jpg)
3D printed by AMCM (An EOS Group Company) using a copper alloy on AMCM's M4K machine, it is the world's largest liquid rocket engine combustion chamber 3D printed in a single part. The combustion chamber is 34 inches (86 cm) tall with an exit nozzle diameter of 16 inches (41 cm). AMCM supported the project through its customized AM solutions. Its engineers modify and enhance current EOS systems to meet customer-specific requirements: from new laser solutions to heating concepts and beyond.

https://youtu.be/GcD-iE_-KnA

The combustion chamber and injector are critical parts of Launcher's E-2 engine, the highest performance engine for small satellite launch vehicles, currently in development. The first full-scale test fire is scheduled for Q2 2020.
Launcher has already achieved its target combustion performance of 98%+ C* using sub-scale versions of the E-2 engine 3D printed with the same machine and materials. The company was recently awarded funding to accelerate the Launcher E-2 development and testing program. For all you non-believers, The 3D printed combustions chamber will be on display at the upcoming Formnext (https://www.3dprintingmedia.network/event/formnext-2019/) conference and exhibit.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/196978.jpg) (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/196978.jpg)

https://launcherspace.com/engine-2

Цитата: undefinedLAUNCHER ENGINE-2
(https://images.squarespace-cdn.com/content/v1/5d4223f911a67c0001851939/1573689950998-LKXPXWJTWHOG1OHW77II/ke17ZwdGBToddI8pDm48kOBOYYJYnDysSePld8ZwGYB7gQa3H78H3Y0txjaiv_0fDoOvxcdMmMKkDsyUqMSsMWxHk725yiiHCCLfrh8O1z5QPOohDIaIeljMHgDF5CVlOqpeNLcJ80NK65_fV7S1UcH5WkN2MSRlRGpTuXgjdWkXMafIv2HFCc1lGpwKDka7xjs0OE_agqIzfPISJStCUw/E2+Card+1+Final%402x+%281%29.jpg?format=1000w)

Launcher Engine-2 will be the highest performance engine in the small satellite launcher class—with the largest thrust, lowest propellant consumption and lowest cost per-pound of thrust.
Generating 10 tonne-force of thrust per engine (22,000 lbf), four Engine-2 liquid rocket engines will power the first stage of Rocket-1 (https://launcherspace.com/rocket-1). A fifth vacuum-optimized Engine-2 engine will power the second stage.
Engine-2, or E-2, is also available for sale to commercial and government customers for integration with their own launch vehicles.
How will E-2 reach its high-performance target? By applying orbit-proven engine design, 3D printing in copper alloy and leveraging the 30+ years of experience of Launcher's Chief Designer with the highest performance oxidizer rich staged combustion engines.
E-2 is currently in active development, with more than 100 tests of the sub-scale Engine-1 validating its path to industry-leading performance levels. Our first full-scale test is scheduled for 2020.


(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/35635.png)
Launcher E-2 cycle details - Metric Units shown. U.S. Customary Units (https://launcherspace.com/s/Launcher-E-2-Cycle-USCustomary.PNG)

PROVEN DESIGN CHOICES:

• Kerosene (RP-1) & liquid oxygen (LOX) propellants
• Closed cycle (oxidizer rich staged combustion)
• High combustion pressure (1,400psi)
• Optimal oxidizer / fuel mixture ratio (2.62)
• Unique dual-propellant cooling (liquid oxygen for the throat and cylinder, kerosene for nozzle)
• Copper alloy as combustion chamber material (CuCrZr)
• Licensed orbit-proven liquid oxygen pump design
• Performance: 365s specific impulse (Second stage nozzle). First stage nozzle - 327s vacuum, 290s sea level

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/141187.jpg)

3D PRINTED IN COPPER ALLOY

• Reduces cost, complexity and manufacturing lead time for most parts, including the combustion chamber, injector and turbopump.

• World's largest single part 3D printed combustion chamber, leveraging a custom printer by our partners EOS (http://www.eos.info) & AMCM (http://www.amcm.com). Printing in a single piece reduces costs and enables highest performance regenerative cooling design.

SUB-SCALE TESTING

• Before scaling to the full-size E-2 engine, Launcher is proving its design and 3D printed materials on the sub-scale version Engine-1, or E-1. Launcher has performed over 100 tests of E-1 at our dedicated test site.
• Thanks to Launcher's design, the use of 3D printed copper alloy, and our unique liquid oxygen cooling system, our E-1 sub-scale engine is so efficient (over 98%) that it produces a blue exhaust plume—unprecedented for kerosene engines.
• Proven for over 15 minutes of test time at the highest performance combustion mixture ratio between liquid oxygen and kerosene - 2.62.
• Proven in both kerosene cooled and liquid oxygen cooled version.

Your browser does not support the video tag.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/141183.jpg)  (https://images.squarespace-cdn.com/content/v1/5d4223f911a67c0001851939/1564945262263-VVITLSV66MK3U1TN499N/ke17ZwdGBToddI8pDm48kFTEgwhRQcX9r3XtU0e50sUUqsxRUqqbr1mOJYKfIPR7LoDQ9mXPOjoJoqy81S2I8N_N4V1vUb5AoIIIbLZhVYxCRW4BPu10St3TBAUQYVKcW7uEhC96WQdj-SwE5EpM0lAopPba9ZX3O0oeNTVSRxdHAmtcci_6bmVLoSDQq_pb/10.jpg)
Inconel coating
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/141182.jpg)  (https://images.squarespace-cdn.com/content/v1/5d4223f911a67c0001851939/1564945145069-KBN635PHH5GHNOUFPPCJ/ke17ZwdGBToddI8pDm48kNiEM88mrzHRsd1mQ3bxVct7gQa3H78H3Y0txjaiv_0fDoOvxcdMmMKkDsyUqMSsMWxHk725yiiHCCLfrh8O1z4YTzHvnKhyp6Da-NYroOW3ZGjoBKy3azqku80C789l0s0XaMNjCqAzRibjnE_wBlkZ2axuMlPfqFLWy-3Tjp4nKScCHg1XF4aLsQJlo6oYbA/E1-polished-1553.JPG)
Bi-metal & 3D printed
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/141185.jpg)  (https://images.squarespace-cdn.com/content/v1/5d4223f911a67c0001851939/1564945273452-XT10F9NWPK48L8ET1DGR/ke17ZwdGBToddI8pDm48kH6JHyFHp3OcqPYORr_i8l97gQa3H78H3Y0txjaiv_0fDoOvxcdMmMKkDsyUqMSsMWxHk725yiiHCCLfrh8O1z5QPOohDIaIeljMHgDF5CVlOqpeNLcJ80NK65_fV7S1UZLUCGpTQVIIDbQtfxKi_RmCyz5G8tOMh1lyt3XhlBycr6Osy_dUxNTp_VXDOR5Z4g/5.jpg)
E-1 test stand
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/141184.jpg)  (https://images.squarespace-cdn.com/content/v1/5d4223f911a67c0001851939/1564945272010-71P22ZZN78XIZIL7AGMB/ke17ZwdGBToddI8pDm48kDP7kJAFAah05H3ChyNlHSF7gQa3H78H3Y0txjaiv_0fDoOvxcdMmMKkDsyUqMSsMWxHk725yiiHCCLfrh8O1z4YTzHvnKhyp6Da-NYroOW3ZGjoBKy3azqku80C789l0mxU0godxi02JM9uVemPLqy9uOsj-q5bCkZmGZoQ7_oEh9b9-wZU0EZkSsdXFC8ujw/4.jpg)
Test site
(https://images.squarespace-cdn.com/content/v1/5d4223f911a67c0001851939/1564945274661-7O1XC7R8PI34YMJ4V22L/ke17ZwdGBToddI8pDm48kFmfxoboNKufWj-55Bgmc-J7gQa3H78H3Y0txjaiv_0fDoOvxcdMmMKkDsyUqMSsMWxHk725yiiHCCLfrh8O1z4YTzHvnKhyp6Da-NYroOW3ZGjoBKy3azqku80C789l0iXS6XmVv7bUJ418E8Yoc1hjuviiiZmrL38w1ymUdqq4JaGeFUxjM-HeS7Oc-SSFcg/6+%281%29.jpg?format=300w)  (https://images.squarespace-cdn.com/content/v1/5d4223f911a67c0001851939/1564945274661-7O1XC7R8PI34YMJ4V22L/ke17ZwdGBToddI8pDm48kFmfxoboNKufWj-55Bgmc-J7gQa3H78H3Y0txjaiv_0fDoOvxcdMmMKkDsyUqMSsMWxHk725yiiHCCLfrh8O1z4YTzHvnKhyp6Da-NYroOW3ZGjoBKy3azqku80C789l0iXS6XmVv7bUJ418E8Yoc1hjuviiiZmrL38w1ymUdqq4JaGeFUxjM-HeS7Oc-SSFcg/6+(1).jpg)
Control room
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/141186.jpg)  (https://images.squarespace-cdn.com/content/v1/5d4223f911a67c0001851939/1564945283107-3QOC0540CK31XE39DMQM/ke17ZwdGBToddI8pDm48kLkXF2pIyv_F2eUT9F60jBl7gQa3H78H3Y0txjaiv_0fDoOvxcdMmMKkDsyUqMSsMWxHk725yiiHCCLfrh8O1z4YTzHvnKhyp6Da-NYroOW3ZGjoBKy3azqku80C789l0iyqMbMesKd95J-X4EagrgU9L3Sa3U8cogeb0tjXbfawd0urKshkc5MgdBeJmALQKw/TESTFIRE.jpg)
E-1 in action

Южное шагает по планете:

https://medium.com/@launcherspace/announcing-launcher-chief-designer-igor-nikishchenko-657a9ee0ec88 (https://medium.com/@launcherspace/announcing-launcher-chief-designer-igor-nikishchenko-657a9ee0ec88)

https://spacenews.com/launcher-to-test-engines-at-stennis/

ЦитироватьThe agreement is a long-term one, he said, so that the company can also perform full-scale E-2 engine tests at the site. The goal is to complete testing of the engine there by the end of 2021.

Развитие РД-8/РД-809К.

Так там же не расширительный цикл на кислорода, а нормальный газогенератор

Но кислородное охлаждение камеры и УИ 365 с на керосине.

Попались подробности по РД58М
https://www.energia.ru/ktt/archive/2015/04-2015/04-02.pdf

Если сравнивать с РЛ-10, давление в КС одинаковое,
Давление на входе тракта охлаждения 60 против 95
перепад давления в тракте охлаждения   11 против 65
Расход кислорода на охлаждения в начале  статьи 5 кг, в конце в таблице от 9 до 12 кг.  :o
В РЛ-10 - 2 кг/с водорода.

Не понятен термин "подогрев в Тракте" - это температура на выходе тракта охлаждения?
65 C
У РЛ-10   -11 С