Расширительный цикл на кислороде

Автор Salo, 24.01.2011 22:18:34

« назад - далее »

0 Пользователи и 1 гость просматривают эту тему.

Glaurung

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

SpaceR

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).

Salo

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.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

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.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

"Молодёжь. Техника. Космос. Труды второй общероссийской молодёжной научно-технической конференции":

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.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

C-300

#25
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.

Salo

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.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

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.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

Есть у кого-то из форумчан доступ к этой библиотеке?
 https://elibrary.ru/
Статья большая на 13 страниц.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Serge V Iz

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.

Старый

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: 
1. Ангара - единственная в мире новая РН которая хуже старой (с) Старый Ламер
2. Назначение Роскосмоса - не летать в космос а выкачивать из бюджета деньги
3. У Маска ракета длиннее и толще чем у Роскосмоса
4. Чем мрачнее реальность тем ярче бред (с) Старый Ламер

Serge V Iz

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 )

Старый

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: 
1. Ангара - единственная в мире новая РН которая хуже старой (с) Старый Ламер
2. Назначение Роскосмоса - не летать в космос а выкачивать из бюджета деньги
3. У Маска ракета длиннее и толще чем у Роскосмоса
4. Чем мрачнее реальность тем ярче бред (с) Старый Ламер

avmich

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?

Serge V Iz

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... )

Старый

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: 
1. Ангара - единственная в мире новая РН которая хуже старой (с) Старый Ламер
2. Назначение Роскосмоса - не летать в космос а выкачивать из бюджета деньги
3. У Маска ракета длиннее и толще чем у Роскосмоса
4. Чем мрачнее реальность тем ярче бред (с) Старый Ламер

Плейшнер

#36
Цитироватьavmich написал:
 
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?
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) 
Не надо греть кислород!
Я не против многоразовых ракет, я за одноразовые!

Serge V Iz

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 )

Старый

Как ни крути и не переставляй, на турбине сработает ровно та энергия которая передалась в охладитель из стенок камеры.
1. Ангара - единственная в мире новая РН которая хуже старой (с) Старый Ламер
2. Назначение Роскосмоса - не летать в космос а выкачивать из бюджета деньги
3. У Маска ракета длиннее и толще чем у Роскосмоса
4. Чем мрачнее реальность тем ярче бред (с) Старый Ламер

Serge V Iz

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...