РД на метане

[Salo]

Из написанного следует, что ГО опирается на переходник, а не на третью ступень.  Собственно на схеме это тоже показано.

[Старый]

Из написанного следует, что ГО опирается на переходник, а не на третью ступень. Собственно на схеме это тоже показано.

Но я то говорю о ступени а не о ГО.

[Salo]

Третья ступень вместе с ПН находится под ГО.

[Salo]

Или внутри переходника - это если смотреть на чертёж.

[Salo]

http://warfare.ru/rus/?lang=rus&linkid=1718&catid=266

Третья ступень РН стыкуется со второй через переходник. К этому же переходнику стыкуется головной обтекатель. Таким образом, третья ступень РН «Циклон-3» располагается под аэродинамическим обтекателем. Она состоит из рамы, топливного и хвостового отсеков. Рама устанавливается в верхней части ступени. К ней стыкуется КА. Топливный отсек представляет собой тороидальный бак, состоящий из наружной и внутренней цилиндрических обечаек и трех днищ - верхнего, среднего и нижнего. Все эти элементы выполнены из сплава АМг-6. Среднее днище разделяет топливный отсек (ТО) на две полости - окислителя и горючего. Внутри полостей установлены демпферы колебаний, заборные устройства и другая внутрибаковая арматура. Вблизи заборных устройств установлены сетчатые разделители для обеспечения запуска двигателя третьей ступени в невесомости. В объеме, образованном внутренней обечайкой ТО, размещается маршевый ЖРД третьей ступени РД-861. Хвостовой отсек предназначен для размещения исполнительных органов системы управления с их приводами и жидкостной реактивной системой.

[Старый]

И?

[Salo]

В гараже чертёж есть? :wink:

[SpaceR]

И сколько кг получилось ноне?

Не уполномочен распространять подобную инфу, увы.

(могу только подсказать, что запас топлива 3-й ступени был увеличен)[/size]

[Salo]

Ракеты и КА КБ Южное:

III  ступень РН  пристыковывается  ко  II  ступени  через  конический  переходный отсек,  к  которому  крепится  ГО.  В хвостовом  отсеке  III  ступени  размещаются исполнительные  органы  СУ  и  ЖРД  малой  тяги.  В  верхней  части  III  ступени установлена приборная рама, к которой крепится КА.

[SpaceR]

И сколько кг получилось ноне?

В конечном итоге была обеспечена масса ПГ, соответствующая приведенным ранее данным. За счет доработки конструкции 3й ступени (в т.ч. увеличения ее запаса топлива).

[Salo]

http://engine.aviaport.ru/issues/70/page36.html

В настоящее время КБхиммаш проводит работы, направленные на исследование возможности создания двигателя на экологически чистых компонентах топлива жидкий кислород + СПГ (сжиженный природный газ). После серии научно-исследовательских и экспериментальных работ КБхиммаш разработало конструкторскую документацию и изготовило два экземпляра двигателя-демонстратора С5.86.1000-0 тягой 7500 кгс.



Всего было проведено два огневых испытания двух экземпляров двигателя на стенде НИЦ РКП. Результаты испытаний подтвердили правильность принятых схемных и конструктивных решений двигателя, его работоспособность и стабильность режима работы.

В настоящее время ведется подготовка к ресурсному испытанию двигателя (не менее 1000 с), которое должно подтвердить отсутствие большого количества продуктов сгорания твердой фазы в газовых трактах двигателя при времени работы >1000 с.

По результатам испытания будет принято решение об изготовлении двигателя тягой 7500 кгс на компонентах топлива жидкий кислород + СПГ.

Кстати испытание состоялось и прошло успешно с длительностью 1160 с. :wink:

[Salo]

http://www.dissercat.com/content/vybor-energomassovykh-kharakteristik-marshevykh-mnogorazovykh-zhrd-na-szhizhennom-prirodnom-

Выбор энергомассовых характеристик маршевых многоразовых ЖРД на сжиженном природном газе[/size]

Год: 2005
Автор: Клепиков, Игорь Алексеевич
Тема диссертации: Выбор энергомассовых характеристик маршевых многоразовых ЖРД на сжиженном природном газе
Ученая cтепень: доктор технических наук
Место защиты диссертации: Москва
Код cпециальности ВАК: 05.07.05
Специальность: Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов
Количество cтраниц: 292

Оглавление: [/size]

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ

ГЛАВА 1. АНАЛИЗ ОПЫТА РАЗРАБОТКИ ЖРД
1.1. Основные технические требования к ЖРД многократного полетного использования
1.2. Состояние разработки многоразовых ЖРД МПИ
1.3. Использование опыта разработок ЖРД НПО Энергомаш
1.3.1. Использование опыта разработки ЖРД на высоко-кипящих компонентах топлива
1.3.2. Опыт разработки ЖРД на криогенном, экологически чистом топливе "кислород РГ-1" РД-170 (171), как база для поисков облика ЖРД для многоразовых средств выведения
1.3.2.1. НИР на экспериментальных установках 1УК, 1УКС, 2УК
1.3.2.2. Автономная отработка штатных камеры и газогенератора в составе экспериментальных установках 2УКС и ЗУК
1.3.2.3. Система автоматизированной обработки экспериментальных данных
1.3.2.4. Исследование возможностей подтверждения количественных показателей надежности многоразовых мощных ЖРД
1.3.2.5. Инженерные критерии отработки ЖРД
1.3.2.6. Обеспечение ресурса турбины двигателя РД-170 (171),достаточного для начала летных испытаний
1.3.2.7. Использование опыта создания РД-170 для других разработок
1.4. Исследования ЖРД на метановом горючем
1.5. Выводы по Главе

ГЛАВА 2. ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ СХЕМ И ПАРАМЕТРОВ ЖРД ДЛЯ ПЕРСПЕКТИВНЫХ МНОГОРАЗОВЫХ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ
2.1. Предварительный выбор горючих
2.2. Предварительный анализ двухкомпонентных ЖРД
2.3. Предварительный анализ трехкомпонентных ЖРД на кислороде, УВГ и водороде
2.3.1. Двигатели без дожигания
2.3.1.1. Выбор оптимальных вариантов схем двигателя
2.3.2. Трехкомпонентные двигатели с дожиганием
2.3.3. Общий анализ результатов предварительного этапа и рекомендации
2.4. Проблемные вопросы создания перспективных ЖРД МПИ на О2+УВГ
2.4.1. Ресурс и надежность
2.4.2. Живучесть и безопасность
2.4.3. Научное сопровождение ОКР
2.5. Особенности экспериментальной отработки двигателя
2.5.1. О построении планов экспериментальной отработки трехкомпонентных ЖРД большого ресурса
2.5.2. Особенности эксплуатации двигателя многоразового полетного использования
2.6. Выводы по Главе

ГЛАВА 3. ИССЛЕДОВАНИЕ ВОЗМОЖНЫХ ЭНЕРГОМАССОВЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ЖРД РАЗЛИЧНЫХ СХЕМ НА ТОПЛИВЕ О2+СНГ (МЕТАН), В ШИРОКОМ ДИАПАЗОНЕ ТЯГ
3.1. Цель и методология исследования
3.1.3. Методика расчета параметров двигателей
3.2. Результаты расчетов параметров двигателей и их основных агрегатов
3.2.1. Двигатели по схеме с дожиганием окислительного газа
3.2.2. Двигатели но схеме с дожиганием восстановительного газа
3.2.2.1. Результаты энергетических увязок двигателей с дожиганием восстановительного газа при Тгг=1300К
3.2.3. Двигатели без дожигания генераторного газа
3.2.4. Параметры двигателей, работающих но схеме 2+
3.3. Оценка массы двигателей
3.3.1. Массы двухкомнонентных двигателей
3.3.2. Массы трехкомнонентных двигателей
3.4. Общий анализ и обобщение результатов
3.5. ВЫВОДЫ по главе

ГЛАВА 4. ИССЛЕДОВАНИЕ ПУТЕЙ ПРАКТИЧЕСКОГО ПРИМЕНЕНИЯ ЖРД С ДОЖИГАНИЕМ ОКИСЛИТЕЛЬНОГО ГАЗА
4.1. Концепция коммерческого мобильного ракетно-космического комплекса «РИКША»
4.2. Двигатели РД-169, РД-185 для РН «РИКША»
4.2.1. Конструкция двигателей
4.2.1.1. Особенности условий работы конструкции двигателей
4.2.1.2. Конструкция двигателя РД-
4.2.1.3. Обеспечение работы нри погружение в горючее двигателя РД-
4.2.1.4. Конструкция двигателя РД-
4.2.1.5. Особенности нахождения двигателя РД-185 в баке горючего
4.2.2. Состояние разработки двигателя для РН «РИКША»
4.3. Двигатели для ракет типа «АНГАРА»
4.3.1. Двигатель тягой те (начальное предложенне)
4.3.2. Двнгатель РД-
4.3.2.1. Анализ энергетических характеристик различных схем двигателей
4.3.2.1.1. Двигатели без дожигания восстановительного генераторного газа
4.3.2.1.2. Двигатели с дожиганием генераторного газа
4.3.2.1.3. Анализ результатов расчетов
4.3.2.4. Надежность и безопасность двигателя
4.4 Оценка эффективности модернизации ЖРД с дожиганием окислительного газа путем замены керосина на метан
4.5
Выводы по Главе

ГЛАВА 5. ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ВОЗМОЖНОСТЕЙ СХЕМ С ДВГГ и ВЫБОР ОБЛИКА ЖРД ДЛЯ ПЕРСПЕКТИВНЫХ СВ С МПИ
5.1. Состояние с разработкой предложений по концепции ЖРД МПИ по результатам НИР (обзор работ в РФ)
5.2. Определение минимально возможного расхода метана для обеспечения надежного охлаждения камеры с целью улучшения энергетических характеристик ЖРД с дожиганием восстановительного газа
5.3. Оценка энергетических возможностей ЖРД с ДВГГ при уменьшенном расходе метана на охлаждение камеры(на примере ЖРД тягой -30 тс)
5.3.1. Исходные предпосылки
5.3.2. Расчеты максимально достижимого давления в камере для различных схем кислородно-метанового ЖРД
5.3.3. Оценка целесообразного предела повышения давления в камере
5.4. Анализ различных вариантов схем с дожиганием восстановительного газа применительно к ЖРД тягой -200 тс
5.4.1. Исходные положения
5.4.2. Варианты схем и результаты расчетов параметров
5.5. Концепция маршевого многоразового ЖРД на сжиженном природном газе
5.6. Выводы по Главе
Введение:

Актуальность темы: В последние годы развитие мировой цивилизации проходит под знаком бурной информатизации общества, охватывающей все стороны деятельности человечества.

Уже сегодня осуществляется разработка систем, обеспечивающих глобальное информационное обслуживание в режиме реального времени.

Важнейшую роль в организации телекоммуникаций играют космические средства. Эта роль особенно велика для России, учитывая ее огромную территорию и наличие многих труднодоступных и удаленных районов, в которых использование альтернативных средств экономически нецелесообразно.

Спрос на телекоммуникационные услуги от спутниковых систем связи (ССС) постоянно растет и превышает предложения [1.. .7].

В мире развернулась жесткая конкуренция проектов создания спутниковых телекоммуникационных систем, известны десятки таких проектов, многие из которых реализуются выводом на орбиты космических аппаратов. Критерий реализации - стоимость вывода полезной нагрузки.

Абсолютные затраты на запуски ракет-носителей составляют десятки и сотни миллионов долларов.

Стоимость запуска полезной нагрузки в мире составляла 1 4 - 4 0 тыс.долл./кг в зависимости от типа РН и орбиты.

Снижение затрат на запуск может быть достигнуто путем создания средств выведения с многоразовым использованием.

Целью развития ракетно-космической техники является снижение затрат на вывод полезных нагрузок по крайней мере на порядок.

Россия занимает первое место в мире по запасам природного газа(-40%), сжиженный природный газ (СПГ) находит применение в авиации,автомобильном транспорте, однако до сих пор он не используется в ракетно11космической технике, поэтому поиск возможностей использования СПГ в качестве ракетного горючего для ЖРД соответствует цели снижения затратна вывод полезных грузов.

Научно-технической проблемой является выбор энергомассовых характеристик двигателей с учетом многократного полетного использования(МПИ), поскольку облик, параметры, стоимость, надежность, кратность использования и эксплуатационные характеристики средств выведения существенно определяются соответствующими характеристиками двигательной установки.

Поэтому выбранная тема диссертации - актуальна и находится в русле тенденций развития мирового сообщества и ракетно-космической техники, при этом выбор проектных параметров ЖРД с учетом его многократного использования послужит необходимой базой для проектных разработок перспективных средств выведения.

Объект исследования - класс жидкостных ракетных двигателей на экологически чистом топливе кислород - сжиженный природный газ с многоразовым полетным использованием (МПИ) в составе перспективных средств выведения.

К настоящему времени благодаря работам головных НИИ и КБ ракетно-космической отрасли (ЦНИИМАШ, НИЦ им. М.В.Келдыша, РКК"Энергия", НПО "Энергомаш" и др.), сложились общие требования к перспективным средствам выведения (двухступенчатые носители легкого и среднего классов на экологически чистом топливе, со спасаемой и многократно используемой первой ступенью, обладающей высокой надежностью и безопасностью и др.).

Работы в направлении выбора оптимального облика средств выведения (СВ) с МПИ ведутся в РФ, США, Европе и др., при этом особая роль отводится выбору концепции двигательной установки (выбор12размерности, топлива, энергомассовых характеристик, схемы, обеспечение повышенной надежности и безопасности).

Первые попытки создания ЖРД МПИ были предприняты в США(SSME) и в СССР (РД-170) с использованием в паре с кислородом горючих- водорода и керосина, однако в США не получили заложенной в задании кратности и стоимость выведения полезной нагрузки составила 20тыс.дол./кг, что соответствовало применению одноразовых средств выведения. В РФ получили уникальный опыт обеспечения гарантированной10-кратной наработки в стендовых условиях при достаточно высоких энерго-массовых характеристиках двигателя.

Вместе с тем, до работ автора не было системных проектных исследований возможностей использования ЖРД на топливе "кислород сжиженный природный газ (метан)" многократного полетного использования.

Задача работы - исследовать схемы, энерго-массовые и эксплуатационные характеристики класса ЖРД с использованием сжиженного природного газа в качестве горючего и выбрать оптимальную концепцию ЖРД в этом классе с позиций многократного использования, и создать задел проектных решений по двигателю для выбора концепции многоразовых средств выведения, для этого признано необходимым:1. Проанализировать опыт создания ЖРД одноразового использования на базе разработок ЖРД НПО "Энергомаш" и оценить фрагменты, которые могут быть использованы для перспективных ЖРД с многоразовым использованием.

2. Оценить энергомассовые и эксплуатационные характеристики ЖРД на сжиженном природном газе для вариантов схем и ключевых параметров,в том числе и с использованием водорода в качестве третьего компонента.

133. Внутри исследуемого класса ЖРД выбрать концепцию, наиболее приспособленную к многоразовому использованию, и оценить возможность разработки такого ЖРД.
4. Выявить основные ключевые проблемы, связанные с разработкой ЖРД многократного использования для исследуемого класса двигателей и  оценить пути их решения.

5. Оценить разные варианты ЖРД, для использования разработчиками средств выведения в качестве исходных данных на проектной стадии.

Достоверность полученных результатов базируется на применении освоенных в НПО Энергомаш и отрасли методов системного проектирования и методик расчетов, подтвержденных многочисленными экспериментальными данными, полученными при огневых наземных и летных испытаниях, а также на включении в анализ конструкций прототипов, параметры и надежность которых подтверждены опытом наземной отработки и эксплуатации в составе ракет.

Научная новизна работы1. Предложено и обосновано использование СПГ (метана), как горючего для многоразовых маршевых ЖРД.
2. Обоснована возможность охлаждения камеры при уменьшенном расходе хладагента - метана с существенным снижением гидросопротивления охлаждающего тракта.

3. Исследованы энергомассовые и эксплуатационные характеристики двигателей нового класса - ЖРД на сжиженном природном газе (метане).

4. Предложена и обоснована концепция базового ЖРД на СПГ (метан), с использованием схемы с дожиганием восстановительного газа,обладающая приемлемыми предпосылками создания ЖРД многократного использования для перспективных средств выведения, с высокими энергетическими характеристиками.

145. Результаты работ, представленных в диссертации, защищены 38авторскими свидетельствами и патентами на изобретения.

Практическая значимость работы. Повышение качества проектирования и снижение затрат на разработку перспективных многоразовых средств выведения за счет задела проектных решений по двигателям в широком диапазоне параметров и схем.

Виедрение1. Результаты расчетно-проектных исследований использованы в проектах (технических предложениях, эскизных проектах) НПО "Энергомаш", ГРЦ им. Макеева, корпорации "Компомаш". Постановлением Правительства РФ от 18.07.1996 г. №1155 разработка метановой ракеты"Рикша" с двигателями НПО "Энергомаш" была включена в космическую программу России.

2. Результаты исследований по метановым ЖРД использованы в сводных отчетах головных НИИ и КБ отрасли по темам ППР "Отпор","Орел", "Развитие", "Двигатель", "Внедрение", "Метан" и в Евро-Российском проекте "Волга".

3. При создании базового ЖРД РД-170 (171) использованы результаты работ автора (выбор принципиальной схемы, проведение автономной отработки агрегатов и процессов на экспериментальных двигателях типа"УК", создана система АОЭД, используемая для обработки результатов испытаний и СТД двигателей, обеспечение достаточной усталостной прочности и ресурса турбины и др.), что реализовано в конструкции двигателя и технологии его изготовления и испытаний и подтверждено успешной эксплуатацией при летных испытаниях РН "Буран", "Зенит" (SeaLaunch) и ATLAS-III, V (USA) с аналогичными по конструкции ЖРД РД-180.

Личный вклад автора- постановка задач исследования с выбором исходных предпосылок;16- участие в проектных и экспериментальных работах по выбору основных характеристик двигателя-прототипа с решением ряда ключевых проблем его создания;- обобщение опыта разработки десятков одноразовых ЖРД для боевых и космических средств выведения и выбор решений, приемлемых для многоразового двигателя;- разработка методики комплексного расчетно-конструкторского анализа параметров ЖРД на проектной стадии;- разработка схем ЖРД для исследования энергомассовых характеристик ЖРД, расчеты балансов мощностей ТНА;- исследованы схемы ЖРД и показана перспективность СПГ (метана) для многоразового ЖРД;- исследован процесс разработки ЖРД с количественными оценками по видам работ на всех этапах и определена информационная основа функциональной системы технического диагностирования многоразовых ЖРД;- разработана методика расчетно-эспериментального обеспечения долговечности турбины многоразового ЖРД с учетом технологии изготовления;- проведены обобщение и анализ результатов исследований схем и энергомассовых характеристик нового класса ЖРД на СПГ с учетом многоразовости использования и предложена концепция ЖРД. Некоторые работы выполнены совместно с другими исследователями,однако автор внес решающий вклад в получение результатов,изложенных в диссертации.

Состав работы и логика исследования Диссертация состоит из "Введения", 5-и глав и "Выводов" общим объемом 292 страницы (в том числе 59 страниц - таблицы и рисунки) и приложения (109 страниц), где приводятся материалы, поясняющие  отдельные положения, представленные в основном тексте, список использованной литературы включает 214 наименований.

В главе 1 приведены основные требования и состояние разработки ЖРД МПИ, рассматривается использование имеющегося опыта разработки двигателей в НПО "Энергомаш" применительно к ЖРД МПИ. В главе 2 исследуются проектные параметры 2-х и 3-х компонентных ЖРД тягой -200 тс и показывается перспективность СПГ - как горючего.

В главе 3 исследуются проектные параметры ЖРД в диапазоне тяг от 2 до 200 тс, разных схем и давлений в КС при охлаждении камеры полным расходом горючего, выделяются схемы с дожиганием окислительного турбогаза.

В главе 4 исследуются возможности практического использования ЖРД с дожиганием окислительного турбогаза (РН типа "Рикша", "Ангара").

В главе 5 исследуются дополнительные возможности охлаждения метаном камер размерностью от 2 до 200 тс и выявляются новые возможности для повышения энергетики схемы с дожиганием восстановительного турбогаза и делается выбор концепции ЖРД МПИ.

[Salo]

http://www.dissercat.com/content/povyshenie-effektivnosti-sistemy-podachi-topliva-kislorodno-metanovogo-zhrd-s-dozhiganiem-vo

Повышение эффективности системы подачи топлива кислородно-метанового ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газа[/size]

Год: 2005
Автор: Мирошкин, Вячеслав Васильевич
Тема диссертации: Повышение эффективности системы подачи топлива кислородно-метанового ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газа
Ученая cтепень: кандидат технических наук
Место защиты диссертации: Москва
Код cпециальности ВАК: 05.07.05
Специальность: Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов
Количество cтраниц: 118

Введение:

Дальнейшее развитие ракетной техники и жидкостных ракетныхдвигателей связано со снижением затрат на выведение полезныхнагрузок в космос и повышением безопасности полетов.

Снижение стоимости выведения полезных нагрузок может бытьдостигнуто путем создания средств выведения многоразовогоиспользования.

Для повышения надежности конструкции ракет-носителейпредлагается использовать двигательные установки первых ступенейносителя, состоящих из нескольких модульных двигателей, и в случаеотказа одного из двигателей система аварийной защиты (САЗ) отключаетотказавший двигатель, а оставшиеся работоспособные двигателифорсируются на величину тяги, компенсирующую потерю отказавшегодвигателя. Тем самым обеспечивается выполнение задачи ракетыносителя.

Разработка ЖРД на экологически чистых компонентах топлива:метан (сжиженный природный газ) в паре с жидким кислородомотвечает тенденциям развития современных ракет-носителей.

Во-первых, использование в двигателе двух криогенныхкомпонентов во многом способствует решению задач по многоразовомуиспользованию двигателя, так как после выключения кислороднометанового ЖРД остатки топлива быстро испаряются из егомагистралей.

Во-вторых, возможность реализации на данных компонентахтоплива схем ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газапозволяет повысить надежность конструкции ракет-носителей:последствия от неисправностей в газовом тракте с избытком метана отгенератора до камеры развиваются значительно медленнее, чем вгазовом тракте с избытком кислорода, что облегчает задачу САЗ вовремяотключить отказавший двигатель.'5 Как показали исследования, начавшиеся сначала в США в 70-ые годы [1], затем в других странах, возможность использования ракетноготоплива "кислород - сжиженный природный газ (метан)" действительноочень интересная альтернатива для сушествуюш;их средств выведения(СВ), работающих на традиционных ракетных топливах. Но особенныйинтерес вызвало рассмотрение применения метанового топлива впроектирующихся перспективных многоразовых СВ. Изучение метановых ЖРД началось в Японии около 20 лет назад как возможность совершенствования ракеты Н-II. Недавно в Японии было начато рассмотрение возможностей создания двухступенчатойракеты среднего класса "J-1 upgrade", как замены существующей ракеты J-1, с использованием метанового ЖРД на второй ступени [2].

Проведены огневые испытания двигателя.

Для сохранения в перспективе конкурентоспособности Европейских ракет-носителей Ариан 5 на развивающемся рынке услуг  по запускам космических аппаратов (КА) на период 2010-2020 гг. в Европе ведется целенаправленная работа по увеличению на 25 % массы и снижению более чем на 30% стоимости выведения полезной нагрузки за счет применения твердотопливных ускорителей и замены их в дальнейшем на ускорители, работающие на топливе "кислород сжиженный природный газ" [3].

Исследованиями показано, что применение многоразовых метановых ЖРД на первой возвращаемой ступени ракетоносителя Н'> позволяет рещить поставленные задачи по снижению стоимости выводаполезной нагрузки. Однако это должно быть показано практически. Для этого ведется экспериментальная программа по демонстраторам многоразовых средств выведения, работающих на метановом топливе.

Работа по метановым ЖРД ведется в кооперации с российской стороной.

С 1981 г. в НПО Энергомаш ведутся расчетно-проектныеисследования ЖРД на сжиженном природном газе (метане) [4...6],получившие поддержку головных институтов отрасли [7... 11].

В процессе проводившихся в отрасли исследований рассматривались различные варианты схем ЖРД: с дожиганием и без дожигания, двухкомпонентные, трехкомпонентные, безгенераторные с приводом турбины метаном, нагретом в тракте регенеративного охлаждения камеры, дальнейшим охлаждением кислородом,поступающим в камеру, и сбросом на вход в насос и др. [12...25].

В результате проведенных исследований, опираясь на уникальныйопыт разработки ЖРД НПО "Энергомаш" было предложено [26] вкачестве основы концепции многоразового маршевого ЖРД для перспективных средств выведения ориентироваться на разработку однокамерного ЖРД тягой 200 тс на топливе "жидкий кислород сжиженный природный газ (метан)", по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа, с использованием камеры прототипа РД-170 (с доработкой в части увеличения критического сечения и с заменой смесительной головки и др.), с возможностью форсирования до +25% (резерв тяги).

Возможность создания такого двигателя обоснована успешно проведенными в 1997-2005 гг. 5-ю огневыми испытаниями двигателяКБХМ им. А.М.Исаева тягой 7,5 тс, выполненного по схеме сдожиганием восстановительного генераторного газа, на топливе"жидкий кислород - метан (СПГ)" [27] и проведенными в 1998 г.огневыми испытаниями в КБХА двигателя РД-0110МД [28]. Многоразовое использование ЖРД и резервирование по тяге требуют от двигателя высоких энергетических характеристик при высокой надежности конструкции ЖРД. При этом требуемое гарантийное время работы каждого экземпляра двигателя превосходит на порядок и более гарантийное время работы ЖРД однократного применения.

Предусмотренное форсирование по тяге в случае отказа одного из модульных двигателей, входящих в двигательную установку (ДУ) еще более ужесточает требования к повышению надежности и увеличению ресурса работы двигателя.

Одним из важнейших элементов ЖРД, определяющих надежность и ресурс работы двигателя, является система подачи компонентов топлива. Статистика показывает, что наибольшее число отказов ЖРД происходит именно в агрегатах этой системы. И наиболее часто неисправности в этой системе связаны с работой турбины турбонасосного агрегата (ТНА).

Температурные нагрузки на рабочее колесо турбины, приводящиек пластическому деформированию конструкции, вносят существенный вклад в напряженно-деформированное состояние внутренних элементов конструкции ТНА. Именно поэтому конструкторские решения и технологические мероприятия, направленные на понижение температуры генераторного газа на входе в турбину, повышение запасов работоспособности турбины, считаются наиболее эффективными при решении задачи по повышению надежности, увеличению ресурса работы и обеспечению возможности работы двигателя на форсированных режимах.

В этой ситуации представляет интерес ряд свойств метана каккомпонента жидкого ракетного топлива. Во-первых, хорошиеохлаждающие свойства метана позволяют организовать надежное9охлаждение камеры метанового ЖРД при значительно меньших расходахи перепадах на тракте охлаждения камеры, чем на прототипе камеры РД170, охлаждаемой керосином, более того, упростить конструкцию камеры в части охлаждения, например, перейти на схему охлаждениякамеры без щелевых завес [29].

Во-вторых, метан, как криогенное горючее, будучи нагретым в тракте регенеративного охлаждения камеры, может быть использован в качестве рабочего тела турбины в системе подачи компонентов топлива.

Широко известны аналогичные примеры использования тепловой энергии, полученной охладителем - рабочим телом турбины в тракте охлаждения камеры, для получения механической работы турбины.

Многие из них относятся к кислородно-водородным двигателям: в двигателе КВД1 разработки КБ Химмаш имени А.М.Исаева водород, нагретый в тракте охлаждения камеры, используется для приводатурбины бустера горючего, а в двигателе RL-10 разработки Pratt&Whitney турбина, работающая на водороде, нагретом в тракте охлаждения камеры, используется для привода насосов компонентов топлива.

В отличие от водорода метан, после срабатывания на турбине можно сбрасывать на вход в насос. Более того, его можно, в отличие от водорода, охладить кислородом в теплообменнике перед поступлением в насос. Т.е. в случае использования метанового горючего появляются новые схемные решения системы подачи компонентов топлива, которые могут быть реализованы в метановых ЖРД в целях понижения температуры генераторного газа на входе в турбину и разгрузки турбины.

Первое новое схемное решение - использование нагретого в тракте охлаждения камеры метана в качестве рабочего тела турбины метанового бустерного турбонасосного агрегата (БТНА). При этом метан после срабатывания на турбине подается на вход метанового насоса ТНА. Основная задача, которую необходимо решить при реализацииэтого конструкторского решения - определение влияния дополнительного подогрева рабочего тела турбины БТНА на энергетику кислородно-метанового ЖРД, а именно:
- на сколько уменьшится температура генераторного газа на входе в турбину ТНА при замене гидротурбины метанового БТНА на газовую турбину, работающую на метане, нагретом в тракте охлаждения;
- чему соответствует оптимальный температурный диапазон для рабочего газа турбины метанового БТНА и может ли быть реализована такая температура метана при охлаждении камеры ЖРД.
Следует отметить, что на турбину БТНА поступает только часть расхода метана (около 10%) от всего расхода на охлаждение камеры.

Этот факт приводит к другому новому схемному решению - к использованию "комбинированной" схемы системы подачи топлива: схемы с дожиганием генераторного газа и схемы с замкнутым контуром привода дополнительной турбины ТНА, работающей на всем расходе метана, нагретого в охлаждающем тракте камеры двигателя.

В такой комбинированной схеме системы подачи компонентов топлива для получения механической работы используется как энергия продуктов сгорания в газогенераторе, так и тепловая энергия, полученной метаном в тракте регенеративного охлаждения.

Нри этом отработавший на турбине метан перед поступлением на вход метанового насоса может охлаждаться кислородом в теплообменнике.

К числу основных вопросов, относящихся к реализации комбинированной схемы, относятся:
- на сколько уменьшится температура генераторного газа на входев турбину ТНА при использовании комбинированной системы подачи посравнению с обычной схемой дожигания восстановительного генераторного газа;
- анализ влияния различных факторов на энергетическую эффективность комбинированной схемы и получение рекомендаций по выбору основных параметров;- какова эффективность использования кислородного теплообменника в схеме;
- возможно ли расположение турбины, работающей на генераторном газе и турбины, работающей на метане из охлаждающего тракта камеры на разных валах ТНА.
Об эффективности комбинированной схемы можно судить порезультатам работ с участием автора, проведенных в НПО Энергомаш, с целью оценить возможности ЖРД с замкнутым контуром привода турбины ТНА ("безгенераторных" схем ЖРД) [30-33].

Проведенные исследования [30] показали, что "безгенераторные"схемы ЖРД тягой 80 тс и более, работающие на метане, нагретом втракте охлаждения камеры, не позволяют реализовать высокие давленияв камере из-за низкого теплосъема с охлаждающего тракта. Однако вырабатываемая мощность метановой турбины в этих схемах значительна. Максимальное давление в камере около 60 кгс/см2, в 4-5 раз ниже давления в камере двигателя с дожиганием [6]. На основании этого можно ожидать, что потребная мощность основой турбины ТНА в схемах с использованием дополнительной турбины, работающей наподогретом в охлаждающем тракте камеры метане, понизится на 20-25%.

Таким образом есть все основания полагать, что предложенные новые схемные решения позволят решить задачу по повышению надежности, увеличению ресурса работы и обеспечению возможности работы метанового двигателя на форсированных режимах.

 Общая характеристика работы: Актуальиость темы диссертационной работы обусловлена необходимостью повышения надежности конструкции ракет-носителей и снижения удельной стоимости вывода полезных грузов в космос.

Снижение стоимости может быть достигнуто путем создания средств выведения многоразового полетного использования и. применением дешевого топлива.

Сжиженный природный газ (метан) - самое дешевое горючее из известных.

Цель настоящей работы - повышение надежности, увеличение ресурса работы и обеспечение более высокого уровня форсирования по тяге кислородно-метанового двигателя, предложенного в качестве базового ЖРД для перспективных средств выведения, путем снижения температурных нагрузок на рабочее колесо турбины ТНА, работающей на восстановительном турбогазе, за счет работы дополнительной турбины, работающей на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения камеры.

Задачи работы - дополнить задел проектных решений по кислородно-метановому двигателю, направленных на разфузку турбины, работающей на восстановительном турбогазе, за счет работы турбины, работающей на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения, не противоречащих требованиям к ЖРД для перспективных СВ и определить эффективность этих предложений.

Для выполнения этого необходимо:

1. Рассмотреть основные требования к ЖРД для перспективных средств выведения, на основании которых была предложена концепция базового ЖРД многоразового использования - ЖРД тягой -200 тс на топливе "жидкий кислород - сжиженный природный газ (метан)", с  дожиганием восстановительного турбогаза.

2. Рассмотреть варианты решений по усовершенствованию базовой схемы кислородно-метанового ЖРД, направленные на разгрузку турбины, работающей на восстановительном турбогазе, за счет работы дополнительной турбины, работающей на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения.

3. Разработать методику, позволяющую найти параметры ЖРД(давление на входе и выходе метановой турбины, температуруметана), при которых эффективность применения дополнительной метановой турбины максимальна.

4. На основании выбранных оптимальных параметров определить: насколько можно разгрузить основную турбину ТНА таким способом.

5. Выявить основные ключевые проблемы, связанные с реализацией данных схемных решений.

Объект исследования - класс ЖРД тягой -200 тс на топливел, "жидкий кислород - сжиженный природный газ (метан)", с дожиганием восстановительного турбогаза, дополнительно имеющий в своем составе турбину, работающую на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения камеры.  

Методология исследоваиия.

При разработке методик, позволяющих найти параметры ЖРД,определяющие оптимальную работу метановой турбины, положены концепции и методики, разработанные с участием автора при исследованиях кислородно-керосиновых ЖРД с замкнутым автономным аммиачным (пароводяным) контуром в системе подачи [31...35].

Остальные параметры ЖРД различных схем определялись по общепринятой методике, на основании полного комплекса расчетов:
 -термодинамических процессов в камере и газогенераторе;
 -газодинамических процессов в камере с учетом реальных коэффициентов потерь, для чего использовались существующие геометрические контуры камеры и основные энергетические параметры;
- температур в охлаждающем тракте;
- кпд насосов и турбин и гидросопротивлений элементов схем;
- возможных/7к на основании баланса мощностей насосов и турбин на валу ТНА;
- параметров режимов работы двигателя с учетом дросселирования и форсирования при различных соотношениях расходов компонентов в камере;
Для уточнения перепадов на регулирующих органах ЖРД проводились расчеты отклонений параметров двигателя из-за разброса внутренних характеристик агрегатов (кпд турбин и насосов, гидросопротивлений, напорных характеристик насосов и т.д.) и внешних. факторов (температур и давлений компонентов на входе в двигатель).

Достоверность полученных результатов базируется на применении освоенных в отрасли методик расчетов, подтвержденных многочисленными экспериментальными данными.

Научная новизна работы:
1. Впервые предлагаются схемы использования метана, нагретого в тракте охлаждения камеры, для привода турбины бустерного насосного агрегата горючего и привода дополнительной турбины основного ТНА, обеспечивающие снижение температурных нагрузок на турбину ТНА, работающую на восстановительном генераторном газе.
2. Впервые проведён расчетный анализ эффективности указанных схем..
3. Разработана методика определения параметров кислородно- метановых ЖРД, определяющих оптимальную работу замкнутого контура привода метановой турбины.

Практическая значимость результатов исследования: Полученные результаты могут использоваться при разработке кислородно-метановых ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газа.

Предложенная методика определения оптимальных параметров данного ЖРД, использующего в системе подачи топлива тепловую энергию, полученную метаном в тракте регенеративного охлаждения камеры, применима и для кислородно-метановых ЖРД иных схем с различной тягой и направлена на повышение качества проектных работ,а также снижение стоимости разработок метановых ЖРД.

Внедрение: Результаты исследований по метановым ЖРД, изложенные в диссертации, использованы в отчетах НПО Энергомащ и в Евро-Российском проекте "Волга".

Апробации, публикации: По теме диссертации имеются 16 научных публикаций (статьи, доклады, патенты), в том числе 4 в изданиях, рекомендованных ВАК. Основные результаты работы, представленные в диссертации,докладывались и обсуждались на Российской межотраслевой научнотехнической конференции "Ракетно-космические двигатели" (Москва, МГТУ им. Баумана, 2005 г.), отраслевой научно-техническойконференции (г. Химки, НПО Энергомаш, 2001 г.) и опубликованы в тезисах и докладах упомянутых конференций.

 Результаты работ, представленных в диссертации защищены 9-ю авторскими свидетельствами и патентами на изобретения.

Личный вклад автора:
 - разработка предложений по разгрузке турбины ТНА кислороднометановых ЖРД;
- разработка методик определения параметров кислородно-метановыхЖРД, определяющих  оптимальную работу замкнутого контура привода метановой турбины;
- исследование предложенных схем ЖРД и обоснование перспективности путей разгрузки ТНА многоразового ЖРД.

Состав работы и логика исследоваиия: Диссертационная работа состоит из введения, трех глав, заключения и списка литературы. Диссертация изложена на 118 страницах, содержит 31 рисунок, 8 таблиц и библиографию из 63 наименований.

В главе 1 рассмотрены основные требования к ЖРД дляперспективных СВ, концепция базового ЖРД многоразового использования - ЖРД тягой 200 тс на топливе "жидкий кислород —сжиженный природный газ (метан)", с дожиганием восстановительного турбогаза.

Параметры данного ЖРД использованы в качестве исходной предпосылки исследования путей снижения температуры турбогаза безснижения энергетических характеристик.

В главе 2 исследуются пути повышения запасов работоспособности турбины ТНА на примере ЖРД тягой 200 тс, в том числе привод метаном, нагретым в тракте охлаждения камеры, бустерного турбонасосного агрегата.

17В главе 3 исследуется комбинированная схема системы подачи топлива - с замкнутым контуром привода дополнительной турбины ТНА, рабочим телом которой является метан, нагретый в тракте охлаждения камеры, охлаждением его после срабатывания на турбине в теплообменнике и последующей подачей на вход в насос.

Автор выносит на защиту:
1. Предложение о приводе насоса бустерного турбонасосногоагрегата метановых ЖРД турбиной, работающей на метане, нагретом в тракте охлаждения камеры с подачей отработанного натурбине метана на вход в основной насос.
2. Предложение об использовании дополнительной турбины,работающей на метане, нагретом в тракте охлаждения камеры, с охлаждением кислородом и подачей отработанного на турбине метана на вход в основной насос, для разгрузки основной турбиныТНА.
3. Схему ТНА с расположением метановой турбины вместе со вторыми ступенями насосов на отдельном валу, для обеспечения высоких характеристик ТНА.
4. Обоснование энергетической эффективности предложенных схемных решений.
5. Методику определения параметров ЖРД, определяющих оптимальную работу замкнутого контура привода метановойтурбины.

Заключение:

1. Исследованы пути повыщения эффективности системы подачи
топлива кислородно-метанового ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газа для увеличения надежности и работоспособности ЖРД при многоразовом полетном использовании, и найдены новые решения, связанные с полезным использования тепловой энергии, полученной метаном в охлаждающем тракте камеры:
- привод турбины бустерного насосного агрегата горючего
подогретым метаном с подачей отработанного на турбине рабочего тела на вход в насос горючего;
- использование в системе подачи топлива дополнительного
замкнутого контура привода турбин ТНА и БНА горючего, работающих на полном расходе метана из охлаждающего тракта камеры с последующим охлаждением метана в теплообменнике и подачей на вход в насос горючего.

2. Показана экономичность предложенной схемы привода турбины
БНА горючего. При соблюдении исходных условий замена гидротурбины метанового БНА на газовую турбину, приводимую нагретым метаном, обеспечивает то же давление в камере при меньшей на 20 градусов температуре генераторного газа.

3. Показана энергетическая эффективность комбинированной схемы с
дополнительным замкнутым контуром привода турбин ТНА и БНА
горючего, снижение рабочей температуры генераторного газа по сравнению параметров теплообменника.

4. Применительно к ЖРД тягой -200 тс рекомендовано использовать
двухвальный ТНА с расположением вторых ступеней насосов на одном валу с турбиной, работающей на метане из охлаждающего тракта камеры, и первых ступеней с основной турбиной, работающей на генераторном газе на другом валу, что позволяет улучщить параметры системы подачи в целом.

[Salo]

Лапицкий, Владимир Иванович.
Тема диссертации: Математическое моделирование и экспериментальное исследование характеристик камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги на метане и кислороде

[Salo]

http://www.presarhiv.ru/7/30-07-1998/11209.html

МЕТАНОВЫЕ ЖРД НПО "ЭНЕРГОМАШ" им. В.П. ГЛУШКО.

Борис Каторгин, генеральный директор, генеральный конструктор ОАО "НПО "Энергомаш";
Игорь Клепиков, главный конструктор направления ОАО "НПО "Энергомаш".


ОАО НПО "Энергомаш" имени академика В.П. Глушко, входящее в систему Российского космического агентства, является ведущей в России фирмой по разработке мощных жидкостных ракетных двигателей. Разработанные ею ЖРД надежно выводили и выводят в космос все отечественные космические объекты: от первого в мире искусственного спутника Земли и космического корабля с человеком на борту до орбитальной станции "Мир" и ракеты тяжелого класса "Энергия" с космическим кораблем "Буран". В рамках международного сотрудничества выводятся космические объекты с помощью российской ракеты тяжелого класса "Протон" с ЖРД разработки НПО "Энергомаш" и разработан двигатель для американской ракеты Atlas. В настоящее время НПО "Энергомаш" проведены исследования по созданию ЖРД на паре "кислород-метан". Результаты этих исследований, экспериментально подтвержденные в "Энергомаше" и ряде других предприятий отрасли, достаточны для разработки на этой топливной паре ЖРД любой практически значимой размерности.
XXI век будет веком информации. Это потребует вывода в космос созвездий из десятков и сотен спутников Земли на разные орбиты и их регулярной замены.
Станет необходимым использование ракет разных классов с полезными нагрузками от сотен килограммов до десятков тонн, обладающих высокой надежностью, низкой себестоимостью и не наносящих ущерба экологии Земли. Перспективным направлением разработки нового поколения ракетносителей (РН) является применение в паре с жидким кислородом сжиженного метана (или сжиженного природного газа (СПГ), содержащего до 98 % метана).
Впервые о метане как о ракетном горючем упоминалось 60 лет назад в книге Валентина Глушко и Георгия Лангемака, однако применение метана (как и водорода) сдерживалось его низкой плотностью и приоритетом военных разработок на долгохранимом топливе.
В ракетно-космической отрасли исследования двигателей на топливе "кислород - метан" впервые начались в НПО "Энергомаш" в 1981 г для ракет тяжелого, легкого и среднего классов. При этом рассматривались разные типы двигателей как по тяге (от 1 кгс до 200 тс), так и по различным энергетическим схемам (без дожигания генераторного газа, с дожиганием окислительного или восстановительного генераторного газа).
В настоящее время для каждого варианта проведен полный цикл расчетов и исследований, осуществлено конструирование агрегатов и двигателя в целом, оценены энергетические и массово-габаритные характеристики.
Использование метана (или СПГ) в сравнении с керосином обеспечивает:
более высокие энергетические характеристики ракет (на 20-30% большую массу полезного груза при одинаковой стартовой массе
ракеты);
более высокую экологическую чистоту продуктов сгорания и компонентов, не образующих при аварийных проливах взрывоопасных оксиликвитов, которые могут образовываться в
паре "кислород - керосин";
отсутствие специальной обработки полостей между контрольным испытанием и полетом, что облегчает многократное их использование без переборки;
более низкую стоимость (втрое меньше, чем у керосина);
близость температурных диапазонов жидкой фазы кислорода и метана, позволяющих использовать новые конструктивные решения на ракете, что способствует снижению ее конечной массы.

К недостаткам метана обычно относят его низкую плотность (плотность топлива "кислород - керосин" на 20 % выше). Но это с избытком компенсируется приростом удельного импульса при одинаковой стартовой массе РН или массе полезного груза.
Исследования по определению максимально достижимых давлений в камере сгорания показали, что большее максимальное давление в камере сгорания (а следовательно, и больший удельный импульс при постоянном диаметре среза сопла) достигается в схеме дожигания окислительного генераторного газа. Наименьший удельный импульс - у двигателя без дожигания генераторного газа.
Оценки сроков и стоимости создания двигателей различных энергетических схем показали отсутствие существенных различий между ними, поэтому выбор разработчиком РН энергетической схемы двигателя определяется решением задачи в координатах "энергетические характеристики - надежность".
С целью сокращения затрат на разработку новых двигателей в НПО "Энергомаш" были проведены исследования по модернизации ранее разработанных и модернизируемых ЖРД путем замены топлива "жидкий кислород - керосин" на топливо "жидкий кислород - сжиженный метан". При этом ставилась задача максимального использования материальной части прототипов, особенно камер.
Проработки показали, что перевод ЖРД с керосина на метан требует доработки проходных сечений форсунок камер сгорания (КС) и газогенератора (ГГ), элементов автоматики и системы регулирования, а также замены 20 - 30 % элементов двигателя, в т. ч.:
- насоса и бустера горючего;
- конструкционных материалов в тракте горючего на криогеностойкие, применяемые на других двигателях;
- резиновых уплотнений на металлические.
Указанные работы не составляют особых технических трудностей. Требуемые конструктивные решения уже используются в отечественной практике, а технологическая оснастка сохраняется полностью.
От прототипа используются камеры и газогенераторы, турбина (для схемы с дожиганием окислительного генераторного газа), насос окислителя, бустерный насос окислителя, агрегаты автоматики и трубопроводы по линиям окислителя, рамы, узлы качания и другое.
Для схемы с дожиганием и без дожигания восстановительного генераторного газа вновь разрабатывается газогенератор и турбина.
В табл. 1 приведены расчетные характеристики кислородно - метановых модернизированных ЖРД, имеющих кислородно-керосиновые прототипы с дожиганием окислительного генераторного газа:
-на основе прототипа РД-191 представлены РД-192, РД-192С с дожиганием окислительного генераторного газа; РД-192.2 с дожиганием восстановительного генераторного газа и РД-192.3 без дожигания генераторного газа;
-на основе прототипа РД-120К представлен РД-182 с дожиганием окислительного генераторного газа.
В табл. 2 приведены расчетные характеристики кислородно-метановых ЖРД РД-190 и РД-185, сформированных с использованием двигательного модуля РД-169, не имеющего прототипа и выполненного по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа.
В настоящее время для РН легкого класса "Рикша-1" разработан эскизный проект двигательного модуля РД169, который используется как для двигателя I ступени РД-190 (шесть двигательных модулей РД-169), так и для двигателя II ступени РД-185 (высотная модификация двигательного модуля РД-169).
Также для РН "Рикша" разработан эскизный проект маршевого двигателя РД-183 и двигателя ориентации РД184 для апогейной двигательной установки.
Исследования, проведенные в НПО "Энергомаш" совместно с Государственным ракетным центром им. академика В.П. Макеева, корпорацией "Компомаш" и ЦНИИМАШ, показали, что наиболее перспективной концепцией метановых ЖРД является формирование
ступеней РН из двигательных модулей (ДМ) ЖРД.
ДМ - однокамерный ЖРД с насосной подачей топлива, в различных вариантах используемых в двигательных установках обеих ступеней РН и боковых ускорителей. ДМ (или его камера) подвижен и обладает двумя вращательными степенями свободы. ДМ имеют три типоразмера по тяге: малый (10...30 тс), средний (70...90 тс) и большой (190...220 тс), соответственно для малого, среднего и тяжелого классов РН.
ДМ каждого типоразмера выполняется в двух модификациях земной для первой ступени и боковых ускорителей и высотной для второй ступени РН.

[Salo]

http://www.dissercat.com/content/povyshenie-effektivnosti-sistemy-podachi-topliva-kislorodno-metanovogo-zhrd-s-dozhiganiem-vo

Одним из важнейших элементов ЖРД, определяющих надежность и ресурс работы двигателя, является система подачи компонентов топлива. Статистика показывает, что наибольшее число отказов ЖРД происходит именно в агрегатах этой системы. И наиболее часто неисправности в этой системе связаны с работой турбины турбонасосного агрегата (ТНА).

Температурные нагрузки на рабочее колесо турбины, приводящие к пластическому деформированию конструкции, вносят существенный вклад в напряженно-деформированное состояние внутренних элементов конструкции ТНА. Именно поэтому конструкторские решения и технологические мероприятия, направленные на понижение температуры генераторного газа на входе в турбину, повышение запасов работоспособности турбины, считаются наиболее эффективными при решении задачи по повышению надежности, увеличению ресурса работы и обеспечению возможности работы двигателя на форсированных режимах.

В этой ситуации представляет интерес ряд свойств метана как компонента жидкого ракетного топлива. Во-первых, хорошие охлаждающие свойства метана позволяют организовать надежное9охлаждение камеры метанового ЖРД при значительно меньших расходах и перепадах на тракте охлаждения камеры, чем на прототипе камеры РД170, охлаждаемой керосином, более того, упростить конструкцию камеры в части охлаждения, например, перейти на схему охлаждения камеры без щелевых завес [29].

Во-вторых, метан, как криогенное горючее, будучи нагретым в тракте регенеративного охлаждения камеры, может быть использован в качестве рабочего тела турбины в системе подачи компонентов топлива.

Широко известны аналогичные примеры использования тепловой энергии, полученной охладителем - рабочим телом турбины в тракте охлаждения камеры, для получения механической работы турбины.

Многие из них относятся к кислородно-водородным двигателям: в двигателе КВД1 разработки КБ Химмаш имени А.М.Исаева водород, нагретый в тракте охлаждения камеры, используется для привода турбины бустера горючего, а в двигателе RL-10 разработки Pratt&Whitney турбина, работающая на водороде, нагретом в тракте охлаждения камеры, используется для привода насосов компонентов топлива.

В отличие от водорода метан, после срабатывания на турбине можно сбрасывать на вход в насос. Более того, его можно, в отличие от водорода, охладить кислородом в теплообменнике перед поступлением в насос. Т.е. в случае использования метанового горючего появляются новые схемные решения системы подачи компонентов топлива, которые могут быть реализованы в метановых ЖРД в целях понижения температуры генераторного газа на входе в турбину и разгрузки турбины.

Первое новое схемное решение - использование нагретого в тракте охлаждения камеры метана в качестве рабочего тела турбины метанового бустерного турбонасосного агрегата (БТНА). При этом метан после срабатывания на турбине подается на вход метанового насоса ТНА. Основная задача, которую необходимо решить при реализации этого конструкторского решения - определение влияния дополнительного подогрева рабочего тела турбины БТНА на энергетику кислородно-метанового ЖРД, а именно:
- на сколько уменьшится температура генераторного газа на входе в турбину ТНА при замене гидротурбины метанового БТНА на газовую турбину, работающую на метане, нагретом в тракте охлаждения;
- чему соответствует оптимальный температурный диапазон для рабочего газа турбины метанового БТНА и может ли быть реализована такая температура метана при охлаждении камеры ЖРД.
Следует отметить, что на турбину БТНА поступает только часть расхода метана (около 10%) от всего расхода на охлаждение камеры.

Этот факт приводит к другому новому схемному решению - к использованию "комбинированной" схемы системы подачи топлива: схемы с дожиганием генераторного газа и схемы с замкнутым контуром привода дополнительной турбины ТНА, работающей на всем расходе метана, нагретого в охлаждающем тракте камеры двигателя.

В такой комбинированной схеме системы подачи компонентов топлива для получения механической работы используется как энергия продуктов сгорания в газогенераторе, так и тепловая энергия, полученной метаном в тракте регенеративного охлаждения.

При этом отработавший на турбине метан перед поступлением на вход метанового насоса может охлаждаться кислородом в теплообменнике.

К числу основных вопросов, относящихся к реализации комбинированной схемы, относятся:
- на сколько уменьшится температура генераторного газа на входе в турбину ТНА при использовании комбинированной системы подачи по сравнению с обычной схемой дожигания восстановительного генераторного газа;
- анализ влияния различных факторов на энергетическую эффективность комбинированной схемы и получение рекомендаций по выбору основных параметров;- какова эффективность использования кислородного теплообменника в схеме;
- возможно ли расположение турбины, работающей на генераторном газе и турбины, работающей на метане из охлаждающего тракта камеры на разных валах ТНА.
Об эффективности комбинированной схемы можно судить по  результатам работ с участием автора, проведенных в НПО Энергомаш, с целью оценить возможности ЖРД с замкнутым контуром привода турбины ТНА ("безгенераторных" схем ЖРД) [30-33].

Проведенные исследования [30] показали, что "безгенераторные"схемы ЖРД тягой 80 тс и более, работающие на метане, нагретом втракте охлаждения камеры, не позволяют реализовать высокие давления в камере из-за низкого теплосъема с охлаждающего тракта. Однако вырабатываемая мощность метановой турбины в этих схемах значительна. Максимальное давление в камере около 60 кгс/см2, в 4-5 раз ниже давления в камере двигателя с дожиганием [6]. На основании этого можно ожидать, что потребная мощность основой турбины ТНА в схемах с использованием дополнительной турбины, работающей на подогретом в охлаждающем тракте камеры метане, понизится на 20-25%.

Таким образом есть все основания полагать, что предложенные новые схемные решения позволят решить задачу по повышению надежности, увеличению ресурса работы и обеспечению возможности работы метанового двигателя на форсированных режимах.

А ведь подогретый в теплообменнике кислород можно в свою очередь использовать для привода кислородного БТНА.

[Salo]

Сегодня я посетил техническую секцию Королёвских чтений.
Качество фотографий плохенькое, так как проектор был слабый, а свет в помещении не выключали:

Анализ использования многоразовой РН в пилотируемой лунной программе.
http://narod.ru/disk/4390454001/01_Luna.rar.html
Интересное исследование от центра Хруничева.
Лунная орбитальная станция (ЛОС) в качестве первого этапа (как на форуме   ), таблица с ценами на перспективные РН,
количество РН необходимых для начала освоения Луны.

[Salo]

РД-192М в МРКС-1 это видимо вариант РД-191 с дожиганием восстановительного газогенераторного газа.

[Дмитрий В.]

РД-192М в МРКС-1 это видимо вариант РД-191 с дожиганием восстановительного газогенераторного газа.

Метановый, видимо.

[Salo]

РД-192 все метановые. :wink: