Форум переехал. Регистрация пользователям прежнего форума не требуется, достаточно ВОССТАНОВИТЬ ПАРОЛЬ ПРИ ВХОДЕ. Короче, жмите сюда и вводите свой почтовый адрес. Не получается восстановить пароль - пишите на noreply (собака) novosti-kosmonavtiki.ru

Расширительный цикл на кислороде

Автор Salo, 24.01.2011 22:18:34

« предыдущая - следующая »

0 Пользователей и 1 гость просматривают эту тему.

Glaurung

ЦитатаСтатью 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

Цитата
ЦитатаСтатью 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
Цитата«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:
ЦитатаВариант 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

09.01.2015 13:29:11 #25 Последнее редактирование: 09.01.2015 15:36:43 от Александр Хороших
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
ЦитатаИССЛЕДОВАНИЕ 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
ЦитатаСоколов 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

ЦитатаSerge 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 - единственный в истории мировой космонавтики случай когда новая ракета по всем параметрам хуже старой. (с) Старый Ламер
2. Всё что связано с Ангарой подчинено единственной задаче - выкачать из бюджета и распилить как можно больше денег.
3. Чем мрачнее реальность тем ярче бред.

Serge V Iz

Цитатасверхкритическом 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

ЦитатаSerge V Iz написал:
 
Цитатасверхкритическом 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 - единственный в истории мировой космонавтики случай когда новая ракета по всем параметрам хуже старой. (с) Старый Ламер
2. Всё что связано с Ангарой подчинено единственной задаче - выкачать из бюджета и распилить как можно больше денег.
3. Чем мрачнее реальность тем ярче бред.

avmich

ЦитатаАлександр 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

ЦитатаКак 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

ЦитатаSerge 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 - единственный в истории мировой космонавтики случай когда новая ракета по всем параметрам хуже старой. (с) Старый Ламер
2. Всё что связано с Ангарой подчинено единственной задаче - выкачать из бюджета и распилить как можно больше денег.
3. Чем мрачнее реальность тем ярче бред.

Плейшнер

06.02.2020 16:51:55 #36 Последнее редактирование: 06.02.2020 17:53:03 от Плейшнер
Цитатаavmich написал:
 
ЦитатаАлександр 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) 
Уверенность любителей - предмет зависти для профессионалов

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 - единственный в истории мировой космонавтики случай когда новая ракета по всем параметрам хуже старой. (с) Старый Ламер
2. Всё что связано с Ангарой подчинено единственной задаче - выкачать из бюджета и распилить как можно больше денег.
3. Чем мрачнее реальность тем ярче бред.

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...