РД на метане

[Верный Союзник с Окинавы]

Как то всё это попахивает технологическим тупиком. Разве можно на таких напряженных движках, делать многоразовую ракету?

[Arzach]

"С 2016 года в КБ химавтоматики по контракту с госкорпорацией "Роскосмос" ведется разработка двигателя РД-0177/РД-0169 тягой 100 тонн для ракеты-носителя "Амур-СПГ". Выпущена конструкторская документация, ведется подготовка производства, изготовление агрегатов, огневые испытания установок. Запланировано начало огневых испытаний двигателя в середине 2023 года", - говорится в письме Рачука

Не слишком понятная картина с двигателями. Гендиректор НПО "Энергомаш" Игорь Арбузов говорил об этом годом ранее несколько более развёрнуто:

"Мы должны создать двигатель-демонстратор РД-0177, а впоследствии будет построен его летный вариант РД-0169. По демонстратору работы надеемся завершить в следующем году. Первый образец метанового двигателя РД-0177 будет изготовлен в 2022-2023 годах", - сказал Арбузов.
...
Проведены испытания отдельных элементов агрегатов - газогенератора, смесительной головки. Теперь переходим к работам уже непосредственно по изготовлению двигателя-демонстратора РД-0177", - уточнил гендиректор "Энергомаша".

В дальнейшем поставлена задача в кратчайшие сроки подтвердить возможность применения этих компонентов уже на летном варианте - двигателе РД-0169, добавил Арбузов.

Выше выделена вероятная ошибка корреспондента - речь там наверняка об РД-0169.

[ratcustorb]

Есть у кого надежная информация по текущей схеме РД-0177(0169) ?

ДВГГ или "газ-газ" планируют?

В открытой печати ничего не нашёл.
ДВГГ на метане не будет ни у кого? BE-4 тоже "газ-газ"?

ВЕ-4 - ДОГГ

Получается чистый ДВГГ на метане никто не создаёт? Столько говорилось о преимуществах ДВГГ, а на практике не получается отказаться от ДОГГ?

[sychbird]

Есть у кого надежная информация по текущей схеме РД-0177(0169) ?

ДВГГ или "газ-газ" планируют?

В открытой печати ничего не нашёл.
ДВГГ на метане не будет ни у кого? BE-4 тоже "газ-газ"?

ВЕ-4 - ДОГГ

Получается чистый ДВГГ никто не создаёт? Столько говорилось о преимуществах ДВГГ, а на практике не получается отказаться от ДОГГ?

Насколько я понял, в восстановительном газе не хватает энергосодержания для турбины(н), способной(ых) передать мощность насосам горючего и окислителя для получения достаточно высокого  давления в камере. Эрго - не получить высокое значение тяги и импульса.

[Дмитрий В.]

Есть у кого надежная информация по текущей схеме РД-0177(0169) ?

ДВГГ или "газ-газ" планируют?

В открытой печати ничего не нашёл.
ДВГГ на метане не будет ни у кого? BE-4 тоже "газ-газ"?

ВЕ-4 - ДОГГ

Получается чистый ДВГГ никто не создаёт? Столько говорилось о преимуществах ДВГГ, а на практике не получается отказаться от ДОГГ?

Насколько я понял, в восстановительном газе не хватает энергосодержания для турбины(н), способной(ых) передать мощность насосам горючего и окислителя для получения достаточно высокого  давления в камере. Эрго - не получить высокое значение тяги и импульса.

По диссертации Клепикова выходит, что на ДВВГ можно УИ получить несколько лучше, чем на ДОГГ при меньшей мощности ТНА. По корайней мере в приемлемом диапазоне давлений в КС (210-260 атм) при большей безопасности.

[Salo]

ТРУДЫ

XXXIII

 

Под редакцией
 доктора технических наук, профессора
 В.К. ЧВАНОВА

                                                                    Москва 2016


ВЫБОР ПРИНЦИПИАЛЬНОЙ СХЕМЫ КИСЛОРОДНО-МЕТАНОВЫХ ЖРД ПЕРВОЙ СТУПЕНИ ДЛЯ ПЕРСПЕКТИВНЫХ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
Д.Г. Булгаков, В.Н. Гусев, докт. техн. наук И.А. Клепиков

Введение

АО «НПО Энергомаш» начало исследования ЖРД на ме-тане с 1981 г. За прошедшие более 30 лет были рассмотрены ЖРД разных схем (с ДОГГ, с ДВГГ, газ-газ, без дожигания, с неполным дожиганием, двух и трех компонентных топлив), для разных тяг (от 2тс до 200тс в одной камере), в широком диапазоне давлений в камере сгорания (от 50 кгс/см2 до 300 кгс/см2) [1].
В 2001 – 2004 гг по контракту с SNEСMA (Франция) был разработан проект «Волга» с ЖРД по схеме с ДВГГ на топливе кислород-метан тягой 200тс для многоразового использования (50 – 100 полетов) [2]. Был накоплен опыт разработки проектов двигателей с ДОГГ на компонентах кислород-метан для ряда ракет-носителей («Рикша», «Энергия», «Ангара»). В 2008 – 2009гг ГКНПЦ им. Хруничева разработал проект многоразовой космической системы на 25 полетов, и по техническому заданию ФГУП «ГКНПЦ им. Хруничева» АО «НПО Энергомаш» разработало проект многоразового ЖРД РД192 с ДВГГ (аванпроект «МРКС-1»), см. табл. 1.

Вы не можете просматривать это вложение.

В 2012 – 2013 гг АО «НПО Энергомаш» разработало эскизные проекты РД192 и РД196 для «МРКС-1».
В 2013 – 2014 гг число разработчиков ракет-носителей, ориентированных на использование метана, существенно возросло: АО «РКЦ «Прогресс»», АО «ГРЦ им. В.П. Макеева» подавали свои технические предложения в конкурсную комиссию госкорпорации «Роскосмос» [3].
При разработке кислородно-метанового ЖРД по схеме с ДОГГ существует возможность использования двигателя прототипа из семейства РД170.
В 2013 г. АО «НПО Энергомаш» обосновало целесообразность схем ДОГГ для модернизации кислородно-керосиновых ЖРД (РД180, РД191, РД120 и др.) путем замены керосина на метан [4,5].
В 2014 г. АО «НПО Энергомаш» предложило АО «РКЦ «Прогресс»» использовать в эскизном проекте ракеты-носителя «Союз 5» метановый ЖРД с ДОГГ РД180МС на базе РД180.
В то же время, США начали работы по разработке ракеты-носителя «Vulcan» с использованием на первой ступени двух метановых ЖРД ВЕ-4 по схеме ДОГГ (тяга каждого 250тс) [6]. Проводятся огневые испытания метанового ЖРД Raptor [7].
Этот интерес связан с рядом особенностей применения метана, в частности, для многоразовых ступеней РН:
1. Хорошими теплоотводящими свойствами, позволяющими снимать такие же тепловые потоки в камере, что и на керосине, но используя лишь часть горючего(∼30% от общего расхода), что позволяет снизить гидравлические потери, несмотря на меньшую плотность метана (в 2 раза), в тракте проточного охлаждения камеры (∼45 кгс/см2 против 90 кгс/см2 у керосина), а это позволяет снизить потребную мощность насоса горючего и турбины.
2. Применение метана позволяет упростить и удешевить обработку полостей двигателя после огневых испытаний и полета за счет криогенных свойств метана (в обычных условиях самоиспаряется).
Рассмотрим особенности использования схем с ДВГГ и ДОГГ применительно к кислородно-метановому ЖРД РД180МС для РН «Союз 5».

1. Параметры двигателей с ДОГГ и ДВГГ
В табл. 2 представлены основные параметры двигателей с тягой ∼200тс, выполненных по схемам с ДВГГ и с ДОГГ. При этом максимально сохранен газодинамический профиль базовой (кислородно-керосиновой) камеры.
Параметры двигателя определены расчетом баланса мощностей насосов и турбины без учета вспомогательных гидравлических трактов, таких как расход на охлаждение подшипников, отбор на рулевые приводы, дренаж и т.п., что на данном (начальном) этапе допустимо, т.к. позволяет делать качественные и сравнительные оценки.

Вы не можете просматривать это вложение.

На рис. 1 и 2 представлены схемы двигателя РД180МС с ДОГГ и ДВГГ.

Вы не можете просматривать это вложение.

Вы не можете просматривать это вложение.

Результаты расчетов параметров двигателя РД180МС для номинального режима представлены в табл. 3.

Вы не можете просматривать это вложение.

Вы не можете просматривать это вложение.

Из приведенных в табл. 2 и табл. 3 данных можно сделать вывод, что для кислородно-метановых ЖРД можно обеспечить одинаковые энергетические параметры при использовании любой схемы подачи топлива – с ДОГГ или с ДВГГ. Однако за счет большего массового расхода (879 кг/с) в схеме с ДОГГ обеспечивается более низкая частота вращения турбины (15800 об/с), давление на входе в турбину (506 кгс/см2), мощность турбины (124 тыс. л.с.) и температура на входе в турбину (750 К) по сравнению со схемой с ДВГГ, где частота вращения турбины (29500 об/с), давление на входе в турбину (752 кгс/см2), мощность турбины (164 тыс. л.с.) и температура на входе в турбину (850 К).

2. Проблемные вопросы разработки схем ДОГГ и ДВГГ

Проблема возгорания агрегатов подачи была главной проблемой при разработке двигателя РД170 (РД171): на первом этапе доводки было около 2-х десятков возгораний турбины и насоса окислителя.
Проведенными в АО «НПО Энергомаш» и ФГУП «ЦИАМ им. П.И.Баранова» исследованиями изучено влияние на усталостную прочность лопаток рабочего колеса турбины различных технологических процессов и разработана оптимальная технология изготовления рабочих колес турбины. Разработаны покрытия, обеспечивающие высокую стойкость рабочих лопаток к возгоранию: никель 150-300 мкм, СКН-8 и комбинация никель + СКН-8, и методы виброупрочнения поверхности, повышающие усталостную прочность материала. В результате всех этих мероприятий усталостная прочность лопаток рабочих колес увеличилась с σа=5,6 кгс/мм2 и времени наработки около 100 с до σа=12...14,5 кгс/мм2 и времени наработки 1500 с[8].
В результате проведенных исследований была установлена основная причина возгорания агрегатов подачи – попадание алюминиевых частиц из бака «О» в тракт окислителя двигателя.
Был разработан и проведен комплекс мероприятий, в частности:
 Оговорены требования к чистоте бака «О» (ограничено количество алюминиевых частиц);
 Установлены фильтры на входе в двигатель по линии О с размером ячейки 160 мкм;
 Введены серебряные вставки в местах возможного контакта деталей в трактах насоса окислителя и др.
Эффективность мероприятий проверена сотнями огневых испытаний и в настоящее время надёжность двигателя с ДОГГ высока:
– для РД171М – вероятность безотказной работы равна 0,9985 при доверительной вероятности 0,95;
– для РД180 – вероятность безотказной работы равна 0,9985 при доверительной вероятности 0,95;
– для РД191 – вероятность безотказной работы равна 0,997 при доверительной вероятности 0,95, что обеспечивает их работоспособность в составе РН.
Последующие исследования показали, что возгорание образцов из конструкционных материалов с нанесенным на них покрытием СКН8 при вводе в газовый поток алюминиевых частиц размером не более 0,08х0,08мм гарантированно не происходит при температурах, не превышающих 850С (1123К).
В этой связи в конструкцию всех кислородно-керосиновых двигателей АО «НПО Энергомаш» поэтапно введены фильтры на входных магистралях двигателя с сеткой 80мкм.
Уже сегодня такой фильтр для двигателя РД181 прошел полную автономную отработку и серию полноразмерных огневых испытаний в составе сертификационного (шесть огневых испытаний) и трех товарных (по одному ОИ на каждом) двигателей.
Для схемы ДВГГ проблема возгорания агрегатов подачи не существует.

Проблемы обеспечения высокочастотной (ВЧ) устойчивости рабочих процессов в камере сгорания и газогенераторе.
При использовании двигателя РД180 в качестве двигателя-прототипа для работы на компонентах кислород-метан устойчивость рабочего процесса в камере сгорания и газогенераторе будет заведомо обеспечена, так как полностью заимствуется система смесеобразования в камере сгорания и газогенераторе.
Другое дело для ДВГГ, где смесеобразование будет другим – вместо окислительного газа будет восстановительный, и вместо горючего с меньшим расходом в газогенераторе и камере сгорания будет поступать окислитель. Это приведёт к необходимости отработки устойчивости рабочих процессов, при этом придётся испытывать несколько вариантов систем смесеобразования для камеры сгорания и газогенератора, что, как следствие, приведет к увеличению продолжительности и стоимости экспериментальной отработки двигателя.

Проблема образования сажи.
При испытаниях газогенератора на компонентах кислород-метан по схеме с ДВГГ в ФГУП «ГИПХ» (1984 г.), получено, что сажа не образуется в диапазоне температур T=500÷1500К. Вместе с тем, при испытаниях двигателя по схеме с ДВГГ С5.86 (разработчик КБХМ) показано, что сажа образуется в виде наноплёнки толщиной 20 – 50 мкм (наработка двигателя С5.86 составила ~3500с) [9].
При этом стоит отметить результаты экспериментальных работ ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» по исследованию сажеобразования при использовании метана в качестве горючего. Проведенные исследования подтверждают наличие сажеобразования на поверхности деталей экспериментальной установки в виде наноплёнки с образованием карбидов, приводящих к разрушению поверхностного слоя материала деталей [9].
При схеме с ДОГГ образование сажи не происходит, т.к. в окислительной среде горючее полностью окисляется.

Оценка продолжительности разработки двигателя по схемам ДОГГ и ДВГГ.
По материалам эскизного проекта кислородно-метанового ЖРД РД180МС для РН «Союз 5» объём экспериментальной отработки РД180МС по схеме ДОГГ составляет 13 доводочных двигателей и два сертификационных, объём отработки ДВГГ предполагается больше за счёт необходимости автономной отработки турбонасосного агрегата, обеспечения ВЧ устойчивости рабочего процесса в камере сгорания и газогенераторе (дополнительные варианты систем смесеобразования) и др., что не требуется для ДОГГ. В связи с этим должно быть предусмотрено существенно большее количество доводочных двигателей (≥ 25).
По предварительным оценкам продолжительность отработки схемы с ДВГГ будет дольше на 6 лет.

Выводы
1. При разработке кислородно-метанового двигателя целесообразно применять схему с ДОГГ. Такой подход позволит гарантированно исключить образование сажи.
2. Целесообразно использовать в качестве двигателя-прототипа двигатели семейства РД170. Разработанные в АО «НПО Энергомаш» мероприятия в части обеспечения стойкости конструкционных материалов к возгоранию в окислительной среде, позволяют гарантированно исключить возгорание, как в газовом тракте, так и в тракте насоса окислителя. Использование двигателя-прототипа позволит обеспечить ВЧ устойчивость рабочего процесса в камере сгорания и газогенераторе и сократить срок выхода на этап огневых стендовых испытаний.

[ratcustorb]

ТРУДЫ

Спасибо!!

[Salo]

Не стоит благодарности!

[Андрюха]

Возник такой вопрос:
РД-0162 пригоден для дросселирования и на сколько?

[ratcustorb]

Возник такой вопрос:
РД-0162 пригоден для дросселирования и на сколько?

РД-0162 - двигатель-демонстратор, точных цифр по дросселированию не нашёл.

На РД-0169 планируется 50%.
Вы не можете просматривать это вложение.

[ZOOR]

РД-0162 - двигатель-демонстратор

Кстати интересует вопрос, чем функциональность "демонстратора" отличается от нормального двигателя.

В полет его можно использовать?

[Raul]

РД-0162 - двигатель-демонстратор

Кстати интересует вопрос, чем функциональность "демонстратора" отличается от нормального двигателя.

В полет его можно использовать?

Если полет демонстрационный, то почему нет?

[Leonar]

РД-0162 - двигатель-демонстратор

Кстати интересует вопрос, чем функциональность "демонстратора" отличается от нормального двигателя.

В полет его можно использовать?

Думается как лабораторный аппарат отличается от предсерийного... 
Есть на демонстраторе хренова туча "лишних" агрегатов, систем и "запасов прочности по конструкции" дабы выдерживал гораздо более что может выдерживать в нормальных условиях предсерийный аппарат.

[Андрюха]

РД-0162 - двигатель-демонстратор

Кстати интересует вопрос, чем функциональность "демонстратора" отличается от нормального двигателя.

В полет его можно использовать?

Думается как лабораторный аппарат отличается от предсерийного...
Есть на демонстраторе хренова туча "лишних" агрегатов, систем и "запасов прочности по конструкции" дабы выдерживал гораздо более что может выдерживать в нормальных условиях предсерийный аппарат.

То есть демонстратор сложнее?
А параметры несколько ниже?

[zen432]

То есть демонстратор сложнее?

метановый двигатель РД-0162Д2А тягой 40 тонн
Ага, на нем отрабатывают режимы.

[Leonar]

РД-0162 - двигатель-демонстратор

Кстати интересует вопрос, чем функциональность "демонстратора" отличается от нормального двигателя.

В полет его можно использовать?

Думается как лабораторный аппарат отличается от предсерийного...
Есть на демонстраторе хренова туча "лишних" агрегатов, систем и "запасов прочности по конструкции" дабы выдерживал гораздо более что может выдерживать в нормальных условиях предсерийный аппарат.

То есть демонстратор сложнее?
А параметры несколько ниже?

И сложнее в смысле "лишних" лабораторных деталей... 
Параметры выше, чем требуется в плане прочности конструкции, а значит вес - больше чем может быть на необходимом изделии - ибо ресурс для всевозможных испытаний должен быть в разы больше.

[Bell]

Энергомаш при желании очень быстро выдает всякие модернизации и переделки РД-191 - типа РД-181 или РД-191М.

Как ни странно, выдал что-то новенькое:

199.pdf

Такие бы поставить на Союз-СПГ и с подобной схемой на Дейтрон-М с возвращаемыми первой и второй ступенями и другие ракеты на фиг не нужны...

Вы не можете просматривать это вложение. Вы не можете просматривать это вложение.

[ухач]

Энергомаш при желании очень быстро выдает всякие модернизации и переделки РД-191 - типа РД-181 или РД-191М.

Как ни странно, выдал что-то новенькое:
199.pdf
Такие бы поставить на Союз-СПГ и с подобной схемой на Дейтрон-М с возвращаемыми первой и второй ступенями и другие ракеты на фиг не нужны...

https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;attach=29977;image

Данные из картинки в текстовом виде:

Основные параметры двигателя РД199В

Номинальная тяга, тс 95
Диапазон регулирования, % 20-105
Номинальный удельный импульс, кгс с/кг 376,2
Номинальное соотношение компонентов топлива 3,5
Номинальное давление в камере сгорания, кгс/см2 250
Номинальное давление на срезе сопла, кгс/см2 0,156
Количество включений, не более 4
Масса, кг, не более 1250
Габаритные размеры, м, не более
   высота\диаметр описанной окружности 3720\ 2050

[Bell]

Номинальное давление в камере сгорания, кгс/см2 250

любимые 250 атм...
при этом они в тексте скромно умалчивают - какое же давление и температура будут в кислом ТНА
хотя у них метан сам себя качает, но по соотношению компонентов в метанке кислорода больше на 30%, поэтому мощность кислого ТНА должна быть почти такой же, как на керосинке на единицу массы топлива.
следовательно, и параметры Т и Р кислого ТНА должны быть примерно как у замкнутой керосинки.
ну то есть гореть и взрываться эта чуда будет примерно так же охотно, как РД-171

Хорошо хоть масса двигателя существенно меньше, чем у РД-120+РД-8 при такой же функциональности.

[Bell]

так, щас посчитаем по-точнее

У РД-170/171 тяга в пустоте 806 тс, расход топлива 2393 кг/с, значит ТНА перекачивает 2,97 кг топлива на каждую тонну тяги.
Тут тяга в пустоте 95 тс, удельный импульс 276,2 сек, значит расход топлива 344 кг/с. Соотношение компонентов 3,5, значит секундный расход только кислорода там 344/4,5*3,5 = 267,5 кг/с. Делим это на тягу, получаем 2,82 кг/т - да, практически совпадает... И давление в КС должно быть таким же.

Соответственно, параметры в ТНА будут аналогичные, на границе самовоспламенения конструкций в среде горячего сжатого кислорода. За что боролись? А хз...