Гибридный ракетный двигатель

Гибридный ракетный двигатель
В Центре Келдыша ведутся работы по гибридным ракетным двигателям (ГРД), обладающим практически всеми достоинствами современных ЖРД и РДТТ. Они работают на твердом горючем и жидком или газообразном окислителе. По своим удельным энергомассовым характеристикам ГРД занимают промежуточное положение между ЖРД на криогенных топливах и РДТТ.
Центр Келдыша исследует рабочие процессы и стойкость теплозащитных материалов в гибридных двигателях. Разработан и изготовлен демонстрационный образец двигателя тягой 20 кН.
В Центре Келдыша заложены основы проектирования ГРД и определены области их применения:
мобильные ракетно-космические комплексы легкого класса;
стартовые ускорители;
разгонный блок, обеспечивающий выведение КА с радиационными отходами на радиационно безопасную орбиту вокруг Солнца;
транспортно-техническое обслуживание космических объектов с использованием многоразовых межорбитальных буксиров.
ГРД обеспечивают:
простоту конструкции и низкую стоимость доставки полезного груза на опорную орбиту (на 20...40 % ниже, чем при использовании существующих ракетных двигателей);
экологическую чистоту компонентов продуктов сгорания;
безопасность изготовления, обслуживания и эксплуатации, взрывобезопасность, гарантирующие предотвращение разрушения стартовых комплексов;
высокую надежность;
длительное время пребывания в космических условиях.



Гибридный двигатель (демонстрационный образец)

ФГУП "Исследовательский Центр им. М.В. Келдыша"
Николай Волков начальник сектора, к.ф.-м.н.
Руфина Голлендер начальник сектора, к.т.н.
Николай Давыденко начальник сектора
ГПД НИЦ ЦИАМ
Леонид Семенов начальник сектора
Борис Ступин инженер-испытатель

Экспериментальные исследования
энергетических характеристик
гибридного ракетного двигателя
Для снижения стоимости выведения грузов в космос требуются повышение экономичности, удельных тяговых характеристик и надежности ракетных двигателей, а также совершенствование их систем управления. В Исследовательском Центре им. М.В. Келдыша созданы несколько модификаций высокоэффективных гибридных ракетных двигателей (ГРД), применение которых сулит хорошие перспективы по сравнению с использованием ЖРД и РДТТ.

Новые задачи, в том числе коммерческие, заставляют уделять все большее внимание гибридным ракетным двигателям, обладающим рядом замечательных особенностей:

- простотой и надежностью;
- взрывобезопасностью на этапах изготовления и эксплуатации;
- относительно низкой стоимостью топлив;
- экологической чистотой продуктов сгорания;
- малой чувствительностью к дефектам заряда твердого компонента;
- возможностью регулирования тяги и многократного включения.

Успешному применению ГРД способствуют новые технологические и конструкционные решения: применение зарядов твердого горючего "коврового" типа (скатанный в рулон заданного диаметра лист горючего из пластичного материала), неохлаждаемых корпусов и сопловых блоков двигательных установок (ДУ), изготовленных из стеклопластиковых и композиционных материалов и др.

При определении технического облика гибридного двигателя в любой области его использования основной проблемой является оптимизация энергомассовых характеристик. Решение этой задачи связано с выбором совершенной и надежной схемы ДУ, высокоэффективного топлива, а также качественных конструкционных и теплозащитных материалов.

Как известно, удельный импульс зависит не только от совершенства двигателя, но и от температуры и молекулярного веса продуктов сгорания. Поэтому желательно, чтобы топливо содержало в себе компоненты с наибольшей исходной плотностью, обеспечивало максимальное тепловыделение и давало продукты сгорания с возможно меньшим молекулярным весом. Компонентами гибридных ракетных топлив могут являться практически все горючие вещества и окислители. При этом не только "классические", ныне используемые, но и те, которые вследствие несовместимости непригодны для современных ЖРД или РДТТ.

В ГРД прямой схемы используются твердое горючее и жидкий окислитель, обеспечивающие наиболее высокий удельный импульс (обратная схема предусматривает применение твердого окислителя и жидкого горючего). Объем горючего, как правило, меньше объема окислителя, поэтому размеры гибридных ДУ прямой схемы превосходят габариты установок с РДТТ, но меньше размеров ДУ с ЖРД. Самыми простыми, хорошо освоенными, и в то же время достаточно эффективными являются гибридные топлива на основе полимерных углеводородных горючих. Наличие мощной сырьевой базы, хорошо развитого производства, а также низкая стоимость и нетоксичность таких топлив делают их наиболее перспективными для применения. В качестве твердого горючего применяют полиэтилен (С2Н4)n, синтетические смолы, каучуки и др., а в качестве окислителя - жидкий кислород О2, высококонцентрированную перекись водорода Н2О2, азотный тетроксид N2O4 и др.

Относительно низкая температура горения (3000…3600К) и небольшое давление в камере сгорания (1,5…3МПа) гибридного двигателя позволяют существенно (по сравнению с РДТТ и ЖРД) упростить и удешевить систему теплозащиты. При разработке и создании двигателей этого типа могут широко использоваться технические решения, технологические процессы, производственное и испытательное оборудование, применяемые при изготовлении РДТТ и ЖРД. Из "готовых" частей для РДТТ и ЖРД можно за полгода создать высоконадежный гибридный двигатель при относительно низкой стоимости разработки.

В Центре Келдыша создан демонстрационный образец гибридного ракетного двигателя тягой 3 тс. Он позволяет провести исследования рабочих процессов, энергетических характеристик ДУ, отработать конструкцию основных узлов, проверить работоспособность современных и перспективных теплозащитных и конструкционных материалов, а также получить экспериментальное подтверждение принятых технических решений. Другая модификация демонстрационного ГРД имеет тягу до 3 тс и работает на компонентах: газообразный кислород + каучук, полимеры. Его структура позволяет гибко, в соответствии с задачами, изменять конструкцию ДУ. Сопловой блок этой модификации имеет диаметр критического сечения 49 мм (ВНДС-1) или 76 мм (УККМ). Корпус ГРД рассчитан на рабочее давление 6...8 МПа; массовый расход горючего Gт = 1,25 кг/с, массовый расход окислителя Gок = 8,75 кг/с, время работы двигателя 30 с. Одной из задач огневых стендовых испытаний этого двигателя являлось экспериментальное определение расходно-тяговых характеристик.

При испытаниях стендового варианта ГРД требовалось определить удельный импульс тяги при различных соотношениях расходов окислителя и горючего. Важнейшим и к тому же уникальным практическим результатом испытаний указанного ГРД явилось непосредственное измерение силы тяги при работе на газообразном кислороде и экологически чистых горючих. Одновременно проводились исследования процессов горения, теплообмена и перемешивания. Как показали эксперименты, в камере сгорания были получены весьма высокие значения полноты давления (порядка 98 %), что свидетельствует о хорошем смесеобразовании компонентов.

Экономичность рабочего процесса в двигателе с учетом работы расширения газа в закритической части сопла оценивалась по величине удельной тяги Rуд, т.е. отношению измеренного значения силы тяги к секундному расходу топлива: Rуд = Rизм/GS (GS = Gгор + Gокисл). Для сравнения теоретических результатов с экспериментальными при одинаковых условиях оценивалась удельная тяга в пустоте. Отношение измеренной удельной тяги в пустоте (Rуд. п) к ее теоретическому значению называется коэффициентом полноты удельной тяги в пустоте. Он определяет совершенство конструкции двигателя в целом. На номинальном режиме работы стендового двигателя полученные значения этого коэффициента составляли около 95 %, что подтверждает возможность получения на натурном двигателе значения не менее 0,98 (на компонентах кислород + каучук).

По методикам, разработанным в Центре Келдыша, были проведены расчеты энергетических характеристик ГРД и определен профиль контура сопла, обеспечивающего максимальную величину удельной тяги.
Удельный импульс тяги равен:
Iп = Iптд Ч (1-x),
где Iптд - термодинамический удельный импульс тяги;
x - коэффициент суммарных потерь удельного импульса тяги.

Некоторые из составляющих суммарных потерь удельного импульса тяги практически не зависят от конфигурации сверхзвуковой части сопла. Другие зависят, но величина потерь либо мала, либо слабо проявляется при постоянных значениях длины и степени расширения. Анализ показал, что при оценке энергетических характеристик сопла необходимо учитывать потери от воздействия процессов рассеяния, трения, осаждения (при наличии металла в составе горючего), а также химической неравновесности.

Экспериментально определенные величины удельного импульса тяги стендового варианта демонстрационного ГРД составили 258 с (компоненты: газообразный кислород + полиуретан) и 239 с (газообразный кислород + полиэтилен) при давлении в камере сгорания р = 1,1…2,3 МПа, что согласуется с теоретическими расчетами, учитывающими реальные потери.

Расчет удельного импульса тяги ГРД тягой 3 тс проводился для выбранного профиля сопла, удлинения сверхзвуковой части, равной `la = la/da = 1, и степени расширения `da = da/dкр = 3. Профиль сверхзвуковой части сопла выбирался из семейства контуров с угловой точкой с равномерной характеристикой на входе. Энергетические характеристики определялись с учетом потерь на рассеяние, трение, излучение тепла, а также потерь вследствие уноса теплозащитных материалов и химической неравновесности.

Полученные в ходе эксперимента данные удовлетворительно согласуются с расчетами удельного импульса тяги демонстрационного ГРД тягой 3 тс. Можно сделать вывод о достижимости реальности удельного импульса тяги порядка 320 с, необходимого для ДУ первых ступеней ракет-носителей. Например, реальный удельный импульс демонстрационного ГРД тягой 3 тс, работающего на топливе жидкий кислород + бутилкаучук, может составить 321,9 с при давлении рк = 3,0 МПа. Эта композиция обеспечивает наибольший удельный импульс ГРД прямой схемы на экологически чистых топливах, не содержащих металлов.

Хмм... А вот интересно, какие могут быть в принципе перспективы у такой химеры разума??
С одной стороны, в изготовлении такой девайс наверное будет проще и дешевле, чем ТРД. По крайней мере, при изготовлении создатели будут иметь дело не с многокомпонентным дерьмом, выдержать состав которого и нормально пластифицировать стоит диких усилий, а с более простым полимером с небольшим количеством добавок... Да и будет его (топлива) как не 3 раза меньше.
С другой стороны - вся механика ЖРД (насосы, например) и вся инфраструктура подготовки к старту жидкостной ракеты должна остаться (а сам девайс будет стоить уже не как жидкостная ракета).
Потом... Интересно, как должно выглядеть горение в таком девайсе?
Как должно эээ... распыляться (плохое слово) топливо в зоне соприкосновения окислитель-топливо?

Да, непонятно, чем "полимерные углеводородные горючии" лучше тривиального керосина...
И насколько реально обеспечить полное использование обоих компонентов топлива...

"I must be resisting this, but I'm choking on my own rage..."©

Ну вы блин даёте, критики...

Хмм... А вот интересно, какие могут быть в принципе перспективы у такой химеры разума??
........
Потом... Интересно, как должно выглядеть горение в таком девайсе?
Как должно эээ... распыляться (плохое слово) топливо в зоне соприкосновения окислитель-топливо?

 

Как бы то ни было , а гибридники займут свою нишу. Пока не ясно насколько большую , но прецеденты есть. Рутановский Спейсшып 1 например.
Про "распыление" и некоторые другие технические моменты -
В космос - на парафиновой ракете !

Мне очень нравится фраза, о том, что ГРД суммируют как достоинства РДТТ и ЖРД, так и их недостатки
На самом деле, главным стратегическим достоинством ГРД является возможность практически использовать любую топливную пару. Например металл+жидкий окислитель, ни для ЖРД, ни для РДТТ невозможно.
IMHO наибольшее распространение ГРД получат как двигатели-бустеры КА большой тяги.

Ник

Wyvern-2> На самом деле, главным стратегическим достоинством ГРД является возможность практически использовать любую топливную пару. Например металл+жидкий окислитель, ни для ЖРД, ни для РДТТ невозможно.
Например: высокометаллизированное топливо + вода = Шквал

Дух Бетельгейзе, 13.01.2005 10:56:20:

Для керосина нужно:
1) Насос для керосина
2) Рубашка охлаждения
3) Форсунки для керосина
4) Бак для керосина

 

1) Не такая уж и разница - один насос или два. А на некоторых ракетах вообще самотёком было
2) Как будто в ГРД сопло при другой температуре работает....
3) а что в них сложного?
4) А ГРД без бака, что ли? Притом в нём бак с такими стенками, чтобы температуру и давление при горении держали...

Схема исходного варианта демонстрационного образца ГРД
( неснаряженный, без теплозащиты, воспламенителя и блоков твердого горючего):
1 - коллектор подачи окислителя,2 - три штуцера подвода окислителя, 3 - передняя крышка,
4 - крышка блока форсунок, 5 - секция корпуса № 1, 6 - штуцер для датчика давления,
7 - муфты № 1 и № 2, 8 - теплозащита корпуса сопла, 9 - корпус сопловой,
10 - вкладыш сопла, 11 - разрывные болты, 12 - уловитель сопла

RSR13> Схема исходного варианта демонстрационного образца ГРД

А чего ты ссылки не даёшь, откуда всё это приносишь?

http://engine.avias.com/issues/11&12/page62.html

Кстати, на Ракетомодельном эту статью обсуждали, правда давно, тогда ещё планы построения ГРД были ;^))

Статья про ГРД-обсуждение

А почему не стали делать?

ГРД хуже (сложнее, дороже, ну и т.п), чем этот ваш перекисный проект?

>А ТНА - изделие дорогостоящее ! Зато ТНА который не обязан прокачивать окислитель через рубашку охлаждения
А как ты сопло охлаждать собираешься? И почему нельзя использовать тот же метод для ЖРД?

Кстати - требования к топливу для ГРД пожалуй даже сильнее, чем для ЖРД и РДТТ - оно не должно плавится, иначе вытечет всё наружу
Для РДТТ это пофиг - неважно, в каком состоянии оно сгорит...

Dem_anywhere> Кстати - требования к топливу для ГРД пожалуй даже сильнее, чем для ЖРД и РДТТ - оно не должно плавится, иначе вытечет всё наружу

Все так думали, пока один хитрый американский товарищ не испытал парафин. Оказалось, что плавление поверхности - положительный фактор, ускоряющий горение в 3 раза. А скорость горения для ГРД - одна из проблем.

>ГРД хуже (сложнее, дороже, ну и т.п), чем этот ваш перекисный проект?

Пока не сделаешь - не узнаешь ГРД менее предсказуемы.

Но я правильно понимаю, что ГРД сулит потенциально куда лучшие параметры (тот же УИ) и вообще "на переднем крае"?

Парафиновый для Шаттла ожидается по габаритам значительно крупнее РДТТ на ту же мощность, это из-за плотности топлива?

У ГРД параметры промежуточные по сравнению с РДТТ и ЖРД. Вряд ли ГРД превзойдёт ЖРД по УИ.

Основные плюсы ГРД (по сравнению с ЖРД) в плотности топлива и более простой механике (один компонент).

Dem_anywhere> Ну это да - но в этом случае нужно забыть об уменьшенной тяге/повторном включении

Я думаю, здесь тоже не нужна такая категоричность, как и в случае с "оно не должно плавиться, иначе вытечет". Проблема конечно есть, но наверное не такая большая. За счёт чего будет плавиться парафин, если перекрыть подачу окислителя? Кроме сопла, в двигателе нет ничего горячего.