РД-0163

Автор Salo, 17.07.2008 09:50:21

« назад - далее »

0 Пользователи и 1 гость просматривают эту тему.

LG

РД-0163
А нафига он вообще? :shock:

Salo

Ты же хотел F1?
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

Цитировать
ЦитироватьВопрос: куда девается газогенераторный газ после срабатываания на турбине? Помнится, когда речь шла об аммиаке или водороде в РД-0163, рассматриваличсь разные варианты: выброс наружу (открытая схема), возвращение хладоагента в бак после прохождения кондеенсатора, дожигание в КС и выброс в закритическую часть сопла.
Там есть сопло сброса (на РД-0163А их 2).
Т.е. ТНА тоже два? РД-0163A это водочный вариант?
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

LG

ЦитироватьТут речь скорее о кислородно-керосиновых ЖРД.
Тем более. Кислордно-керосиновых ЖРД всяких разных для 1 ступени уже очень много. Тут надо не новое делать а выбирать. Я ообще подозреваю что для России новый ЖРД - это бред и нонсенс.

Glaurung

Цитировать
Цитировать
ЦитироватьВопрос: куда девается газогенераторный газ после срабатываания на турбине? Помнится, когда речь шла об аммиаке или водороде в РД-0163, рассматриваличсь разные варианты: выброс наружу (открытая схема), возвращение хладоагента в бак после прохождения кондеенсатора, дожигание в КС и выброс в закритическую часть сопла.
Там есть сопло сброса (на РД-0163А их 2).
Т.е. ТНА тоже два? РД-0163A это водочный вариант?
Нет. 163А - высотная версия для центра. Поэтому для обеспечения управляемости сопел сброса (они же - рулевые) там 2 шт. А на боках просто по 2*РД-0163 (которые с одним СС)

Salo

Спасибо! :wink:
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

#106
http://www.avanturist.org/forum/topic/101/message/1102543#msg1102543
Цитировать
Цитировать
ЦитироватьSalo пишет:
Я вот не пойму с безгазогенераторной схемой с дожиганием: как удалось обеспечить подачу в КС с такими малыми количествами третьего компонента и с дожиганием его в камере?
перегрев пишет:
Водород вдувался в керосин на входе в установку. Они в КБХА рисовали несколько вариантов дожигание третьего компонента при безгенераторной схеме. (Ну, как рисовали, это скорее предпроектные проработки...). Например такой - сброс водорода после турбины в закритическую часть сопла. Как у F-1. Это добавляло три единицы удельной. Припоминается, что рассматривался вариант сброса водорода на вход "Г". Относительно "малого расхода" могу сказать, что тут надо смотреть. Водород имеет рекордную работоспособность (R*T), поэтому вполне могут получаться приличные давления и при малом расходе.
перегрев пишет:
Запасной ТНА в 163м начали придумывать после того как выяснилось, что если решить проблемы с прочностью (сделать все мощное и железное), то начинаются проблемы с ТНА, вся эта мутотень с критическими частотами вала, не получалось его форсировать, следующий номинал (для "горячего резервирования" ;) находился вблизи очередной критической частоты. Тогда, в качестве, паллиатива, был предложен запасной ТНА (со своим ГГ) который при выключении одного двигателя должен был обеспечить требуемое увеличение расхода на оставшиеся. На редкость идиотская непривычная схема получалась. :D Но весь этот экзотический продукт креативщиков из КБХА был и остается на уровне неких проработок с неопределенной детализацией. ЭП для Руси-М (вечная ей память!) ничего такого этакого не включал.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

Это не о РД0163, но принцип видимо тот же:
ЦитироватьАрхангельский В.И., Хазов В.Н. КИСЛОРОДНО-КЕРОСИНО-АММИАЧНЫЕ ТОПЛИВНЫЕ КОМПОЗИЦИИ В ЖРД. Труды НПО Энергомаш.
http://lpre.de/resources/articles/83121926.pdf
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

#108
Патент на ту же тему:
http://bd.patent.su/2386000-2386999/pat/servl/servlet5bda.html
ЦитироватьРОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ

ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА
ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ,
ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ    (19)    RU    (11)    2386845    (13)    C2    
(51) МПК

F02K9/48 (2006.01)
C10L1/30 (2006.01)
(12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ
Статус: по данным на 28.09.2010 - действует
   
   

(21), (22) Заявка: 2006145410/06, 21.12.2006

(24) Дата начала отсчета срока действия патента:
21.12.2006

(43) Дата публикации заявки: 27.06.2008

(46) Опубликовано: 20.04.2010

(56) Список документов, цитированных в отчете о
поиске: RU 2273754 С2, 10.04.2006. RU 2233990 С2, 10.08.2004. RU 2146334 C1, 10.03.2000. GB 2240815 A, 14.08.1991. FR 2640322 A1, 15.06.1990. US 4825650 A, 02.05.1989.

Адрес для переписки:
141400, Московская обл., г. Химки, ул. Бурденко, 1, ОАО "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко", начальнику отдела, В.С. Судакову
   

(72) Автор(ы):
Чванов Владимир Константинович (RU),
Архангельский Валерий Иванович (RU),
Хазов Владимир Николаевич (RU),
Коновалов Сергей Георгиевич (RU)

(73) Патентообладатель(и):
Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" (RU)

(54) СПОСОБ РАБОТЫ КИСЛОРОДНО-КЕРОСИНОВЫХ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И ТОПЛИВНАЯ КОМПОЗИЦИЯ ДЛЯ НИХ

(57) Реферат:

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, конкретно - к ракетным двигателям кислородно-керосинового класса. Способ работы кислородно-керосинового жидкостного ракетного двигателя основан на использовании топливной добавки, используемой в качестве хладоагента для проточного охлаждения камеры и затем вводимой в газогенератор, имеющий подвод топлива от напорных магистралей кислорода и керосина, сжигаемых при стехиометрическом соотношении, при этом топливная добавка используется для балластировки "нейтрального газа" и снижения его температуры до значений, допускаемых используемыми конструкционными материалами турбины, а полученный газ после срабатывания на турбине подают в камеру сгорания, в которую также поступает окислитель и горючее, причем в качестве топливной добавки применяется сжиженный аммиак (NH3), доля которого составляет от 10% до 35% от массового расхода всего топлива, при этом газ с аммиачной добавкой после срабатывания на турбине дожигается в камере двигателя. Топливная композиция для кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей содержит топливную пару, включающую сжиженный кислород и жидкий керосин, а также топливную добавку, улучшающую эксплутационные и энергетические характеристики двигателей, причем в качестве топливной добавки используется сжиженный аммиак (NH3), процентная доля которого составляет от 10% до 30% от суммарного массового расхода топлива. Изобретение обеспечивает улучшение энергетических характеристик кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Область техники

Предлагаемое техническое решение относится к жидкостным ракетным двигателям, конкретно - к ракетным двигателям кислородно-керосинового класса.

Предшествующий уровень техники

В современной ракетно-космической отрасли широко используются кислородно-керосиновые жидкостные ракетные двигатели, выполненные по схеме с дожиганием турбогаза в камере сгорания и характеризуемые высокой энергетической эффективностью в сочетании с доступностью и экологической чистотой компонентов топлива.

Способ работы таких двигателей состоит в том, что турбина турбонасосного агрегата, питаясь рабочим газом из газогенератора, приводит в действие насосы, которые подают компоненты топлива в газогенератор и камеру сгорания, причем рабочий газ из газогенератора после срабатывания на турбине турбонасосного агрегата попадает в камеру сгорания, где происходит его дожигание. Таким образом, энергия топлива используется максимально полно (см., например, книгу: Козлов А.А. и др. Система питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. М. Машиностроение, 1988, стр.115-125).

Данное решение принимаем за аналог.

Однако такой схеме присущи и недостатки, поскольку при использовании для привода турбины высокотемпературного окислительного газа сохраняется потенциальная опасность возгорания проточной части окислительного тракта. Кроме того, в некоторых случаях возникают трудности, связанные с ограниченной охлаждающей способностью керосина.

В способе-прототипе (патент РФ 2273754, МПК F02K 9/48 ) для охлаждения камеры кислородно-керосинового двигателя применяется сжиженный гелий, который также является добавкой к топливной композиции. При этом гелий с выхода из насоса входит в каналы регенеративного охлаждения камеры двигателя и затем поступает в газогенератор. В газогенераторе обеспечивается стехиометрическое (=1) сгорание кислорода и керосина, а необходимое последующее снижение температуры полученного газа до значений, допускаемых используемыми конструкционными материалами турбины, реализуется за счет его балластировки вводом в газогенератор гелия. Полученный таким образом рабочий газ поступает на привод турбины, а далее - в камеру сгорания.

Использование гелия в кислородно-керосиновой топливной паре позволяет существенно повысить энергетические характеристики двигателей. Так, например, при введении добавки гелия в количестве 10% от массового расхода топлива удается увеличить удельный импульс двигателя на ~20 сек, а с учетом отказа от завесного охлаждения камеры - до ~30 сек.

Однако использование гелия в топливной композиции кислородно-керосиновых двигателей ограничивается его высокой стоимостью, а также трудностями, связанными с его хранением в баке ракеты и последующим нагнетанием до высоких давлений.

Раскрытие изобретения

Предлагаемое техническое решение выполняет задачу, обеспечивающую надежную работу кислородно-керосинового жидкостного ракетного двигателя с новой топливной композицией, недорогой и по своим теплофизическим свойствам превосходящей керосин.

Поставленная техническая задача решается тем, что в способе работы кислородно-керосинового жидкостного ракетного двигателя, основанном на использовании топливной добавки, используемой в качестве хладоагента для проточного охлаждения камеры и затем вводимой в газогенератор, имеющий подвод топлива от напорных магистралей кислорода и керосина, сжигаемых при стехиометрическом соотношении, топливная добавка используется для балластировки "нейтрального газа" и снижения его температуры до значений, допускаемых используемыми конструкционными материалами турбины, а полученный газ после срабатывания на турбине подают в камеру сгорания, в которую также поступает окислитель и горючее, причем в качестве топливной добавки применяется сжиженный аммиак (NH3), доля которого составляет от 10% до 35% от массового расхода всего топлива, при этом газ с аммиачной добавкой после срабатывания на турбине дожигается в камере двигателя.

Отличительной особенностью предлагаемого технического решения является новая топливная композиция.

Топливная композиция для кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей содержит топливную пару, включающую сжиженный кислород и жидкий керосин, а также топливную добавку, улучшающую эксплутационные и энергетические характеристики двигателей, причем в качестве топливной добавки используется сжиженный аммиак (NH3), процентная доля которого составляет от 10% до 30% от суммарного массового расхода топлива.

При введении аммиачной добавки в количестве (10-20)% удельный импульс кислородно-керосинового двигателя увеличивается до ~5 сек (относительно исходного варианта), при этом уменьшается расход керосина в 2-4 раза за счет его соответствующего замещения аммиаком, а при увеличении добавки до 35% прирост удельного импульса практически исчезает, в то же время естественно, что расход керосина замещается аммиаком в существенно большей степени.

Краткое описание чертежей

Предлагаемое техническое решение поясняется фиг.1 и 2:

на фиг.1 представлена схема жидкостного ракетного двигателя;

на фиг.2 представлена зависимость идеального удельного импульса двигателя (Iуд) от соотношения расходов компонентов топлива (Кm) в камере (отношение массового расхода кислорода к массовому расходу керосина) для различных по величине (в % к суммарному расходу компонентов топлива) аммиачных добавок.

Пример реализации изобретения

Жидкостный ракетный двигатель (фиг.1) содержит камеру 1 с форсуночной головкой 2 и соплом 3, турбонасосный агрегат 4, который включает соосно установленные насос окислителя 5 с подкачивающей ступенью 6, керосиновый насос 7 с подкачивающей ступенью 8, аммиачный насос 9 и газовую турбину 10. Своим питающим коллектором 11 турбина подключена к газогенератору 12, а выходным патрубком 13 - к форсуночной головке 2 камеры 1.

Питание газогенератора 12 жидкими окислителем и горючим осуществляется от высоконапорных магистралей 14 и 15, которые подсоединены к подкачивающим ступеням 6 и 8 насосов окислителя и горючего соответственно. Питание камеры 1 жидкими окислителем и горючим осуществляется от высоконапорных магистралей 16 и 17, которые подключены к первым ступеням насоса окислителя 5 и насоса горючего 7 соответственно. Насос сжиженного аммиака 9 соединен высоконапорным патрубком 18 с трактом регенеративного проточного охлаждения камеры и сопла 19 и 20, который подключен выходом к газогенератору 12.

Работа жидкостного ракетного двигателя

Сжиженный кислород поступает в насос 5, из которого по трубопроводу 16 подается в форсуночную головку 2 камеры 1, а из подкачивающей ступени 6 по трубопроводу 14 в газогенератор 12. Жидкий керосин поступает в насос 7, из которого по трубопроводу 17 поступает в форсуночную головку 2 и в подкачивающую ступень 8 и далее - по трубопроводу 15 в газогенератор 12. Сжиженный аммиак поступает в насос 9, из которого по трубопроводу 18 подается в тракт 19 и 20 регенеративного охлаждения камеры сгорания 1 и сопла 3, а далее - в газогенератор 12.

В результате стехиометрического сжигания жидких компонентов топлива (кислорода и керосина) в газогенераторе образуется "нейтральный" газ высокой температуры, который затем охлаждается до значений допускаемых материалом турбины за счет ввода прошедшего тракт регенеративного охлаждения камеры аммиака. Полученный турбогаз поступает на лопатки турбины 10, которая приводит во вращение насосы 5, 6, 7, 8, 9 через общий с ней вал. С выхода из турбины газ по трубопроводу 13 поступает в форсуночную головку 2 камеры сгорания 1. В ней отработавший на турбине 10 газ дожигается с жидким окислителем и горючим, а высокотемпературные продукты сгорания далее расширяются в реактивном сопле 3, создавая тягу жидкостного ракетного двигателя.

Для предложенного способа были сделаны расчеты зависимости достижимого удельного импульса двигателя от соотношения компонентов топлива (Кт) для различных по величине (в % от суммарного расхода компонентов топлива) аммиачных добавок (см. фиг.2). Здесь для серии добавок аммиака в количестве (10-20)% - кривые А - прирост удельного импульса из-за улучшения термодинамических характеристик топлива в сумме с приростом удельного импульса, обусловленным возможностью уменьшения расхода на завесное охлаждение камеры при использовании аммиачной схемы охлаждения оценивается ~5 сек. А при дальнейшем увеличении аммиачной добавки до (25 - 30)% - кривые В - происходит существенное замещение массового расхода керосина на аммиак.

Таким образом, применение топливной добавки (от (10-30)%) в виде сжиженного аммиака к топливной композиции (кислород-керосин) позволяет улучшить энергетические характеристики кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей.

Промышленная применяемость

Предлагаемый ЖРД и топливная композиция найдут применение в двигателях как ЖРД малых тяг, так и мощных двигателей ракет-носителей.


Формула изобретения

1. Способ работы кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей с топливной добавкой, при котором топливную добавку используют в качестве хладагента для проточного охлаждения камеры, а затем вводят в газогенератор, имеющий подвод топлива от напорных магистралей сжиженного кислорода и жидкого керосина и вырабатывающий газ при стехиометрическом (=1) сжигании указанных компонентов, при этом топливная добавка используется для балластировки "нейтрального газа" с целью снижения его температуры, а полученный турбогаз после срабатывания на турбине подают в камеру двигателя, в которую также поступают от напорных ступеней насосов сжиженный кислород и жидкий керосин, отличающийся тем, что в качестве топливной добавки применен жидкий аммиак, при этом доля аммиака в топливной композиции составляет 10-35% от массового расхода топлива, кроме того, аммиак, входящий в состав турбогаза дожигается в камере сгорания.

2. Топливная композиция для кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей, содержащая сжиженный кислород, жидкий керосин и топливную добавку, улучшающую энергетические и эксплутационные характеристики двигателей, отличающаяся тем, что в качестве топливной добавки применен сжиженный аммиак (NH3), при этом доля аммиака в топливной композиции составляет 10-35% от массового расхода топлива.

3. Топливная композиция по п.2, отличающаяся тем, что топливная добавка в виде сжиженного аммиака, доля которого составляет 10-20% от массового расхода топлива, повышает удельный импульс двигателей до ~5 с.

4. Топливная композиция по п.2, отличающаяся тем, что топливная добавка в виде сжиженного аммиака, доля которого составляет 20-35% от массового расхода топлива, реализует существенное замещение керосина более дешевым аммиаком.

РИСУНКИ
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

#109
http://www.avanturist.org/forum/topic/101/message/1377232#msg1377232
Цитироватьперегрев пишет:
Таки (пока) несостоявшийся РД0163, в трехкомпонентном варианте, должен был иметь у земли удельную 282 единицы (это без вдува в закритическую часть как у F-1, со вдувом - 283 - 285). В "традиционном" варианте - удельная у земли должна была составлять 277 единиц. Без "циклина" и "синтина" (синтетических углеводородных топлив). С ними куда больше. Примерно на 8 единиц.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Lamort

ЦитироватьПатент на ту же тему:
http://bd.patent.su/2386000-2386999/pat/servl/servlet5bda.html
ЦитироватьТаким образом, применение топливной добавки (от (10-30)%) в виде сжиженного аммиака к топливной композиции (кислород-керосин) позволяет улучшить энергетические характеристики кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей.
Аммиак? - Будут трупы, однако. :)
La mort toujours avec toi.