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 те), 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.

N Характеристики I ступень II ступень РД-120К РД-182 РД-191 РД-192 РД-192.2 РД-192.3 РД-192С
1 Горючее керосин метан керосин метан метан метан метан
2 Тяга, тс :
— у Земли 72…78* 74…81* 196 191 181 194
— в пустоте 81…89* 83…92* 212 207,8 198 213 217
3 Удельный импульс, с:
— у Земли 295…298* 311…316* 311 327,8 325 311
— в пустоте 334…336* 351…353* 337 356 354 341 371,5
4 Давление в камере, кгс/см^2 166…175* 166…175* 262 250 200 250 250
5 Соотношение компонентов 2,6 3,4 2,6 3,5 3,5 3,0 3,5
6 Продолжительность одного использования, с >= 200
7 Кратность использования >= 10
8 Габариты, м:
высота 2,8 2,8 4,05 3,62 3,62 3,62 4,82
диаметр 1,5 1,5 2,0 1,45 1,45 1,45 2,4
9 Управление вектором тяги Качание в двух Качание в двух Качание в двух
плоскостях +6 град. плоскостях +8 град. плоскостях +8 град.
10 Время отработки от начала финансирования 3 года 4 года 4 года
11 Прототип РД-120 РД-120К РД-170, РД-191 РД-191 РД-180 РД-120К, РД-182, РД-191, РД-192 — выполнены с дожиганием окислительного генераторного газа;
РД-192.2 — выполнен с дожиганием восстановительного генераторного газа;
РД-192.3 — выполнен без дожигания генераторного газа;

* — диапазон получен в связи с возможностью изменения критического сечения сопла и давления в камере.
Таблица 2.
Характеристики ЖРД на топливе «жидкий кислород — сжиженный метан» для ракеты-носителя комплекса «Рикша-1».
N Характеристики I ступень II ступень Апогейная ДУ.
РД-169 РД-190 РД-185 РД-183 РД-184.
(6 РД-169).
1 Тяга, тс:
— у Земли 15 90.
— в пустоте 17 102 18 1 0,0015.
2 Удельный импульс, с;
— у Земли 309 309.
— в пустоте 351 351 378 360 322.
3 Давление в камере,
кгс/см^2 150 150 150 75 2.
4 Соотношение
расходов 3,4 3,4 3,4 3,4 2,5.
компонентов.
5 Продолжительность.
одного использования,
с >=220 >=350 >=2010 >=2010.
6 Количество включений
в полете 1 1 >=2 >=10 1.
7 Кратность использования >=10
8 Габариты, м :
— высота 1,7 1,7 3,3 1,15 0,240.
— диаметр 0,5 2,4 1,5 0,31 0,065.
9 Управление Качание Качание Качание Качание Качание.
вектором в двух в двух в двух в двух в двух.
тяги плоскостях плоскостях плоскостях плоскостях плоскостях.
+/- 8град. каждой +/-4град. +/-10град. +/-30град..
камеры
+/-8град.
10 Время отработки от начала 4 года.
финансирования.
11 Соcтояние на 1998 год Эскизный проект.

1 Star2 Stars3 Stars4 Stars5 Stars (5,00 из 5, оценило: 1)
Загрузка...