Б.И. Каторгин - ПЕРСПЕКТИВЫ СОЗДАНИЯ МОЩНЫХ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Для российской школы создателей жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), которую долгие годы возглавлял академик В.П. Глушко, характерно стремление к максимально полному использованию энергии химического топлива и получению максимального удельного импульса (последний равен отношению тяги двигателя к его секундному расходу топлива).

Мощные ЖРД устанавливаются на первых ступенях ракет-носителей. Сегодня тяга таких единичных двигателей составляет 100-800 т. Поскольку двигатели работают с уровня Земли, то, естественно, давление продуктов сгорания на срезе их сопел ограничено: оно не может быть намного меньше атмосферного. В противном случае в сопло входит скачок уплотнения, и тогда возможны отрывы потока и, как следствие, прогары сопел. Это означает, что при выбранной паре компонентов топлива увеличить удельный импульс можно, только повышая степень расширения продуктов сгорания в сопле. В мощных ЖРД первых ступеней подобное достигается путем увеличения давления в камере сгорания.

Динамику освоения высоких давлений (рис. 1) и получения максимальных удельных импульсов (рис. 2) можно проследить на примере двигателей, разработанных в НПО "Энергомаш" и за рубежом. Из рисунков видно, что более высокое давление в камерах сгорания российских ЖРД позволяет обеспечить большую степень расширения продуктов сгорания в соплах и, следовательно, повышенные удельные импульсы тяги двигателей. Такие ЖРД установлены практически на всех российских космических ракетах и на многих ракетах стратегического назначения.

Освоение высоких давлений потребовало перехода от открытой схемы организации рабочего процесса в ЖРД к закрытой, или замкнутой. Разница в схемах состоит в том, что в открытой (рис. 3) оба компонента - окислитель и горючее -подаются насосами в камеры сгорания в жидком виде. При этом небольшая их доля отбирается и направляется в газогенератор, где топливо сгорает при избытке одного из компонентов, чтобы обеспечить приемлемую относительно низкую температуру продуктов сгорания. Последние поступают затем на активную высокоперепадную турбину привода насосов, после которой они сбрасываются в окружающую среду, унося с собой неиспользованную химическую энергию.

Классическим примером ЖРД открытой схемы являются двигатели НПО "Энергомаш" РД-107 и РД-108 на компонентах топлива жидкий кислород и керосин для ракет-носителей "Спутник", "Луна", "Восток", "Восход", "Молния", "Союз", а также двигатели, в которых применяется азотно-кислотный окислитель, для ракет-носителей "Космос", "Циклон" и стратегического назначения. Двигатели открытых схем реализованы при давлении в камерах сгорания на уровне 50-80 атм. Дальнейшее повышение давления неэффективно из-за относительного роста потерь удельного импульса, вызванного тем, что химическая энергия топлива не используется полностью.

В двигателях замкнутых схем (рис. 4) компоненты топлива полностью сгорают в основных камерах сгорания при оптимальном соотношении компонентов. Один из них, например окислитель, после насоса сначала поступает в газогенератор, куда подается небольшая доля горючего. Здесь процесс сгорания происходит при большом избытке окислителя, чтобы обеспечить приемлемую для турбины температуру газа. После низко-перепадной турбины окислительный газ направляется в основную камеру сгорания, куда подается оставшаяся масса жидкого горючего, которое предварительно охлаждает конструкцию камеры сгорания. В двигателях таких схем полностью используется химическая энергия топлива, что позволяет поднять давление до максимальных, определяемых энергетической увязкой параметров ЖРД. Сегодня достигнутый уровень давления составляет 150-270 атм.

Впервые идея замкнутой схемы была реализована в конце 1950-х годов в нашей стране в НИИ-1 (ныне - ФГУП "Исследовательский центр им. М.В. Келдыша"), а двигатель большой тяги (150 т у Земли) с относительно высоким давлением в камере сгорания (150 атм) создан в середине 1960-х годов в ОКБ-456 (ныне - НПО "Энергомаш"). В этом двигателе (РД-253), предназначавшемся для первой ступени ракеты-носителя "Протон", в качестве топлива используются азотный тетроксид и несимметричный диметилгидразин. На ракете-носителе "Протон", имеющей в составе первой ступени шесть двигателей РД-253, уже совершено 300 запусков, а сам двигатель и сегодня является непревзойденным по энергетическим характеристикам в своем классе.

Использование замкнутой схемы и освоение высоких давлений с целью получения максимальных удельных импульсов тяги стало основным направлением в создании российских ЖРД и для мирного космоса, и для стратегических ракет-носителей. Так, на стратегической ракете Р-36М ("Сатана") установлен двигатель РД-264 с давлением в камере сгорания 210 атм, а на ракетах-носителях "Зенит" и "Энергия" - двигатели РД-171 и РД-170 с давлением в камере сгорания 250 атм.

Все научно-технические достижения и конструкторские решения, которые были получены при разработке высокосовершенных и надежных двигателей замкнутых схем, стали основой для определения перспективных направлений развития ЖРД на ближайшие десятилетия. Главное состоит в том, что на нетоксичных, экологически безопасных, энергетически эффективных, наиболее удобных в эксплуатации и относительно дешевых компонентах топлива, каковыми являются жидкий кислород и керосин, освоены и реализованы методы конструирования и доводки высоконадежных агрегатов ЖРД: камер сгорания, газогенераторов и турбонасосных агрегатов.

Универсальная камера сгорания двигателя РД-170, создающая тягу 200 т, показана на рисунке 5. В цилиндре камеры сгорания, диаметр которого 380 мм, сгорает около 0.6 т топлива в секунду при давлении 250 атм. Эффективно и надежно решены вопросы смесеобразования и подавления возможности возникновения в этой камере высокочастотной неустойчивости горения. Последнее обеспечивается тем, что начальная зона смесеобразования и горения, в которой, как правило, зарождаются высокочастотные колебания, разделена на семь примерно одинаковых объемов с помощью антипульсационных перегородок. Они выполнены из выступающих за огневое днище форсунок, которые прилегают друг к другу по своим цилиндрическим образующим. Благодаря этому резко повышаются собственные частоты колебаний в объемах между перегородками, смещаясь далеко от резонансных частот конструкции камеры сгорания. Кроме того, выступающие форсунки растягивают зону горения, что также уменьшает возможность возникновения высокочастотных явлений. Внедрение антипульсационных перегородок в камеру сгорания двигателя РД-120 ракеты-носителя "Зенит", а также модернизация подобным образом камеры сгорания двигателей РД-107 и РД-108 ракеты-носителя "Союз" подтверждают высокую надежность и эффективность найденного конструкторского решения, которое несомненно войдет в практику проектирования будущих ЖРД.

В рассмотренной нами универсальной камере сгорания доведена до совершенства система охлаждения. В ней нашел воплощение весь накопленный опыт по организации надежного внешнего и внутреннего охлаждения огневой стенки. В частности, внутреннее охлаждение обеспечивается тремя поясами щелевых завес в докритической части камеры сгорания. Через них на стенку подается около 2% горючего в виде пленок, испаряющихся и защищающих ее от тепловых потоков, которые в критическом сечении сопла достигают величин порядка 50 МВт/м² Такая камера продемонстрировала высокую работоспособность в составе двигателей РД-170 и РД-171 в широком диапазоне изменения параметров (от 30 до 105% по давлению продуктов сгорания) при многоразовом использовании, а именно до 25 испытаний на полный рабочий ресурс.

В российских технологиях создания ЖРД замкнутых схем для привода турбин используется газ с избытком окислителя, в том числе и в ЖРД, работающих на углеводородном топливе. Дело в том, что, во-первых, больший абсолютный расход окислителя позволяет обеспечить энергетическую увязку параметров двигателя при более высоком давлении в камере сгорания. Во-вторых, окислительный газ не создает таких проблем, как сажеобразование, если применяется газ с избытком горючего. Естественно, в этом случае окислительная схема предъявляет повышенные требования к материалам окислительных горячих газовых трактов и их чистоте, чтобы устранить возможность возгорания элементов конструкции, контактирующих с окислительным газом.

Богатый опыт создания окислительных газогенераторов для двигателей большой тяги получен при конструировании РД-253. Двухзонный газогенератор со сферической внешней оболочкой и цилиндрической огневой стенкой стал прототипом для всех будущих разработок. В первой зоне такого газогенератора происходит устойчивое сгорание компонентов топлива при относительно высокой температуре, а во второй зоне - горячий окислительный газ доводится до требуемой температуры благодаря тому, что через радиально установленные распылители вспрыскивается оставшийся окислитель.

В наиболее концентрированном виде эти принципы конструирования воплощены в газогенераторе двигателя РД-170. В нем каждая двухкомпонентная и двухкаскадная по окислителю форсунка образует вместе с каналом толстостенного огневого днища, в котором она расположена, фактически индивидуальный двухзонный газогенератор. В результате обеспечивается равномерность температурного поля по поперечному сечению общего газового потока, формируемого такими форсунками, при высокой расходонапря-женности. В этом газогенераторе (диаметр цилиндрической части 300 мм) сгорает в секунду около 0.9 т компонентов топлива - жидкий кислород и керосин - при их массовом соотношении 55. Давление в зоне горения составляет около 550 атм, температура - около 500°C. К достоинствам газогенератора надо прежде всего отнести то, что он обеспечивает на выходе устойчивую работу окислительного газа в широком диапазоне температур (от 190 до 600°С), что позволяет регулировать тягу двигателя от 30 до 105% номинала.

При создании самого мощного двигателя РД-170 особенно много проблем возникло с турбонасосным агрегатом. Он предназначен для подачи жидкого топлива из баков ракеты в камеры сгорания и состоит из большерасходной низкопе-репадной турбины, одноступенчатого шнекоцен-тробежного насоса окислителя и двухступенчатого насоса горючего. При номинальных оборотах около 14 тыс. об/мин давление за насосом окислителя равно 600 атм, за насосом горючего первой ступени - 500 атм, за насосом горючего второй ступени - 800 атм. Чтобы обеспечить привод указанных насосов, турбина, работающая на газе с избытком окислителя, должна развивать мощность 190 МВт. Эта величина более чем в два раза превышает мощность силовой установки атомного ледокола "Арктика". Сама турбина - осевая, одноступенчатая, низкоперепадная, реактивного типа.

Чтобы повысить стойкость окислительных трактов к возгоранию, в конструкции турбонасосного агрегата применены никелевые сплавы, включая жаропрочные для горячих газовых магистралей. Статор и выхлопной тракт турбины принудительно охлаждаются холодным кислородом. В местах малых радиальных или торцевых

зазоров используются разного рода покрытия, а также серебряные или бронзовые элементы, исключающие возгорание даже при возможном касании вращающихся и неподвижных деталей турбонасосного агрегата. Для защиты от чрезмерных сил радиально-упорных подшипников валов разработаны эффективные авторазгрузочные устройства. Принцип их действия заключается в том, что при изменении режимов работы двигателя, а значит и насосов, возникающие неуравновешенные осевые силы вызывают перемещение валов в ту или иную сторону. В результате изменяется величина зазоров в авторазгрузочных устройствах и, как следствие, перепад давления, действующего на поверхность крыльчатки. А это как раз создает силу, компенсирующую неуравновешенное осевое усилие.

Одно из важных преимуществ двигателя РД-170 состоит в том, что в нем управление вектором тяги осуществляется путем отклонения от продольной оси в двух взаимно перпендикулярных плоскостях только камеры сгорания. В отличие, например, от двигателя РД-253, где в шарнирном подвесе качается весь двигатель, в данном случае значительно меньший момент инерции камеры по сравнению с двигателем требует меньших усилий и массы приводов качания. Однако такое решение потребовало введения гибкого участка магистрали горячего газа высокого давления между выходом из турбины и камерой сгорания. Для этого был сконструирован и отработан узел качания, в котором применен 12-слойный составной сильфон. Он бронирован специальными кольцами и охлаждается небольшим количеством холодного кислорода, протекающего между внутренней поверхностью сильфона и тонкой внутренней стенкой.

Использование перечисленных достижений в других двигателях повысило их надежность и эффективность. Примером может служить двигатель НПО "Энергомаш" РД-180, имеющий тягу 400 т. Он построен на базе универсальной 200-тонной камеры сгорания и двухзонного газогенератора. Проект этого двигателя был представлен на объявленном в 1995 г. корпорацией "Локхид-Мартин" (США) конкурсе по выбору кислородно-керосинового двигателя для модернизации американской ракеты-носителя "Атлас". Российский проект оказался победителем тендера, продемонстрировав преимущество отечественных двигательных технологий.

Двухкамерный двигатель РД-180 (рис. 6) с давлением в камере сгорания 260 атм был создан в рекордно короткие сроки. Через три года и десять месяцев после заключения контракта на разработку двигателя состоялся первый успешный коммерческий полет ракеты "Атлас III" с российским двигателем РД-180. Во время полета были продемонстрированы высокие энергетические характеристики и, что особенно важно, возможность изменения в широком диапазоне тяги двигателя. Это позволяет оптимизировать и уменьшить нагрузки на элементы конструкции ракеты и спутника на разных участках траектории.

В процессе создания двигатель РД-180 был сертифицирован для использования в ракетах-носителях "Атлас" легкого, среднего и тяжелого классов. Характерные циклограммы работы двигателя, показывающие изменение тяги двигателя во время полета, приведены на рисунке 7. Сегодня такого результата можно достичь, применяя только российские технологии. К настоящему времени успешно осуществлено семь запусков американских ракет-носителей "Атлас" легкого и среднего классов с российскими двигателями РД-180.

Новейшей разработкой кислородно-керосинового двигателя является РД-191 НПО "Энергомаш" для перспективной российской ракеты-носителя "Ангара", первая ступень которой строится из универсальных ракетных модулей. Каждый модуль оснащается 200-тонным двигателем, в котором используется одна универсальная камера сгорания - та же, что и в двигателях РД-170 и РД-180. Двигатель РД-191, в который заложены элементы многоразовости, проходит первый этап доводочных испытаний, проверяются новые решения по управлению потоками рабочих тел и вектором тяги, а также возможность уменьшения тяги двигателя до 30% номинальной.

Таким образом, можно констатировать, что сегодня первые ступени российских ракет-носителей обеспечены на десятилетие вперед семейством мощных кислородно-керосиновых ЖРД (рис. 8), построенных на базе высоконадежной многоразовой универсальной камеры сгорания. В зависимости от необходимой мощности двигателя в нем используется четыре (РД-170 и РД-171), две (РД-180) или одна (РД-191) камера.

НПО "Энергомаш" в течение ряда лет ведет научно-исследовательские и опытно-конструкторские разработки по созданию так называемого трехкомпонентного двигателя. Термодинамические расчеты показывают, что если к традиционной паре компонентов топлива - жидкий кислород и керосин - добавить 3-5% (по массе) водорода, то можно получить до 20% прироста удельного импульса тяги в пустоте. Это открывает широкие возможности для новых систем выведения, таких как многоразовая авиационно-космическая система или ракетные носители, в которых один трехкомпонентный двигатель способен работать на режимах и первой, и второй ступеней. В первом режиме используются три компонента топлива - кислород, керосин и водород, а во втором - только кислород и водород.

На разработанном в НПО "Энергомаш" экспериментальном трехкомпонентном двигателе впервые при огневых испытаниях продемонстрирована возможность сжигания трех компонентов в одной камере сгорания с переходом в течение пуска на работу на двух компонентах - кислород с водородом - в той же камере. При этом достигнуты высокая устойчивость рабочего процесса и полнота сгорания топлива, а также отработаны натурные элементы смесеобразования камеры сгорания и газогенераторов. Есть надежда, что в ближайшие пять-шесть лет такой двигатель будет построен.

Знаете ли Вы, что низкочастотные электромагнитные волны частотой менее 100 КГц коренным образом отличаются от более высоких частот падением скорости электромагнитных волн пропорционально корню квадратному их частоты от 300 тысяч кмилометров в секунду при 100 кГц до примерно 7 тыс км/с при 50 Гц.