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 "гравитационное линзирование" якобы наблюдаемое вблизи далеких галактик (но не в масштабе звезд, где оно должно быть по формулам ОТО!), на самом деле является термическим линзированием, связанным с изменениями плотности эфира от нагрева мириадами звезд. Подробнее читайте в FAQ по эфирной физике.