Экспандерный цикл
Детандерный цикл — это энергетический цикл двухкомпонентного ракетного двигателя . В этом цикле топливо используется для охлаждения камеры сгорания двигателя, набирая тепло и меняя фазу. Нагретое и газообразное топливо затем приводит в действие турбину, которая приводит в движение топливные насосы двигателя и окислителя, а затем впрыскивается в камеру сгорания и сжигается.
Из-за необходимого изменения фазы цикл расширителя ограничивается законом квадрата-куба . При масштабировании колоколообразного сопла площадь поверхности сопла, с помощью которой нагревается топливо, увеличивается пропорционально квадрату радиуса, но объем нагреваемого топлива увеличивается пропорционально кубу радиуса. Таким образом, при тяге примерно 300 кН (70 000 фунтов-силы) площади сопла уже недостаточно для нагрева достаточного количества топлива для привода турбин и, следовательно, топливных насосов. Более высокие уровни тяги могут быть достигнуты с использованием цикла байпасного детандера, при котором часть топлива обходит охлаждающие каналы турбины и/или камеры тяги и поступает непосредственно в форсунку основной камеры. На нетороидальные двигатели с аэроспайками не распространяются ограничения закона квадрата-куба, поскольку линейная форма двигателя не масштабируется изометрически: расход топлива и площадь сопла масштабируются линейно в зависимости от ширины двигателя. Все двигатели с детандерным циклом должны использовать криогенное топливо , такое как жидкий водород , жидкий метан или жидкий пропан , который легко достигает точки кипения .
В некоторых двигателях с расширительным циклом может использоваться какой-либо газогенератор для запуска турбины и работы двигателя до тех пор, пока поступление тепла из камеры тяги и юбки сопла не увеличится по мере повышения давления в камере.
Некоторыми примерами двигателей с расширительным циклом являются Aerojet Rocketdyne RL10 и двигатель Vinci для Ariane 6 . [1]
Цикл прокачки расширителя
[ редактировать ]
Этот рабочий цикл является модификацией традиционного цикла расширителя. В стравливающем (или открытом) цикле вместо того, чтобы направлять все нагретое топливо через турбину и отправлять его обратно на сжигание, только небольшая часть нагретого топлива используется для приведения в движение турбины, а затем стравливается и выбрасывается. за борт, минуя камеру сгорания. Другая часть впрыскивается в камеру сгорания. Удаление выхлопных газов турбины позволяет повысить эффективность турбонасоса за счет уменьшения противодавления и максимального увеличения падения давления на турбине. По сравнению со стандартным циклом детандера это позволяет увеличить тягу двигателя за счет снижения эффективности за счет сброса выхлопных газов турбины. [2] [3]
Mitsubishi LE-5A был первым в мире двигателем с турбонаддувом, введенным в эксплуатацию. [4] Mitsubishi LE-9 — первый в мире двигатель первой ступени с детандерным циклом. [5]
Двойной расширитель
[ редактировать ]Аналогично тому, как ступенчатое сжигание может быть реализовано отдельно для окислителя и топлива в полнопоточном цикле , цикл детандера может быть реализован на двух отдельных путях как цикл двойного детандера . Использование горячих газов того же химического состава, что и жидкость для турбины и насосной части турбонасосов, устраняет необходимость в продувках и некоторых видах отказов. Кроме того, когда плотности топлива и окислителя существенно различаются, как это происходит в случае H 2 / LOX , оптимальные скорости турбонасосов различаются настолько, что необходим редуктор между насосами топлива и окислителя. [6] [7] Использование двойного детандерного цикла с отдельными турбинами исключает эту подверженную сбоям часть оборудования. [7]
Двойной детандерный цикл может быть реализован либо с использованием отдельных секций в системе регенеративного охлаждения топлива и окислителя, либо с использованием одной жидкости для охлаждения и теплообменника для кипячения второй жидкости. В первом случае, например, можно было использовать топливо для охлаждения камеры сгорания , а окислитель для охлаждения сопла . Во втором случае можно было бы использовать топливо для охлаждения всего двигателя и теплообменник для кипячения окислителя. [7]
Преимущества
[ редактировать ]Эспандерный цикл имеет ряд преимуществ перед другими конструкциями: [ нужна ссылка ]
- Низкая температура
- После перехода в газообразное состояние топливо обычно имеет температуру, близкую к комнатной, и практически не повреждает турбину, что позволяет использовать двигатель повторно. Напротив, газогенераторные или ступенчатые двигатели внутреннего сгорания работают на своих турбинах при высокой температуре.
- Толерантность
- При разработке RL10 инженеры опасались, что изоляционная пена, установленная внутри бака, может оторваться и повредить двигатель. Они проверили это, заполнив топливный бак рыхлой пеной и пропустив ее через двигатель. RL10 сжевал его без проблем и заметного ухудшения производительности. Обычные газогенераторы на практике представляют собой миниатюрные ракетные двигатели со всей вытекающей сложностью. Блокировка даже небольшой части газогенератора может привести к перегреву, что может стать причиной резкой поломки двигателя. Использование колокола двигателя в качестве «газогенератора» также делает его очень устойчивым к загрязнению топлива из-за более широких каналов потока топлива.
- Неотъемлемая безопасность
- Поскольку двигатель с расширительным циклом колоколообразного типа имеет ограниченную тягу, его можно легко спроектировать так, чтобы он выдерживал условия максимальной тяги. В двигателях других типов заклинивание топливного клапана или подобная проблема может привести к выходу тяги двигателя из-под контроля из-за непреднамеренных систем обратной связи. Для других типов двигателей требуются сложные механические или электронные контроллеры, чтобы этого не произошло. Циклы расширителя по своей конструкции не способны работать таким образом со сбоями.
- Более высокая производительность вакуума
- По сравнению с двигателем с турбонаддувом , двигатели с насосным питанием и, следовательно, двигатели с детандерным циклом имеют более высокое давление в камере сгорания. Повышенное давление в камере сгорания позволяет уменьшить площадь горла A th и, следовательно, приводит к большей степени расширения e = A e /A th при одинаковой площади выхода сопла A e , что в конечном итоге приводит к более высоким характеристикам вакуума.
Использование
[ редактировать ]Двигатели детандерного цикла включают в себя следующее:
- Аэроджет Рокетдайн RL10 [8]
- Пратт и Уитни RL60
- АрианГрупп Винчи
- CADB и Пратт и Уитни RD-0146
- Китайский YF-75D
- Мицубиси Хэви Индастриз LE-5A/5B
- Мицубиси Хэви Индастриз ЛЕ-9
- Aerojet Rocketdyne и MHI MARC-60 (MB-60)
- Blue Origin БЕ-3У и БЭ-7
- Авио М10
- Демонстрационная ракета для ядерно-теплового двигателя Agile Cislunar Operations (DRACO)
Сравнение двигателей верхней ступени с детандерным циклом
[ редактировать ]| РЛ10 Б-2 | БЭ-3У | Винчи | ЯФ-75Д | ЯФ-79 | РД-0146 Д | ЛЭ-5Б | ЛЕ-9 | |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Страна происхождения |  Соединенные Штаты | Соединенные Штаты |  Франция |  Китайская Народная Республика | Китайская Народная Республика |  Россия |  Япония | Япония |
| Цикл | Расширитель | Цикл прокачки расширителя | Расширитель | Расширитель | Расширитель | Расширитель | Цикл прокачки расширителя, расширитель камеры | Цикл прокачки расширителя |
| Тяга, вакуум | 110 кН (25 000 фунтов силы) | 710 кН (160 000 фунтов силы) [9] | 180 кН (40 000 фунтов силы) | 88,36 кН (19 860 фунтов силы) | 250 кН (56 200 фунтов силы) | 68,6 кН (15 400 фунтов силы) | 137,2 кН (30 840 фунтов силы) | 1471 кН (330 000 фунтов силы) [10] |
| Соотношение смеси | 5.88 | 5.8 | 6.0 | 6.0 | 5 | 5.9 | ||
| Соотношение сопел | 280 | 240 | 80 | 160 | 110 | 37 | ||
| Я сп , вакуум(ы) | 462 [11] | 457 | 442.6 | 455.2 | 470 | 447 | 426 | |
| Давление в камере (МПа) | 4.412 | 6.1 | 4.1 | 7.0 | 5.9 | 3.58 | 10.0 | |
| LH 2 TP (об/мин) | 65,000 | 98,180 | 52,000 | |||||
| LOX TP (об/мин) | 18,000 | |||||||
| Длина (м) | 4.14 | 4.2 | 3.358 | 2.79 | 3.8 | |||
| Сухая масса (кг) | 277 | 280 | 265 | 285 | 2400 |
См. также
[ редактировать ]- Газогенераторный цикл
- Отводной цикл сгорания
- Поэтапный цикл сгорания
- Двигатель с питанием под давлением
Ссылки
[ редактировать ]- ^ «Ариан 6» . www.esa.int . Проверено 21 февраля 2017 г.
- ^ Сиппель, Мартин; Имото, Такаюки; Хэзелер, Дитрих (23 июля 2003 г.). Исследования двигателей с расширительным циклом прокачки для пусковых установок (PDF) . 39-я совместная конференция и выставка AIAA/ASME/SAE/ASEE по двигательной технике. АИАА . Архивировано из оригинала (PDF) 3 марта 2016 г. Проверено 25 сентября 2016 г.
- ^ Ацуми, Масахиро; Ёсикава, Кимито; Огавара, Акира; Онга, Тадаоки (декабрь 2011 г.). «Разработка двигателя LE-X» (PDF) . Технический обзор Mitsubishi Heavy Industries . 48 (4). Мицубиси Хэви Индастриз : 36–43. Архивировано из оригинала (PDF) 24 декабря 2015 г. Проверено 25 сентября 2016 г.
- ^ Акира Конно (октябрь 1993 г.). Текущее состояние и будущие перспективы жидкостных ракетных двигателей в Японии (на японском языке). Общество турбомашиностроения Японии/ J-STAGE . п. 10. Архивировано из оригинала 28 мая 2021 года . Проверено 24 января 2022 г.
- ^ Шинья Мацуура (2 февраля 2021 г.). Первая в мире задача по повышению теплового КПД маршевого двигателя ракеты H3 «LE-9» (на японском языке). Никкей Бизнес. Архивировано из оригинала 24 января 2022 года . Проверено 23 января 2022 г.
- ^ Саттон, Джордж П.; Библарц, Оскар (2000). «Раздел 6.6». Элементы ракетной двигательной установки: введение в ракетостроение (PDF) (Седьмое изд.). John Wiley & Sons, Inc., стр. 221–227. ISBN 0-471-32642-9 . Архивировано из оригинала (PDF) 19 января 2016 г. Проверено 26 сентября 2016 г.
- ^ Jump up to: а б с Патент США 7,418,814 B1 , Грин, Уильям Д., «Ракетный двигатель с двойным детандером и промежуточным теплообменником замкнутого цикла», выдан 2 сентября 2008 г., передан Соединенным Штатам Америки в лице Администратора Национального Управление по аэронавтике и исследованию космического пространства
- ^ «Космическая двигательная установка Pratt & Whitney – информационный бюллетень RL60» . Архивировано из оригинала (PDF) 28 марта 2012 г. Проверено 28 декабря 2008 г.
- ^ «БЭ-3» .
- ^ ВАТАНАБЭ, ДАЙКИ; МАНАКО, ХИРОЯСУ; ОНГА, ТАДАОКИ; ТАМУРА, ТАКАСИ; ИКЕДА, КАСУФУМИ; ИЗОНО, МИЦУНОРИ (декабрь 2016 г.). «Повышение стабильности горения двигателя LE-9 разгонной ступени ракеты-носителя H3» (PDF) . Технический обзор Mitsubishi Heavy Industries . Проверено 13 марта 2024 г.
- ^ «Двигатель RL10 | Aerojet Rocketdyne» . Архивировано из оригинала 30 апреля 2017 г. Проверено 6 июня 2017 г.
