ЛЕ-7

ЛЕ-7
	LE-7, Городской музей науки Нагои, 2006 г.
Страна происхождения	Япония
Дизайнер	ДЖАКСА
Производитель	Мицубиси Хэви Индастриз
Приложение	Бустер
Статус	На смену пришла модернизация LE-7A.
Жидкотопливный двигатель
Порох	ЛОКС / ЛХ 2
Соотношение смеси	5.9:1
Цикл	Поэтапное сжигание
Конфигурация
Камера	1
Соотношение сопел	52:1
Производительность
Тяга, вакуум	1078 кН (242000 фунтов силы)
Тяга, на уровне моря	843,5 кН (189 600 фунтов силы)
Соотношение тяги к весу	64.13
в камере Давление	12,7 МПа (1840 фунтов на квадратный дюйм)
Удельный импульс , вакуум	446 секунд (4,37 км/с)
Удельный импульс , на уровне моря	349 секунд (3,42 км/с)
Размеры
Длина	3,4 м
Сухая масса	1714 кг (3779 фунтов)
Используется в
	H-II первая ступень

LE -7 и его последующая модернизированная модель LE-7A представляют собой со ступенчатым циклом сгорания LH ₂ / LOX жидкостные ракетные двигатели , производимые в Японии для H-II ракет-носителей серии . Все работы по проектированию и производству велись внутри страны, в Японии, это был первый крупный ( основной/первый ) жидкостный ракетный двигатель, претендующий на это звание, в результате совместных усилий Национального агентства космического развития (NASDA), Лаборатории аэрокосмической техники (NAL) компании Mitsubishi. Heavy Industries и Исикавадзима-Харима . С тех пор NASDA и NAL были интегрированы в JAXA . Однако большая часть работ была передана по контракту компании Mitsubishi, а Исикавадзима-Харима поставлял турбомашины , а двигатель часто называют Mitsubishi LE-7(A) .

Оригинальный LE-7 представлял собой одноразовый высокоэффективный двигатель среднего размера с достаточной тягой для использования на H-II.

H-II, рейс 8, только рабочий отказ LE-7

У топливного турбонасоса возникла проблема с использованием первоначально разработанного индуктора ( осевой насос , похожий на пропеллер, используемый для повышения давления на входе топлива перед основными турбонасосами для предотвращения кавитации ), когда индуктор сам начинал кавитировать и вызывать дисбаланс, приводящий к чрезмерная вибрация . Всесторонний послеполетный анализ неудачного запуска 8-го H-II, включая извлечение обломков из глубины океана, показал, что усталость из-за этой вибрации была причиной преждевременного отказа двигателя.

ЛЭ-7А

ЛЭ-7А — это модернизированная модель ракетного двигателя ЛЭ-7. Базовая конструкция не отличается от оригинальной модели. В 7A были вложены дополнительные инженерные усилия по сокращению затрат, повышению надежности и производительности. Реконструкция была предпринята для объединения ее с аналогично улучшенной ракетой-носителем H-IIA , с общей целью создать более надежную, более мощную, гибкую и более экономичную систему запуска.

Изменения/улучшения

Особое внимание было уделено сокращению количества необходимой сварки за счет увеличения количества механически обработанных или отлитых компонентов, а также упрощению как можно большего количества оставшихся сварных швов. Это повлекло за собой существенную переработку разводки труб (из-за чего внешний вид двух моделей существенно отличается). Для устранения описанных выше осложнений с топливным индуктором конструкция топливного индуктора для 7А была изменена. Конструкция индуктора окислителя также была изменена, но это произошло в первую очередь из-за плохой работы при низких давлениях на входе, а не из-за проблем с надежностью. Сам топливный турбонасос также подвергся различным улучшениям долговечности. Кроме того, узел камера сгорания/форсунка претерпел ряд небольших изменений, таких как уменьшение количества элементов форсунки, чтобы снизить сложность обработки (и, следовательно, стоимость) и повысить надежность. Хотя эти изменения в целом привели к снижению максимального удельного импульса до 440 секунд (4,3 км/с) (по сути, сделав двигатель менее экономичным), компромисс в пользу более низкой стоимости и повышенной надежности считался приемлемым.

Новая конструкция сопла (проблема с боковой загрузкой)

Для новой модели двигателя был разработан удлинитель сопла , который можно было добавить к основанию нового стандартного «короткого» сопла, когда требовалась дополнительная производительность. Но когда двигатель был оснащен удлинителем сопла, модель 7A столкнулась с новой проблемой: беспрецедентными боковыми нагрузками и неравномерным нагревом сопла, достаточно сильным, чтобы повредить карданного подвеса приводы и трубки регенеративного охлаждения во время запуска. Тщательная работа по вычислительной гидродинамике (CFD) позволила в достаточной степени воспроизвести и отследить опасную переходную нагрузку, и было создано новое цельное «длинное» сопло с полным регенеративным охлаждением (в отличие от исходного короткого сопла с отдельным удлинителем с пленочным охлаждением). призван смягчить проблему. До того, как это новое сопло было готово, некоторые H-IIA запускались с использованием только короткого сопла. Модель 7A больше не использует отдельное удлинительное сопло ни в какой конфигурации. ^[1]

Использовать на H-IIB

Новая ракета-носитель H-IIB использует на первой ступени два двигателя LE-7A. ^[2]

Технические характеристики ЛЭ-7А

Рабочий цикл: поэтапное сжигание
Топливо: водород
Окислитель: жидкий кислород
Соотношение смеси (окислитель к топливу): 5,90
Короткая насадка:
- Номинальная тяга (уровень моря): 843 кН (190 000 фунтов силы)
- Номинальная тяга (вакуум): 1074 кН (241 000 фунтов силы)
- Удельный импульс (уровень моря):
- Удельный импульс (вакуум): 429 секунд (4,21 км/с)
Длинная насадка:
- Номинальная тяга (уровень моря): 870 кН (200 000 фунтов силы)
- Номинальная тяга (вакуум): 1098 кН (247 000 фунтов силы)
- Удельный импульс (уровень моря): 338 секунд (3,31 км/с)
- Удельный импульс (вакуум): 440 секунд (4,3 км/с)
Сухая масса: 1800 кг (4000 фунтов)
Длина:
- короткое сопло: 3,2 м
- длинная насадка: 3,7 м
Возможность дроссельной заслонки: 72–100%
Тяга к массе: 65,9
Соотношение площади сопла: 51,9:1
Давление в камере сгорания: 12,0 МПа (1740 фунтов на квадратный дюйм).
Турбонасос жидкого водорода: 41 900 об/мин.
Турбонасос жидкого кислорода: 18300 об/мин.

См. также

Ссылки

^ Ясухидэ Ватанабэ; Норио Сакадзуме; Масанори Цубои (июль 2003 г.). «Различия в феномене отделения двигателя LE-7A для двух конфигураций сопел» . 39-я совместная конференция и выставка AIAA/ASME/SAE/ASEE по двигательной технике . дои : 10.2514/6.2003-4763 . ISBN 978-1-62410-098-7 . Проверено 13 мая 2023 г.
^ «Обзор ракеты-носителя H-IIB» . ДЖАКСА . Проверено 13 мая 2023 г.

Внешние ссылки

[1] Ясухидэ Ватанабэ; Норио Сакадзуме; Масанори Цубои (июль 2003 г.). «Различия в феномене отделения двигателя LE-7A для двух конфигураций сопел» . 39-я совместная конференция и выставка AIAA/ASME/SAE/ASEE по двигательной технике . дои : 10.2514/6.2003-4763 . ISBN 978-1-62410-098-7 . Проверено 13 мая 2023 г.

[2] «Обзор ракеты-носителя H-IIB» . ДЖАКСА . Проверено 13 мая 2023 г.

[1]

[2]