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) уже не хватает площади сопла 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 обеспечивает более высокую 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 привести к резкой поломке 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 насосом 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
- Митсубиси Хэви Индастриз LE-5A/5B
- Мицубиси Хэви Индастриз ЛЕ-9
- Aerojet Rocketdyne и MHI MARC-60 (MB-60)
- Blue Origin БЕ-3У и БЕ-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 ракетных двигателей: 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.
- ^ Перейти обратно: 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.
