Исследования, проводимые в Европе в области ракет-носителей, показывают необходимость разработки кислородно-водородного двигателя большой тяги для эксплуатации в 90-годы. Для выявления потенциальных технических проблем, начиная с 1978 года проводились предварительные исследования кислородно-водородного ЖРД с тягой 500 кН. В 1980 году было принято решение о разработке семейства РН Ариан-5 (рис.1), на которой предполагается использование разгонных блоков первой ступени РН Ариан-4 и нового кислородно-водородного блока Н60 (рис.2) на второй ступени. На рис.1 под каждой модификацией РН указана ее грузоподъемность (кг) и соответствующая орбита: LEO – низкая околоземная; GTO – переходная к стационарной. Предварительные исследования по двигателю блока были начаты в 1981 году. Разработку планировалось начать в 1984 году, а закончить в 1991 году с тем, чтобы первый пуск Ариан-5 осуществить в 1993-1994 году. Ниже рассматриваются основные результаты предварительных исследований по созданию ЖРД НМ60. ЖРД должен удовлетворять следующим основным требованиям: а) удельный импульс в вакууме - 4346 Нсек/кг; б) номинальная тяга в вакууме – 800 кН; с возможностью дросселирования в полете до 600 кН; в) перспективный уровень тяги в вакууме – 1300 кН. Данная тяга необходима для использования ЖРД на первой ступени перспективных РН и достигается увеличением давления в камере сгорания. Таким образом, первоначальная конфигурация с тягой 800 кН разрабатывается в условиях минимального технического риска; г) длина и максимальный диаметр не более 4,0 и 2,4 м, соответственно, что обеспечивает безопасное разделение ступеней в полете. В перспективе предполагается использовать выдвигаемый насадок сопла; д) критическим на входе в насос окислителя принято избыточное давление 1,5 х 105 Па и в насос горючего 0,5 х 105 Па, что позволяет обойтись без преднасосов; е) ЖРД должен допускать многократное использование. В процессе предварительных исследований рассматривались три схемы двигателя: 1) ЖРД с использованием на турбине пара водорода, полученного в тракте охлаждения, принципиальная схема которого представлена на рис.3,а; 2) ЖРД с дожиганием генераторного газа (рис.3в); 3) ЖРД без дожигания генераторного газа (рис.3б), где 1 – насос горючего; 2 – насос окислителя; 3 – турбина горючего; 4 – парообразный водород; 5 – турбина насоса окислителя; 6 – газогенератор. Принципиальными преимуществами ЖРД первой из рассмотренных схем (рис.3,а) являются: простота, предельно низкая стоимость производства и относительной низкий уровень давления в насосах, необходимый для заданного давления в камере сгорания. Тем не менее, предварительные исследования показывают, что тепловой энергии, снятой со всей поверхности камеры сгорания, включая сопло, не достаточно для подачи топлива в камеру сгорания с давлением 100 х 105 Па. На рис.3,в представлена схема ЖРД с дожиганием генераторного газа. Камера сгорания в этом случае питается двумя отдельными турбонасосами, работающими на газе, полученном в предкамере, объединенной с турбонасосом жидкого водорода. Для данной схемы ЖРД рассматривались конфигурации турбонасосов, подобные ЖРД ТКА Space Shuttle, но без преднасосов, что объясняется требованиями к двигателю. Камера сгорая имеет регенеративное охлаждение, для чего используется 20% топлива, а 6% его идет на охлаждение сопла с последующим сбросом горячего пара. На рис.4 приведен общий в ид ЖРД НМ60 с дожиганием генераторного газа (А) и без дожигания (В). На рис.5 представлена принципиальная схема ЖРД без дожигания генераторного газа, где 1 – наддув окислителя; 2 – жидкий кислород; 3 – турбонасос окислителя; 4 – магистраль гелия; 5 – система продувки магистрали жидкого кислорода; 6 – система продувки магистрали жидкого водорода; 7 – жидкий водород; 8 – турбонасос горючего; 9 – наддув бака горючего; 10 – клапан регулирования соотношения компонентов; 11 – пиротехническая система запуска и раскручивания турбины; 12 – газогенератор; 13 – клапан продувки магистрали жидкого кислорода; 14 – клапан продувки магистрали жидкого водорода; 15 – система запуска; 16 – клапаны управления впрыском компонентов в газогенератор; 17 – главный клапан окислителя; 18 – главный клапан горючего; 19 – сопло, охлаждаемое жидким водородом с последующим его сбросом. Конструкция и технология изготовления камеры сгорания данной схемы, как и схемы с дожиганием генераторного газа, аналогичны маршевому двигателю ТКА Space Shuttle (SSME). Основные характеристики двух анализируемых схем ЖРД приведены в табл.1, где также для сравнения даны характеристики маршевого ЖРД ТКА Space Shuttle (SSME). Можно видеть, что для обеих схем уровни давления ниже, чем у SSME.
Таблица 1. Сравнение вариантов ЖРД НМ60 и ЖРД SSME
| НМ 60 без дожигания | НМ 60 с дожиганием | SSME | ||
Тяга в вакууме, кН | 800 |
1300 | 800 |
1300 |
2092(100%) |
Тяга на уровне моря, кН |
624 |
1054 |
654 |
1104 | 1669 |
Соотношение компонентов |
5,12 | 5,12 | 5,58 | 5,58 | 6.0 |
Камера сгорания: Давление в камере сгорания х 105 Па Отношение площадей |
100 103,7 | 160 103,7 | 125 124,4 | 203 124,4 | 205 77.5 |
Газогенератор:
Давление х 105 Па Соотношение компонентов | 50,6 0,9 | 115,6 0,9 | 194 0,68 | 355 0,9 | 356 0,81 |
Турбонасосы (Н2ж/О2ж):
Давление на выходе х 105 Па Скорость вращения, об/мин | 143/122 30000/ 11700 | 243/218 40500/ 16140 | 225/153 (257) 25000/ 21900 | 415/248 (486) 35000/ 31100 | 413/296 (480)* 34700/ 27500 |
Мощность турбины, мВт | 7,6/2,0 | 21,2/5,6 | 10,8/2,8 | 32,4/8,6 | 45,5/18,6 |
НМ 60 | SSME | |
Тяга в вакууме, кН | 900 | 2090 |
Тяга на уровне моря, кН | 715 | 1700 |
Удельный импульс в вакууме, Нс/кг | 4364 | 4462 |
Удельный импульс на уровне моря, Нс/кг | 3423 | 3559 |
Соотношение компонентов | 5,1 | 6,0 |
Давление в камере сгорания, х 105 Па | 100 | 207 |
Отношение площадей | 110,5 | 77,5 |
Суммарный массовый расход, кг/с | 206 | 468 |
Массовый расход газогенератора, кг/с | 7,06 | 248 |
Расход сбрасываемого охладителя (Н2), кг/с | 1,93 | - |
Давление на выходе из насоса окислителя, х 105 Па | 125,7 | 319(528) |
Длина, м | 4,0 | 4,24 |
Диаметр среза сопла, м | 2,52 | 2,39 |
Время работы двигателя, с | 291 | 480 |
Масса, кг | 1300 | 3002 |
Окислителя (02ж) | Горючего (Н2ж) | |
Частота вращения, мин-1 | 14500 | 37900 |
Массовый расход, кг/с | 173,4 | 34,07 |
Давление на выходе, х 105 Па
| 125,7 | 150,5 |
Мощность на валу, кВт | 2331 | 8680 |
Критическое значение избыточного давления, х 105 Па | 1,5 | 0,42 |
Насос: диаметр, мм удельная скорость КПД |
205 0,545 (1490) 0,79 | 205 0,534 (1460) 0,77 |
Турбина: диаметр, мм отношение давлений КПД | 230 17 0,29 | 201 20,5 0,50 |
J2S | RL10 | SSME | HM7A | HM7B | HM60 | |
Тяга, кН | 1060 | 69 | 2090 | 60 | 60 | 860 |
Давление в камере сгорания, х 105 Па | 54 | 27 | 205 | 30 | 35 | 100 |
Соотношение компонентов | 5,5 | 5,0 | 6 | 5 | 5,3 | 5,1 |
Степень расширения сопла | 27,5 | 57 | 77,5 | 62 | 82 | 110,5 |
Теоретический удельный импульс, Нсек/кг | 4395 | 4529 | 4571 | 4542 | 4578 | 4501 |
Удельный импульс камеры сгорания, Нсек/кг | 4209 | 4364 | 4464 | 4363 | 4398 | 4439 |
J2S | RL10 | SSME | HM7 | MBB | HM60 | |
Форсуночная головка: Полный массовый расход, кг/с Диаметр камеры, мм Число форсунок Расход через форсунку, г/с Температура водорода, К КПД | 242 470 614 375 105 0,98 | 18,5 262 216 85,6 180 0,985
| 469 450 600 782 850 0,99 | 13,9 180 90 70,7 136 0,986 | 45 182 90 470 190 0,98 | 195,8 415 516 380 95 0,989 |
Камера сгорания: Внутренний диаметр, мм Характерная длина, м Отношение сжатия Максимальная температура охладителя, К Минимальное давление охладителя, х 105 Па Максимальная Температура стенки, К Максимальный удельный теплопоток, Вт/см2 Давление, х 105 Па | 470 0,62 1,58 60 54 | 262 0,98 2,95 150 27 | 450 0,8 2,96 254 98 740 12800 205 | 180 0,7 2,78 100 5,7 625 2900 35 | 182 2,3 6,95 140 100 690 16800 280 | 415 0,85 2,99 61 23,3 600 6400 100 |
SSME | НМ7А | НМ7В | LE-5 | НМ60 | J2 | J2S | RL6-10 AЗ-3 | |
Тяга в вакууме, кН Удельный импульс, Нс/кг Соотноше-ние компо- нентов Давление в камере сгорания, х 105 Па Отношение площадей Массовый расход, кг/с Длина, м Диаметр, м Время работы Сухая масса, кг Начало разработки Начало эксплуата-ции Разгонный блок, на котором двигатель использу-ется | 2090 4464 6,0 207 77,5 468 4,24 2,39 480 3000 1972 1981 Space Shu- ttle | 61.6 4338,6 4,43 30 62,5 14,2 1,71 0,938 563 149 1973 1979 Н8 | 62,7 4372,9 4,80 35 82,5 14,4 1,91 0,984 731 155 1980 1983 Н10 | 100 4334,7 5,5 35 140 23,1 2,7 1,65 370 230 1977 1984 Н1, втор. ступ. | 900 4364 5,1 100 110,5 196,7 4,0 2,52 291 1300 1984 1992 Н60 | 1044 4168 5,5 53,6 27,5 250 3,38 1,98 470 1542 1960 1966
SII- SIVB | 1180 4266 5,5 86 40 277 3,38 1,98 - 1556 - - | 67 4354 5,0 27 57 15,8 1,78 1,00 450 132 1958 1963 Centaur
SIV |