СРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ МАССОВЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ТУРБОНАСОСНЫХ И ЭЛЕКТРОНАСОСНЫХ АГРЕГАТОВ В ЖРД ПЕРВЫХ СТУПЕНЕЙ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ

Полный текст

С развитием технического прогресса в области электродвигателей и аккумуляторных технологий перспектива замены турбины в турбонасосах на электродвигатели с батарейным питанием становится все более привлекательной. В 80-х годах прошлого века Европейское космическое агентство разработало и испытало небольшие электрические центробежные электронасосы для апогейного двигателя с тягой 3 кН, использующего в качестве топлива монометилгидразин/тетроксид азота [1]. Для маневров с меньшей тягой компания Schneider провела испытания двигателей с электронасосным приводом для маневров с меньшим уровнем тяги с использованием монометилгидразин/тетроксид азота с тягой от 5 до 400 Н [2]. В настоящее время благодаря развитию электродвигателей ведутся широкие исследования новых двигательных установок. Успешным примером использования двигателя с электронасосным приводом является сверхлегкая ракета-носитель «Электрон» американской компании Rocket Lab. Электропривод насосов был применен на обеих ступенях ракеты, тяга которых составила 192 кН и 22 кН в вакууме соответственно [3].

Также Воган и др. сообщили о возможности создания ракетного двигателя с электрическим насосным питанием на битопливе с возможностью хранения для аппарата, предназначенного для полета на Марс [4]. Для кислородно-керосиновых топлив Дибривный и др. провели аналитическую оценку систем электронасосного питания на примере базового двигателя RD868T с тягой 23 кН. Они пришли к выводу, что электронасосные системы питания пригодны для небольших суммарных импульсов, вплоть до 1000 кН-с [5].

За несколько десятилетий развития ракетного двигателестроения появились наиболее надежные и устоявшиеся технологии, которые используются и по сей день. Однако и у данных технических решений есть весомые недостатки, что и обуславливает необходимость совершенствования в том числе и жидкостных ракетных двигателей.

Одними из наиболее трудновыполнимых требований при проектировании ЖРД являются обеспечение как можно меньшей массы и простоты конструкции. Первое требование 

обусловлено тенденцией уменьшения массы в угоду снижения стоимости запусков РН. Второе связано с надежностью всей системы, ведь чем больше элементов, зависящих друг от друга, тем выше вероятность выхода из строя всей системы. Турбонасосная система включает в себя множество взаимосвязанных элементов, что усложняет конструкцию двигателя и добавляет массу.

К другим недостаткам турбонасосной системы подачи топлива относятся: сложность регулировки оборотов насосов и режима ЖРД по тяге, усложненный запуск и сомнительная возможность многократности включения.

Для решения данных недостатков было предложено использовать электронасосные агрегаты (ЭНА) в качестве привода основных насосов в ЖРД. Данное решение упрощает принципиальную схему ЖРД, исключая дополнительное топливо для газогенератора, элементы ПГС для газогенератора и сам газогенератор, упрощает запуск двигателя (рис. 1).

Однако несовершенство технологий в области аккумуляторных технологий дает повод задуматься о рентабельности использования ЭНА в ЖРД, так как для обеспечения нужной мощности необходим источник энергии большой массы. Еще одним весомым недостатком электронасосного цикла является необходимость охлаждать электродвигатель и батарейный блок.

Целью данного исследования является сравнение турбонасосного и электронасосного агрегатов по эффективности и по массе. Объектом исследования выбраны ЭНА применительно к основным насосам первой ступени ракеты-носителя сверхлегкого класса.

Данная работа организована следующим образом. В разделе 1 обозначены границы применения данной работы, определены необходимый уровень тяги и удельного импульса. В разделе 2 и 3 представлены выражения для определения мощностей насосов и необходимых максимальных частот вращения для подбора необходимых электродвигателей в дальнейшем. В разделе 4 производится оценка массы газогенераторного и электронасосного циклов. Наконец, результаты обобщены в Раздел 5.

1. Объект исследования и границы применимости работы.

В работе рассмотрен ЭНА в качестве основного насоса первой ступени ракеты-носителя сверхлегкого класса. Для этой роли была выбрана сверхлегкая ракета-носитель «Cosmos», предназначенная для вывода на орбиту малоразмерных космических аппаратов. Она способна выводить массу полезного груза 390 и 310 кг на низкую околоземную орбиту (200 км) и на солнечно-синхронную орбиту (400 км) соответственно. Стартовая масса составляет 7,15 тонн.

Разработкой данной ракеты занимается частная российская космическая компания SR Space, разработчик суборбитальных и орбитальных ракет-носителей сверхлёгкого и лёгкого классов, малых космических аппаратов и спутниковых группировок. Компания была выбрана из соображений развития отечественной космической отрасли, что наиболее актуально на сегодняшний день.

Первая ступень ракеты-носителя «Cosmos» оснащена одним двигателем LE-13, построенным по схеме «открытого» типа и использующим в качестве топливной пары кислород и метан (табл. 1). В связи с этим в данной работе рассматривается именно этот двигатель с данной топливной парой. Для него наиболее актуальна замена ТНА на ЭНА, так как двигатель ракеты изначально проектируется с заделом на многократное применение.

1. Определение необходимой максимальной частоты вращения турбины ТНА.

Зададимся значениями земной тяги и земного удельного импульса от выбранной ракеты-носителя: P = 83,35 кН, I_уз = 2943 м/с. Чтобы определить массовые расходы компонентов через всю топливную системы отдельно рассмотрим расходы компонентов через КС и через газогенератор (ГГ). Принимаем, что массовый расход компонентов через ГГ составляет 1,5% от общего расхода [6], так как мы рассматриваем открытую схему:

 Общий расход топлива:

Где  – относительный массовый расход через газогенератор. Отсюда:

Расход i-го компонента через КС:

Где  – фактическое массовое соотношение компонентов топлива в КС. Коэффициент избытка окислителя и массовое стехиометрическое соотношение были определены с помощью СПК TERRA [7].

Для ГГ соответственно:

Общие массовые расходы через всю топливную систему:

Объемные расходы соответственно:

Где  – плотность компонентов топлива.

Для шнекоцентробежного насоса значения кавитационного коэффициента быстроходности (C_срв)_max лежит в пределах 3000…5000 [8]. Принимаем (C_срв)_max = 3000. Тогда максимально допустимая величина угловой скорости вращения вала ТНА вычисляется из условия бескавитационной работы насосов (насоса) из соотношения:

Максимальная частота вращения вала турбины:

На основании полученных данных по угловой скорости вращения вала каждого насоса выбираем из них наименьшую угловую скорость, которая позволяет работать обоим насосам в бескавитационном режиме и является искомой угловой скоростью вала проектируемой турбины.

2. Определение мощности насосов и турбины ТНА.

Мощность турбины определяется как суммарная мощность насосов:

Мощность насоса определяется:

Где  – потребный напор насоса,  – КПД насоса (для насоса окислителя принимаем , для насоса горючего -  [8]).

3. Оценка массы.
   • Масса газогенераторного цикла.

Предварительный наддув баков осуществляется за счет внешних систем, а во время работы двигателя – компонентами топлива, поэтому расчетом массы бака с инертным газом пренебрегаем.

4.1.1 Масса ТНА.

Масса всего ТНА определяется как суммарная масса турбины и насосов:

Где массы насосов определяются:

Масса турбины считается как диск по среднему диаметру лопаток:

Где  – плотность материала турбины (принимаем Сталь 23Х23Н18),  ( максимальная окружная скорость турбины), – толщина лопаток турбины.

4.1.2 Масса ГГ.

Массу газогенератора будем находить как массу сферической оболочки. Примем, что радиус внутренней оболочки  мм., а толщина 0,75 мм. Материал выбран из соображений сопротивления высокой температуры – медь М1 и Сталь 18ХН10Т. Тогда масса газогенератора:

4.1.3 Масса топлива для ГГ.

Массу топлива для газогенератора определяется из условия времени работы двигателя  и массового расхода компонентов топлива через него. Для первых ступеней ракеты  Тогда:

4.1.4 Масса топливных баков и топлива.

Общая масса компонентов топлива с учетом запасов и соответствующей времени работы двигателя определяется как:

Где  – рабочий запас,  – гарантийный запас,  – масса достартового расхода топлива,  – масса незабора топлива.

Разделим баки на 2 составляющие: цилиндрическую и сферическую оболочки. Материал баков – АМг6. Тогда масса цилиндрической оболочки:

Где    – объем внутренней части цилиндрической оболочки,  – объем внешней части цилиндрической оболочки.

Аналогично масса сферической оболочки:

Объемы оболочек были посчитаны с учетом объема, занимаемого топливом.

Масса баков считается как сумма масс сферических и цилиндрической оболочек:

Наконец, общая масса газогенераторного цикла:

• Масса электронасосного (ЭН) цикла.

Регулирование тяги ракетного двигателя необходимо для поддержания требуемого значения тяги при изменении условий работы двигательной установки и для изменения тяги с целью обеспечения заданного режима полета ракеты или космического аппарата. Существующие способы регулирования тяги ракетных двигателей в широком диапазоне (глубокое дросселирование) приводят к существенному снижению экономичности и увеличению массогабаритных характеристик двигательных установок

По этой причине в данной статье рассматривается схема с двумя ЭНА, так как это позволяет регулировать расход и соотношение компонентов с помощью регулировки расхода насоса, то есть частотой вращения электродвигателей. Регулирование тяги ракетного двигателя необходимо для поддержания требуемого значения тяги при изменении условий работы двигательной установки и для изменения тяги с целью обеспечения заданного режима полета летательного аппарата [10]. С точки зрения глубокого дросселирования ЭНА имеет неоспоримое преимущество, так как для регулировки тяги и массового соотношения компонентов в ГГ-цикле необходимы дополнительные регуляторы на трубопроводах, что не нужно в ЭН-цикле.

Величина угловой скорости насоса горючего была снижена до 60000 с^-1 с 124400 c^-1 для подбора существующего электродвигателя.

4.2.1 Масса насосов.

Масса насосов определяется аналогично пункту 4.1.1 за исключением того, что в формуле для насоса горючего используется значение частоты вращения, соответствующей ему, так как насосы расположены на разных роторах.

4.2.2 Масса электродвигателей.

Масса двигателя находится путем определения удельной выходной механической мощности двигателя:

Где  – удельная выходная механическая мощность электродвигателя,  – выходная мощность электродвигателя.

В предположении, что механические потери между насосами и двигателем отсутствуют, масса двигателя определяется как:

Значения удельной выходной механической мощности были взяты из [11], соответствующих заданным частотам вращения и мощностям насосов, рассчитанных в пунктах 2 и 3 соответственно.

4.2.3 Масса инверторов.

Аналогичным образом определяется удельная выходная электрическая мощность инвертора:

Поскольку отношение механической выходной мощности двигателя к электрической выходной мощности преобразователя представляет собой КПД двигателя, масса преобразователя определяется как:

КПД электродвигателей были так же взяты из [11], а удельная выходная электрическая мощность инвертора, который является одинаковым для обоих моторов, из [12], который соответствует модели Phoenix ICE HV 80.

4.2.4 Масса батарейного блока (ББ).

В данной работе был взят литий-ионный аккумулятор, так как он обладает более высокой мощностью и плотностью энергии [13], что обеспечивает снижение массы батарейного блока, а также оптимальное значение времени разряда для первой ступени ракеты-носителя. Время разряда определяется принимаем равным времени работы двигателя.

Для оценки массы аккумуляторного блока существуют два фактора: плотность мощности и плотность энергии. Поэтому определение массы ББ будет произведено двумя способами, а затем выбрано наибольшее значение для создания нужного запаса по массе.

Требуемая электрическая мощность батарейного блока определяется как:

КПД инверторов были взяты из [12].

4.2.4.1 Определение массы ББ по плотности мощности.

Если ввести плотность мощности элемента батареи, то масса блока батарей, ограниченная по мощности, может быть представлена как:

Где  – конструктивный запас для учета массы необходимых компонентов БА,  – плотность мощности элемента батареи [12].

4.2.4.2 Определение массы ББ по плотности энергии.

Другим ограничением является плотность энергии. Практически доступная энергия является функцией времени разряда (т.е. времени горения). Требуемая электрическая энергия аккумуляторного блока выражается введением энергетической эффективности элемента батареи:

Где  – энергетическая эффективность элемента батареи, которая является функцией от времени разряда аккумулятора.

Масса батарейного блока с ограничением по энергии задается плотностью энергии батареи:

где  – плотность энергии ББ.

Таким образом масса батарейного блока:

4.2.5 Масса топливных баков и топлива.

Масса топливных баков и топлива рассчитывается аналогично пункту 4.1.4.

Наконец масса цикла с двумя ЭНА:

4. Результаты.

Ниже в таблице 2 представлены результаты расчета массы всех компонентов газогенераторного и электронасосного циклов, а также масса всей ракеты-носителя для сравнения.

Из таблицы 2 видно, что замена традиционного ТНА на ЭНА приводит к тому, что масса ракеты-носителя возрастает на 22,8 кг., что составляет 0,32% от начальной массы РН с газогенераторным циклом.

Несмотря на то, что масса увеличилась не значительно, с точки зрения оценки массы, электронасосный цикл все так же не рентабелен для использования в качестве основного насоса ЖРД.

Если рассматривать общую схему, как на рисунке 1, с одним электродвигателем, который питает оба насоса, то некоторые преимущества ЭНА перед ТНА обесцениваются.

Учитывая разницу в массе ракеты-носителя с ТНА и ЭНА есть смысл сравнить данную замену с точки зрения идеальной скорости полета:

Где индекс j определяет тип цикла, а   – массовое число ракеты.

Результаты сравнения идеальной скорости полета приведены в таблице 3.

Из таблицы 3 видно, что замена ТНА на ЭНА также уменьшает идеальную скорость полета ракеты-носителя, что в очередной раз показывает несовершенство электронасосного цикла.

1. Заключение.

В данном исследовании производилась оценка массы электронасосного цикла в сравнении с газогенераторным циклом. Была проведена оценка перспективности замены турбонасосного агрегата в двигателе LE-13 с земной тягой в 83,35 кН на электронасоный агрегат и сделаны следующие выводы:

- ЭНА в разы упрощает схему жидкостного ракетного двигателя, упрощает процесс запуска двигателя, а также позволяет регулировать расход и соотношение компонентов с помощью регулировки расхода насоса.

- Несмотря на упрощение схемы ЖРД замена ТНА на два ЭНА увеличивает массу всего двигателя на 0,32% от начальной массы РН с газогенераторным циклом, что ставит под вопрос рентабельность данного решения.

- Увеличение массы снижает идеальную скорость полета ракеты-носителя на 7,5%, что только доказывает несовершенство схемы с двумя ЭНА в сравнении с газогенераторным циклом.

Несмотря на все преимущества и недостатки, использование ЭН цикла в конечном итоге становится для конструктора проблемой компромисса. С одной стороны ЭНА упрощает схему ЖРД, а с другой увеличивает конечную массу. Однако, стоит отметить, что в сравнении с исследованиями, которые проводились до 2023, разница массы ГГ цикла и ЭН цикла уменьшается. Это доказывает, что технический прогресс в области электродвигателей и аккумуляторных технологий делает ЭН цикл достаточно привлекательной альтернативой для ракетных двигателей, установленных на сверхлегкие ракеты-носители благодаря своей простоте, что позволит экономить средства и снижать стоимость единицы полезной нагрузки.

Об авторах

Илья Павлович Матвеев

Автор, ответственный за переписку.
Email: ilyami200263@gmail.com
Россия

Артём Алексеевич Чижов

Email: tchizhov.aptemui@yandex.ru

Даниль Ильдарович Багаутдинов

Email: timberm4n.bagautdinov@yandex.ru

Дополнительные файлы