Raketový a vesmírny svet na križovatke: globálne trendy vyžadujú nižšie náklady a zvýšenú environmentálnu bezpečnosť vesmírnych služieb. Dizajnéri musia vymyslieť nové raketové motory na kvapalné palivo (LPRE) využívajúce ekologické palivá, ktoré nahradia drahý, energeticky veľmi náročný kvapalný vodík lacným skvapalneným zemným plynom (LNG) s obsahom metánu 90-98 percent. Toto palivo spolu s kvapalným kyslíkom umožňuje vytvárať nové vysoko účinné a lacné motory s maximálnym využitím už existujúcich prvkov v oblasti dizajnu, materiálu, technológie a výroby.
LNG nie je toxický a pri spaľovaní kyslíka sa tvoria vodné pary a oxid uhličitý. Na rozdiel od petroleja, ktorý sa v raketovej technike široko používa, úniky LNG sa rýchlo odparujú bez poškodenia životného prostredia.
Prve testy
Teplota vznietenia zemného plynu so vzduchom a dolná hranica jeho výbušnej koncentrácie sú vyššie ako teploty vodíkových a petrolejových pár, preto je v oblasti nízkych koncentrácií v porovnaní s inými uhľovodíkovými palivami menej výbušný.
Prevádzka LNG ako raketového paliva si spravidla nevyžaduje žiadne ďalšie opatrenia na predchádzanie požiaru a výbuchu, ktoré sa predtým nepoužívali.
Hustota LNG je šesťkrát väčšia ako hustota kvapalného vodíka, ale o polovicu menšia ako petrolej. Nižšia hustota vedie k zodpovedajúcemu zvýšeniu veľkosti nádrže na LNG v porovnaní s petrolejovou nádržou. Ak však vezmeme do úvahy vyšší pomer okysličovadla a spotreby paliva (je to približne 3,5: 1 pre palivo kvapalný kyslík (LC) + LNG a 2,7: 1 pre palivo ZhK + petrolej), celkový objem paliva ZhK + tankovaného LNG sa zvyšuje len o 20 percent. Pri zohľadnení účinku kryogénneho tvrdnutia materiálu, ako aj možnosti kombinácie dna nádrží LC a LNG bude hmotnosť palivových nádrží relatívne malá.
A nakoniec, výroba a preprava LNG je už dávno zvládnutá.
Konštrukčná kancelária chemického inžinierstva (KB Khimmash) pomenovaná po AM Isaevovi v Koroleove v Moskovskej oblasti začala pracovať (ako sa ukázalo, roky sa tiahnuce kvôli veľmi skromnému financovaniu) na vývoji paliva ZhK + LNG v roku 1994., keď boli uskutočnené štúdie návrhu a návrhu a bolo rozhodnuté vytvoriť nový motor pomocou schematického a štruktúrneho základu existujúceho kyslíkovo -vodíkového HPC1 s ťahom 7,5 tf, úspešne fungujúceho ako súčasť horného stupňa (kryogénna horná fáza) 12KRB indickej nosnej rakety GSLV MkI (geosynchrónne satelitné vypúšťacie vozidlo).
V roku 1996 sa uskutočnili testy autonómneho spaľovania plynového generátora využívajúceho ako súčasti paliva kvapalný kvapalný a zemný plyn, ktoré boli zamerané predovšetkým na kontrolu štartovacieho a stabilného režimu prevádzky - 13 zaradení potvrdilo prevádzkyschopnosť generátora plynu a poskytlo výsledky, ktoré boli použité pri vývoji generátorov regeneračného plynu pracujúcich na otvorených a uzavretých schémach.
V auguste až septembri 1997 vykonala kancelária Khimmash Design Bureau protipožiarne testy riadiacej jednotky motora KVD1 (tiež používajúceho namiesto vodíka zemný plyn), v ktorých bola skombinovaná komora vychýlená v dvoch rovinách pod uhlom ± 39,5 stupňa v jednoduchá konštrukcia (ťah - 200 kgf, tlak v komore - 40 kg / cm2), štartovacie a uzatváracie ventily, pyrotechnický zapaľovací systém a elektrické pohony - jedna štandardná riadiaca jednotka KVD1 absolvovala šesť štartov s celkovým prevádzkovým časom viac ako 450 sekúnd a komorou tlak v rozmedzí 42–36 kg / cm2. Výsledky testu potvrdili možnosť vytvorenia malej komory s využitím zemného plynu ako chladiacej kvapaliny.
V auguste 1997 začala spoločnosť KB Khimmash vypaľovať testy plnohodnotného motora s uzavretým okruhom s ťahom 7,5 tf na palivo ZhK + LNG. Základom výroby bol upravený motor KVD1 uzavretého okruhu s dodatočným spaľovaním plynu z generátora redukčného plynu a chladením komory palivom.
Štandardné oxidačné čerpadlo KVD1 bolo upravené: priemer obežného kolesa čerpadla bol zväčšený, aby bol zaistený požadovaný pomer hlavíc oxidačného činidla a palivového čerpadla. Opravilo sa tiež hydraulické vyladenie línií motora, aby sa zabezpečil vypočítaný pomer komponentov.
Použitie prototypu motora, ktorý predtým prešiel cyklom spaľovacích testov na LCD + kvapalné vodíkové palivo, poskytlo maximálne zníženie nákladov na výskum.
Testy za studena umožnili vypracovať spôsob prípravy motora a stojana na prácu za tepla z hľadiska zabezpečenia požadovaných parametrov LNG v skúšobných nádržiach, chladenia okysličovadla a palivových potrubí na teploty, ktoré zaručujú spoľahlivú prevádzku čerpadiel počas štartovacie obdobie a stabilný a stabilný štart motora.
Prvá požiarna skúška motora sa uskutočnila 22. augusta 1997 v stánku podniku, ktorý sa dnes nazýva Vedecké testovacie centrum raketového a vesmírneho priemyslu (SRC RCP). V praxi spoločnosti KB Khimmash boli tieto testy prvou skúsenosťou s používaním LNG ako paliva pre plnohodnotný motor s uzavretým okruhom.
Cieľom testu bolo dosiahnuť úspešný výsledok v dôsledku určitého zníženia parametrov a uľahčenia prevádzkových podmienok motora.
Riadenie dosiahnutia režimu a prevádzka v režime sa vykonávala pomocou regulátorov škrtiacej klapky a pomeru spotreby palivových komponentov pomocou algoritmov HPC1, pričom sa zohľadnila interakcia riadiacich kanálov.
Program prvej palebnej skúšky motora s uzavretým okruhom bol dokončený v plnom rozsahu. Motor bežal určený čas, k stavu materiálnej časti neboli žiadne pripomienky.
Výsledky testov potvrdili základnú možnosť použitia LNG ako paliva v jednotkách kyslíkovo-vodíkového motora.
Je veľa plynu - žiadny koks
Následne testy pokračovali s cieľom hlbšej štúdie procesov spojených s používaním LNG, kontroly prevádzky motorových jednotiek v širších aplikačných podmienkach a optimalizácie konštrukčných riešení.
Celkovo od roku 1997 do roku 2005 prebehlo päť spaľovacích skúšok dvoch kópií motora KVD1 prispôsobeného na používanie paliva ZhK + LNG v trvaní 17 až 60 sekúnd, pričom obsah metánu v LNG - od 89,3 do 99,5 percenta.
Výsledky týchto skúšok celkovo umožnili určiť základné princípy vývoja motora a jeho jednotiek pri použití paliva „ZhK + LNG“a v roku 2006 prejsť na ďalšiu fázu výskumu, ktorý zahŕňa vývoj, výrobu a testovanie motora C5.86. Spaľovacia komora, plynový generátor, turbočerpadlová jednotka a regulátory sú konštrukčne a parametricky vyrobené špeciálne na prevádzku s palivom ZhK + LNG.
Do roku 2009 boli vykonané dve požiarne skúšky motorov C5.86 s trvaním 68 a 60 sekúnd s obsahom metánu v LNG 97, 9 a 97,7 percenta.
Pozitívne výsledky sa dosiahli pri štartovaní a vypínaní motora na kvapalné palivo, pracujúcom v režimoch ustáleného stavu, pokiaľ ide o ťah a pomer zložiek paliva (v súlade s kontrolnými činnosťami). Ale jedna z hlavných úloh - experimentálne overenie absencie akumulácie tuhej fázy v chladiacej dráhe komory (koks) a v plynovej dráhe (sadze) s dostatočne dlhými zapnutiami - nebolo možné vykonať kvôli obmedzenému objemu lavicových tankov LNG (maximálna doba zapnutia bola 68 sekúnd). Preto bolo v roku 2010 prijaté rozhodnutie vybaviť stojan na vykonávanie streleckých skúšok s trvaním najmenej 1000 sekúnd.
Ako nové pracovisko bola skúšobná lavica NRC RCP použitá na testovanie kyslíkovo-vodíkových raketových motorov na kvapalné palivo, ktoré majú kapacity zodpovedajúceho objemu. Pri príprave na skúšku boli zohľadnené významné skúsenosti získané skôr počas siedmich požiarnych skúšok. V období od júna do septembra 2010 boli skúšobné systémy kvapalného vodíka prepracované na používanie LNG, na skúšobnú lavicu bol nainštalovaný motor C5.86 č. 2, komplexné skúšky systémov merania, riadenia, núdzovej ochrany a bola vykonaná regulácia pomeru spotreby paliva a tlaku v spaľovacej komore.
Stolné nádrže boli naplnené palivom z prepravnej nádrže tankovacieho tankera (objem - 56,4 m3 s tankovaním 16 ton) pomocou tankovacej jednotky LNG vrátane výmenníka tepla, filtrov, uzatváracích ventilov a meracích prístrojov. Po dokončení plnenia nádrží sa lavičkové linky na dodávku palivových komponentov do motora ochladili a naplnili.
Motor naštartoval a bežal normálne. Zmeny režimu prebehli v súlade s vplyvmi kontrolného systému. Od 1100 sekúnd sa teplota plynu generátora plynu neustále zvyšovala, v dôsledku čoho bolo prijaté rozhodnutie o zastavení motora. Vypnutie prebehlo na príkaz 1160 sekúnd bez akýchkoľvek poznámok. Dôvodom nárastu teploty bol únik výstupného potrubia chladiacej dráhy spaľovacej komory, ktorý vznikol počas testu - prasklina vo zvarovom šve upchatej procesnej dýzy inštalovanej na potrubí.
Analýza výsledkov vykonanej požiarnej skúšky umožnila dospieť k záveru:
- v procese prevádzky boli parametre motora stabilné v režimoch s rôznymi kombináciami pomeru spotreby palivových komponentov (2,42 až 1 - 3,03 až 1) a ťahu (6311 - 7340 kgf);
-potvrdil neprítomnosť útvarov v pevnej fáze v plynovej ceste a neprítomnosť koksových usadenín v kvapalinovej dráhe motora;
- boli získané potrebné experimentálne údaje na spresnenie metódy výpočtu chladenia spaľovacej komory pri použití LNG ako chladiča;
- bola študovaná dynamika výstupu chladiaceho kanála spaľovacej komory do ustáleného tepelného režimu;
-potvrdil správnosť technických riešení na zabezpečenie spustenia, riadenia, regulácie a ďalších vecí, pričom sa zohľadnia zvláštnosti LNG;
-vyvinutý C5.86 s ťahom 7,5 tf je možné použiť (samotný alebo v kombinácii) ako pohonný motor v sľubných horných stupňoch a horných stupňoch nosných rakiet;
- pozitívne výsledky spaľovacích skúšok potvrdili uskutočniteľnosť ďalších experimentov na vytvorenie motora poháňaného palivom ZhK + LNG.
Pri ďalšej požiarnej skúške v roku 2011 bol motor dvakrát zapnutý. Pred prvým vypnutím motor bežal 162 sekúnd. Pri druhom spustení, vykonanom s cieľom potvrdiť neprítomnosť tvorby pevnej fázy v plynovej dráhe a usadenín koksu v kvapalinovej dráhe, sa dosiahlo rekordné trvanie prevádzky motora tejto dimenzie s jediným štartom - 2007 sekúnd, ako aj možnosť škrtenia ťahu bola potvrdená. Test bol prerušený z dôvodu vyčerpania palivových komponentov. Celkový prevádzkový čas tejto inštancie motora bol 3389 sekúnd (štyri štarty). Vykonaná detekcia chýb potvrdila absenciu tvorby pevnej fázy a koksu v dráhach motora.
Súbor teoretických a experimentálnych prác s C5.86 č. 2 potvrdil:
- základná možnosť vytvorenia motora požadovaných rozmerov na palivovom páre komponentov „ZhK + LNG“s dodatočným spaľovaním redukčného generátorového plynu, ktorý zaisťuje zachovanie stabilných charakteristík a praktickú absenciu tuhej fázy v plynové cesty a usadeniny koksu v tekutých dráhach motora;
-možnosť viacnásobného naštartovania a vypnutia motora;
-možnosť dlhodobej prevádzky motora;
-správnosť prijatých technických riešení na zabezpečenie viacnásobného spustenia, riadenia, regulácie s prihliadnutím na vlastnosti LNG a núdzovú ochranu;
-Kapacita NIC RCP znamená dlhodobé testy.
V spolupráci s NRC RCP bola tiež vyvinutá technológia prepravy, tankovania a termostatovania veľkých hmôt LNG a boli vyvinuté technologické riešenia, ktoré sú prakticky použiteľné pre postup pre tankovanie leteckých produktov.
LNG - cesta k opakovane použiteľným letom
Vzhľadom na to, že komponenty a zostavy demonštračného motora C5.86 č. 2 z dôvodu obmedzeného financovania neboli dostatočne optimalizované, nebolo možné úplne vyriešiť niekoľko problémov vrátane:
objasnenie termofyzikálnych vlastností LNG ako chladiva;
získanie ďalších údajov na kontrolu konvergencie charakteristík hlavných jednotiek pri simulácii na vode a prevádzke na LNG;
experimentálne overenie možného vplyvu zloženia zemného plynu na charakteristiky hlavných jednotiek vrátane chladiacich dráh spaľovacej komory a plynového generátora;
stanovenie charakteristík raketových motorov na kvapalné palivo v širšom rozsahu zmien prevádzkových režimov a základných parametrov s jednoduchým aj viacnásobným štartom;
optimalizácia dynamických procesov pri štarte.
Na vyriešenie týchto problémov spoločnosť KB Khimmash vyrobila modernizovaný motor C5.86A č. 2A, ktorého jednotka turbočerpadla bola po prvýkrát vybavená štartovacou turbínou, modernizovanou hlavnou turbínou a palivovým čerpadlom. Bola aktualizovaná dráha chladenia spaľovacej komory a bola prepracovaná škrtiaca klapka pomeru paliva.
Požiarna skúška motora bola vykonaná 13. septembra 2013 (obsah metánu v LNG - 94,6%). Testovací program počítal s tromi spínačmi s celkovým trvaním 1 500 sekúnd (1300 + 100 + 100). Štart a prevádzka motora v režime pokračovali normálne, ale po 532 sekundách systém núdzovej ochrany vygeneroval príkaz na núdzové vypnutie. Príčinou nehody bolo vniknutie cudzích kovových častíc do dráhy toku čerpadla oxidátora.
Napriek nehode C5,86A č. 2A fungoval pomerne dlho. Prvýkrát bol spustený motor, určený na použitie ako súčasť raketového stupňa, ktorý si vyžaduje viacnásobné spustenie, podľa implementovanej schémy využívajúcej palubný nabíjateľný akumulátor tlaku. Pre daný ťahový režim bol získaný stabilný prevádzkový režim a maximum predtým realizovaného pomeru spotreby zložiek paliva. Boli určené možné rezervy na zvýšenie ťahu a zvýšenie pomeru spotreby palivových zložiek.
KB Khimmash teraz dokončuje výrobu novej kópie C5.86 na testovanie maximálneho možného zdroja z hľadiska prevádzkového času a počtu spustení. Mal by sa stať prototypom skutočného motora na palivo ZhK + LNG, ktorý dodá horným stupňom nosných rakiet novú kvalitu a vdýchne život opakovane použiteľným dopravným systémom. S ich pomocou bude priestor dostupný nielen pre výskumníkov a vynálezcov, ale možno aj pre cestovateľov.
