Palivo ze sporáku je pro raketové motory vysoce účinné
Raketový a vesmírný svět na křižovatce: globální trendy vyžadují nižší náklady a zvýšenou environmentální bezpečnost vesmírných služeb. Konstruktéři musí vymyslet nové raketové motory na kapalná paliva (LPRE) využívající ekologická paliva, která nahradí drahý, energeticky velmi náročný kapalný vodík levným zkapalněným zemním plynem (LNG) s obsahem metanu 90–98 procent. Toto palivo ve spojení s kapalným kyslíkem umožňuje vytvářet nové vysoce účinné a levné motory s maximálním využitím již existujících prvků v oblasti designu, materiálu, technologie a výroby.
LNG je netoxický a při spalování v kyslíku se tvoří vodní pára a oxid uhličitý. Na rozdíl od petroleje, který je v raketové technice široce používán, se úniky LNG rychle odpařují, aniž by poškozovaly životní prostředí.
První testy
Teplota vznícení zemního plynu se vzduchem a spodní mez jeho výbušné koncentrace jsou vyšší než teploty vodíkových a petrolejových par; proto je v oblasti nízkých koncentrací ve srovnání s jinými uhlovodíkovými palivy méně výbušný.
Provoz LNG jako raketového paliva obecně nevyžaduje žádná další opatření k prevenci požáru a výbuchu, která dosud nebyla použita.
Hustota LNG je šestkrát hustší než kapalný vodík, ale poloviční oproti petroleji. Nižší hustota vede k odpovídajícímu nárůstu velikosti nádrže na LNG ve srovnání s petrolejovou nádrží. S přihlédnutím k vyššímu poměru okysličovadla a spotřeby paliva (je to přibližně 3,5 ku 1 pro palivo kapalný kyslík (LC) + LNG a 2,7 ku 1 pro palivo ZhK + petrolej), celkový objem paliva ZhK + tankovaný LNG "se zvyšuje pouze o 20 procent. S přihlédnutím k účinku kryogenního tvrdnutí materiálu, jakož i možnosti kombinace dna nádrží LC a LNG, bude hmotnost palivových nádrží relativně malá."
A konečně, výroba a přeprava LNG je již dlouho zvládnuta.
Konstrukční kancelář chemického inženýrství (KB Khimmash) pojmenovaná po AM Isajevovi v Koroleově v Moskevské oblasti zahájila v roce 1994 (jak se ukázalo, natahující se roky kvůli velmi skromnému financování) na vývoji paliva ZhK + LNG, když byly provedeny studie návrhu a návrhu a bylo rozhodnuto vytvořit nový motor pomocí schematického a strukturálního základu stávajícího kyslíko -vodíkového HPC1 s tahem 7,5 tf, úspěšně provozovaného jako součást horního stupně (kryogenní horní stupeň) 12KRB indické nosné rakety GSLV MkI (Geosynchronous Satellite Launch Vehicle).
V roce 1996 byly provedeny testy autonomního spalování generátoru plynu využívajícího kapalné kapaliny a zemní plyn jako součásti paliva, které byly zaměřeny především na kontrolu spouštěcích a stabilních provozních režimů - 13 inkluzí potvrdilo provozuschopnost generátoru plynu a poskytlo výsledky, které byly použity při vývoji generátorů regeneračního plynu pracujících na otevřených a uzavřených schématech.
V srpnu až září 1997 provedla Khimmash Design Bureau protipožární testy řídicí jednotky motoru KVD1 (také s použitím zemního plynu místo vodíku), ve které byla komora vychýlená ve dvou rovinách pod úhlem ± 39,5 stupňů spojena do jednoduchá konstrukce (tah - 200 kgf, tlak v komoře - 40 kg / cm2), spouštěcí a uzavírací ventily, pyrotechnický zapalovací systém a elektrické pohony - jedna standardní řídicí jednotka KVD1 prošla šesti starty s celkovou dobou provozu více než 450 sekund a komorou tlak v rozmezí 42–36 kg / cm2. Výsledky testů potvrdily možnost vytvoření malé komory využívající jako chladivo zemní plyn.
V srpnu 1997 zahájila společnost KB Khimmash vypalovací zkoušky plně uzavřeného motoru s tahem 7,5 tf na palivo ZhK + LNG. Základem pro výrobu byl upravený motor KVD1 uzavřeného okruhu s dodatečným spalováním plynu generátoru redukčního plynu a chlazení komory palivem.
Standardní oxidační čerpadlo KVD1 bylo upraveno: průměr oběžného kola čerpadla byl zvětšen, aby byl zajištěn požadovaný poměr hlav oxidačního a palivového čerpadla. Rovněž bylo opraveno hydraulické vyladění vedení motoru, aby byl zajištěn vypočítaný poměr komponent.
Použití prototypu motoru, který předtím prošel cyklem testů vypalování na LCD + kapalné vodíkové palivo, poskytlo maximální snížení nákladů na výzkum.
Studené zkoušky umožnily vypracovat způsob přípravy motoru a stojanu na horkou práci z hlediska zajištění požadovaných parametrů LNG v stolních nádržích, chlazení okysličovadla a palivových potrubí na teploty, které zaručují spolehlivý provoz čerpadel během období rozběhu a stabilní a stabilní start motoru.
První požární zkouška motoru proběhla 22. srpna 1997 ve stánku podniku, který se dnes nazývá Vědecké testovací centrum raketového a kosmického průmyslu (SRC RCP). V praxi KB Khimmash byly tyto testy první zkušeností s používáním LNG jako paliva pro motor uzavřeného okruhu v plné velikosti.
Cílem testu bylo získat úspěšný výsledek díky určitému snížení parametrů a usnadnění provozních podmínek motoru.
Řízení dosažení režimu a provoz v režimu bylo provedeno pomocí ovladačů škrticí klapky a poměru spotřeby palivových složek pomocí algoritmů HPC1, přičemž byla zohledněna interakce řídicích kanálů.
Program první vypalovací zkoušky motoru s uzavřeným okruhem byl plně dokončen. Motor běžel po stanovenou dobu, ke stavu materiální části nebyly žádné připomínky.
Výsledky testů potvrdily základní možnost využití LNG jako paliva v jednotkách kyslíko-vodíkového motoru.
Je tu hodně plynu - žádný koks
Následně testy pokračovaly s cílem hlouběji studovat procesy spojené s používáním LNG, kontrolovat provoz motorových jednotek v širších aplikačních podmínkách a optimalizovat konstrukční řešení.
Celkem od roku 1997 do roku 2005 proběhlo pět vypalovacích testů dvou kopií motoru KVD1 přizpůsobeného pro použití paliva ZhK + LNG, trvajících 17 až 60 sekund, obsah metanu v LNG - od 89,3 do 99,5 procenta.
Celkově výsledky těchto testů umožnily určit základní principy vývoje motoru a jeho jednotek při použití paliva „ZhK + LNG“a v roce 2006 postoupit do další fáze výzkumu zahrnujícího vývoj, výrobu a testování motoru C5.86. Spalovací komora, generátor plynu, jednotka turbočerpadla a její regulátory jsou konstrukčně a parametricky vyrobeny speciálně pro provoz na palivo ZhK + LNG.
Do roku 2009 byly provedeny dvě požární zkoušky motorů C5.86 s trváním 68 a 60 sekund s obsahem metanu v LNG 97, 9 a 97, 7 procent.
Pozitivní výsledky byly získány při spouštění a zastavování motoru na kapalný pohon, pracujícím v ustáleném stavu, pokud jde o tah a poměr palivových složek (v souladu s řídicími činnostmi). Ale jeden z hlavních úkolů - experimentální ověření nepřítomnosti akumulace pevné fáze v chladicí dráze komory (koks) a v plynné dráze (saze) s dostatečně dlouhým zapínáním - nebylo možné provést kvůli omezenému objemu stolních tanků LNG (maximální doba zapnutí byla 68 sekund). Proto bylo v roce 2010 rozhodnuto vybavit stojan pro provádění palebných zkoušek v délce nejméně 1000 sekund.
Jako nové pracoviště byla k testování raketových motorů kyslík-vodík na kapalné palivo použita zkušební stolice NRC RCP, která má kapacity odpovídajícího objemu. Při přípravě na zkoušku byly vzaty v úvahu významné zkušenosti získané dříve během sedmi požárních zkoušek. V období od června do září 2010 byly zdokonaleny stolní systémy kapalného vodíku pro použití LNG, na lavici byl nainstalován motor C5.86 č. 2, komplexní testy měření, řízení, systémů nouzové ochrany a byla provedena regulace poměru spotřeby paliva a tlaku ve spalovací komoře.
Stolní nádrže byly naplněny palivem z přepravní nádrže tankovacího tankeru (objem - 56,4 m3 s tankováním 16 tun) pomocí tankovací jednotky LNG včetně výměníku tepla, filtrů, uzavíracích ventilů a měřicích přístrojů. Poté, co bylo plnění nádrží dokončeno, byly lavičky pro přívod palivových komponentů do motoru ochlazeny a naplněny.
Motor nastartoval a běžel normálně. Změny režimu proběhly v souladu s vlivy řídicího systému. Od 1100 sekund se teplota plynu generátoru plynu neustále zvyšovala, v důsledku čehož bylo rozhodnuto o zastavení motoru. Vypnutí proběhlo na povel v 1160 sekundách bez jakýchkoli poznámek. Důvodem nárůstu teploty byl únik výstupního potrubí chladicí dráhy spalovací komory, který vznikl během testu - prasklina ve svarovém švu ucpané procesní trysky instalované na sběrném potrubí.
Analýza výsledků provedené požární zkoušky umožnila dospět k závěru:
- v průběhu provozu byly parametry motoru stabilní v režimech s různými kombinacemi poměru spotřeby palivových složek (2,42 až 1 - 3,03 až 1) a tahu (6311 - 7340 kgf);
-potvrdil nepřítomnost útvarů v pevné fázi v plynné cestě a nepřítomnost usazenin koksu v kapalinové dráze motoru;
- byla získána potřebná experimentální data pro upřesnění metody výpočtu pro chlazení spalovací komory při použití LNG jako chladiče;
- byla studována dynamika výstupu chladicího kanálu spalovací komory do ustáleného tepelného režimu;
-potvrdil správnost technických řešení pro zajištění spouštění, řízení, regulace a dalších věcí s přihlédnutím ke zvláštnostem LNG;
-vyvinutý C5.86 s tahem 7,5 tf lze použít (samostatně nebo v kombinaci) jako pohonný motor ve slibných horních stupních a horních stupních nosných raket;
- pozitivní výsledky vypalovacích testů potvrdily proveditelnost dalších experimentů na vytvoření motoru poháněného palivem ZhK + LNG.
Při další požární zkoušce v roce 2011 byl motor dvakrát zapnutý. Před prvním vypnutím motor běžel 162 sekund. Při druhém spuštění provedeném za účelem potvrzení nepřítomnosti tvorby pevné fáze v plynové cestě a usazenin koksu v kapalinové cestě bylo dosaženo rekordní doby provozu motoru této dimenze s jediným spuštěním - 2007 sekund, stejně jako byla potvrzena možnost škrcení tahu. Test byl přerušen kvůli vyčerpání palivových součástí. Celková doba provozu této instance motoru byla 3389 sekund (čtyři spuštění). Provedená detekce vad potvrdila absenci tvorby pevné fáze a koksu v drahách motoru.
Soubor teoretických a experimentálních prací s C5.86 č. 2 potvrdil:
- zásadní možnost vytvoření motoru požadovaného rozměru na palivovém páru součástí „ZhK + LNG“s přídavným spalováním redukčního generátorového plynu, což zajišťuje zachování stabilních charakteristik a praktickou absenci pevné fáze v plynové cesty a usazeniny koksu v kapalných drahách motoru;
-možnost vícenásobného spuštění a zastavení motoru;
-možnost dlouhodobého provozu motoru;
-správnost přijatých technických řešení k zajištění vícenásobného spouštění, řízení, regulace s přihlédnutím k vlastnostem LNG a nouzové ochraně;
-Schopnosti NIC RCP znamenají dlouhodobé testy.
Také ve spolupráci s NRC RCP byla vyvinuta technologie pro přepravu, tankování a termostaci velkých hmot LNG a byla vyvinuta technologická řešení, která jsou prakticky použitelná pro postup tankování letových produktů.
LNG - cesta k opakovaně použitelným letům
Vzhledem k tomu, že součásti a sestavy demonstračního motoru C5.86 č. 2 z důvodu omezeného financování nebyly optimalizovány ve správném rozsahu, nebylo možné plně vyřešit řadu problémů, včetně:
objasnění termofyzikálních vlastností LNG jako chladiva;
získání dalších údajů pro kontrolu konvergence charakteristik hlavních jednotek při simulaci na vodě a provozu na LNG;
experimentální ověření možného vlivu složení zemního plynu na vlastnosti hlavních bloků, včetně chladicích drah spalovací komory a plynového generátoru;
stanovení charakteristik raketových motorů na kapalná paliva v širším rozsahu změn v provozních režimech a základních parametrech s jednoduchým i vícenásobným startem;
optimalizace dynamických procesů při spuštění.
K vyřešení těchto problémů vyrobila společnost KB Khimmash modernizovaný motor C5.86A č. 2A, jehož jednotka turbočerpadla byla poprvé vybavena startovací turbínou, modernizovanou hlavní turbínou a palivovým čerpadlem. Byla modernizována chladicí dráha spalovací komory a přepracována jehla škrticí klapky s poměrem paliva.
13. září 2013 byla provedena požární zkouška motoru (obsah metanu v LNG - 94,6%). Testovací program počítal se třemi přepínači s celkovou dobou trvání 1500 sekund (1300 + 100 + 100). Start a provoz motoru v režimu probíhal normálně, ale po 532 sekundách systém nouzové ochrany vygeneroval příkaz nouzového vypnutí. Příčinou nehody bylo vniknutí cizích kovových částic do dráhy toku okysličovacího čerpadla.
Navzdory nehodě C5.86A č. 2A fungoval poměrně dlouho. Poprvé byl spuštěn motor, určený k použití jako součást raketového stupně, který vyžaduje vícenásobné spuštění, podle implementovaného schématu pomocí palubního dobíjecího tlakového akumulátoru. Pro daný tahový režim byl získán stabilní provozní režim a maximum dříve realizovaného poměru spotřeby palivových složek. Byly stanoveny možné rezervy pro zvýšení tahu a zvýšení poměru spotřeby palivových složek.
Nyní KB Khimmash dokončuje výrobu nové kopie C5.86 pro testování maximálního možného zdroje z hlediska provozní doby a počtu spuštění. Měl by se stát prototypem skutečného motoru na palivo ZhK + LNG, který dodá horním stupňům nosných raket novou kvalitu a vdechne život opakovaně použitelným dopravním systémům. S jejich pomocí bude prostor k dispozici nejen pro výzkumníky a vynálezce, ale možná i pro cestovatele.
