автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Повышение эффективности системы подачи топлива кислородно-метанового ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газа

На правах рукописи

Мирошкин Вячеслав Васильевич

ПОВЫШЕНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ СИСТЕМЫ ПОДАЧИ ТОПЛИВА КИСЛОРОДНО-МЕТАНОВОГО ЖРД С ДОЖИГАНИЕМ ВОССТАНОВИТЕЛЬНОГО ГЕНЕРАТОРНОГО ГАЗА

Специальность 05.07.05 "Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов"

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Москва - 2005

Работа выполнена в ОАО НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко

Научный руководитель - кандидат технических наук

Клепиков И.А.

Научный консультант - доктор технических наук

Вахниченко В.В.

Официальные оппоненты: доктор технических наук, профессор

Шейпак A.C.

кандидат технических наук

Архангельский В.И.

Ведущая организация: ФГУП ЦНИИМАШ

Защита состоится 2006 г. в часов на заседании

диссертационного со в ета /^Г •009.0/в ОАО НПО Энергомаш по адресу: 141401, Московская область, г. Химки, ул. Бурденко., д. 1.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ОАО НПО Энергомаш.

Отзывы на автореферат в двух экземплярах, заверенные печатью учреждения, просим направлять по адресу: 141401, Московская область, г.Химки, ул. Бурденко, д. 1, ОАО НПО Энергомаш имени академика В.П.Глушко, Ученому секретарю диссертационного совета.

/ко?

Автореферат разослан / , О* / 2006 года

Ученый секретарь диссертационного совета /СЛ^А7У Г.Л.Лиознов

Л&Р6Й-

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Дальнейшее развитие ракетной техники и жидкостных ракетных двигателей связано со снижением затрат на выведение полезных нагрузок в космос и повышением безопасности полетов.

Для этого предлагается переход к многоразовым средствам выведения (СВ), в том числе с возвращаемой первой ступенью с двигательной установкой, допускающей резервирование (отказ одного двигателя не должен приводить к срыву программы полета).

Разработка ЖРД на экологически чистых компонентах топлива: метан (сжиженный природный газ) в паре с жидким кислородом отвечает тенденциям развития современных ракет-носителей:

- использование в двигателе двух криогенных компонентов во многом способствует решению задач по многоразовому использованию двигателя, так как после выключения кислородно-метанового ЖРД остатки топлива быстро испаряются из его магистралей.

- возможность реализации на данных компонентах топлива схем ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газа позволяет повысить надежность конструкции ракет-носителей: последствия от неисправностей в газовом тракте с избытком метана от генератора до камеры развиваются значительно медленнее, чем в газовом тракте с избытком кислорода, что облегчает задачу системы аварийной защиты (САЗ) вовремя отключить отказавший двигатель.

Исследования метановых ЖРД начались в США в 70-е годы, в Японии около 20 лет назад как возможность модернизации ракеты Н-И, а в настоящее время в рамках модернизации ракеты 1-1 проведены огневые испытания метанового ЖРД второй ступени ракеты.

В рамках совершенствования Европейских ракет-носителей Ариан 5 рассматривается переход на ускорители, работающие на топливе "кислород -сжиженный природный газ (СПГ)". Показано, что применение многоразовых метановых ЖРД на первой возвращаемой ступени ракетоносителя позволяет существенно снизить стоимость вывода полезной нагрузки. Ведется экспериментальная программа по демонстраторам многоразовых СВ, работающих на метановом топливе. Работа по метановым ЖРД ведется в кооперации с российской стороной.

С 1981 г. в НПО Энергомаш ведутся расчетно-проектные исследования метановых ЖРД, получившие поддержку головных институтов отрасли. Рассмотрены различные варианты схем ЖРД: с дожиганием и без дожигания, безгенераторные и т.д. В результате было предложено в качестве основы концепции многоразового маршевого ЖРД для перспективных СВ ориентироваться на разработку однокамерного ЖРД тягой -200 тс на топливе "жидкий кислород - сжиженный природный газ", по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа, с использованием камеры прототипа РД-170 с возможностью форсирования до +25% (резерв тяги).

РОС. НАЦИОНАЛЬНАЯ

Возможность создания такого двигателя обоснована успешно проведенными в 1997-2005 гг. 5-ю огневыми испытаниями двигателя КБХМ им. А.М.Исаева тягой 7,5 тс с дожиганием восстановительного турбогаза на топливе "жидкий кислород - метан" и испытаниями в КБХА двигателя РД0110МД.

Многоразовое использование ЖРД требуют от двигателя высоких энергетических характеристик при высокой надежности конструкции ЖРД. Предусмотренное форсирование по тяге на 25% еще более ужесточает требования к повышению надежности и увеличению ресурса работы двигателя.

Одним из важнейших элементов ЖРД, определяющих надежность и ресурс работы двигателя, является система подачи компонентов топлива. И наиболее критичным элементом этой системы является турбина турбонасосного агрегата (ТНА). Температурные нагрузки на рабочее колесо турбины, приводящие к пластическому деформированию конструкции, вносят существенный вклад в напряженно-деформированное состояние внутренних элементов конструкции ТНА. Именно поэтому конструкторские решения, направленные на понижение температуры генераторного газа на входе в турбину, считаются наиболее эффективными при решении задачи по повышению надежности и ресурса ЖРД.

Среди основных горючих, предложенных для перспективных ЖРД метан обладает уникальным свойством: в отличие от керосина метан, нагретый в тракте регенеративного охлаждения камеры, можно использовать в качестве рабочего тела турбины в системе подачи компонентов топлива; в отличие от водорода метан, после срабатывания на турбине можно подавать на вход в насос. Более того, его можно охладить кислородом в теплообменнике перед поступлением в насос.

Известны примеры использования тепловой энергии, полученной охладителем - рабочим телом турбины в тракте охлаждения камеры, для получения механической работы турбины. Водород, нагретый в тракте охлаждения камеры двигателя КВД1, используется для привода турбины бустера горючего, а в двигателе RL-10 разработки Pratt&Whitney турбина, работающая на водороде из тракте охлаждения камеры, используется для привода насосов компонентов топлива.

Отсюда появляются новые схемные решения системы подачи компонентов топлива метанового ЖРД, которые могут быть предложены в целях понижения температуры генераторного газа на входе в турбину. Первое из решений -использование нагретого в тракте охлаждения камеры метана в качестве рабочего тела турбины метанового бустерного турбонасосного агрегата (БТНА). При этом метан после срабатывания на турбине подается на вход метанового насоса ТНА. К числу вопросов реализации этой схемы привода относятся:

- определение эффективности предложенной схемы;

- определение оптимального температурного диапазона для рабочего тела турбины метанового БТНА и возможности реализации такой температуры при охлаждении камеры ЖРД.

На турбину БТНА поступает только часть расхода метана (около 10%) от всего расхода на охлаждение камеры. Отсюда другое новое схемное решение -

2

использование "комбинированной" схемы системы подачи топлива: схемы с дожиганием генераторного газа и замкнутым контуром привода дополнительной турбины ТНА, работающей на полном расходе метана нагретого в охлаждающем тракте камеры. Отработавший на турбине метан перед поступлением на вход в насос может охлаждаться кислородом в теплообменнике. В такой комбинированной схеме для получения механической работы используется как энергия продуктов сгорания в газогенераторе, так и тепловая энергия, полученная метаном в тракте регенеративного охлаждения. К числу вопросов реализации этой схемы привода относятся:

- определение эффективности комбинированной схемы;

- определение эффективности использования кислородного теплообменника;

- выработка рекомендаций по выбору основных параметров замкнутого контура;

- предложение конструктивных вариантов схемы, таких, как расположение турбины, работающей на генераторном газе и дополнительной турбины, работающей на метане из охлаждающего тракта камеры на разных валах.

Актуальность темы диссертационной работы обусловлена необходимостью повышения надежности конструкции ракет-носителей и снижения удельной стоимости вывода полезных грузов в космос.

Снижение стоимости может быть достигнуто путем создания средств выведения многоразового полетного использования и применением дешевого топлива. Сжиженный природный газ (метан) - самое дешевое горючее из известных.

Цель настоящей работы - повышение надежности, увеличение ресурса работы и обеспечение более высокого уровня форсирования по тяге кислородно-метанового двигателя, предложенного в качестве базового ЖРД для перспективных средств выведения, путем снижения температурных нагрузок на рабочее колесо турбины ТНА, работающей на восстановительном турбогазе, за счет работы дополнительной турбины, работающей на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения камеры.

Задачи работы - дополнить задел проектных решений по кислородно-метановому двигателю, направленных на разгрузку турбины, работающей на восстановительном турбогазе, за счет работы турбины, работающей на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения, не противоречащих основным требованиям к ЖРД для перспективных СВ. Определить эффективность этих предложений. Для выполнения этого необходимо:

1. Рассмотреть основные требования к ЖРД для перспективных СВ, на основании которых была предложена концепция базового ЖРД тягой -200 тс на топливе "жидкий кислород-СПГ", с дожиганием восстановительного турбогаза.

2. Рассмотреть варианты решений по усовершенствованию базовой схемы кислородно-метанового ЖРД, направленные на разгрузку турбины, работающей на восстановительном турбогазе, за счет работы дополнительной турбины, работающей на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения.

3. Разработать методику для определения параметров ЖРД, при которых эффективность применения дополнительной метановой турбины максимальна.

4. На основании выбранных оптимальных параметров определить: на сколько можно разгрузить основную турбину ТНА таким способом.

5. Выявить основные ключевые проблемы, связанные с реализацией данных схемных решений.

Объект исследования - класс ЖРД тягой -200 тс на топливе "жидкий кислород - метан (СПГ)", с дожиганием восстановительного турбогаза, дополнительно имеющий в своем составе турбину, работающую на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения камеры.

Методология исследования. При разработке методик, позволяющих найти параметры ЖРД, определяющие оптимальную работу метановой турбины, положены концепции и методики, разработанные с участием автора при исследованиях кислородно-керосиновых ЖРД с замкнутым автономным аммиачным (пароводяным) контуром в системе подачи.

Остальные параметры ЖРД различных схем определялись по общепринятой методике, на основании полного комплекса расчетов:

-термодинамических процессов в камере и газогенераторе;

-газодинамических процессов в камере с учетом реальных коэффициентов потерь, для чего использовались существующие геометрические контуры камеры и основные энергетические параметры;

- температур в охлаждающем тракте;

- кпд насосов и турбин и гидросопротивлений элементов схем;

- возможных рк на основании баланса мощностей насосов и турбин на валу ТНА;

- параметров режимов работы двигателя с учетом дросселирования и форсирования при различных соотношениях расходов компонентов в камере;

Для уточнения перепадов на регулирующих органах ЖРД проводились расчеты отклонений параметров двигателя из-за разброса внутренних характеристик агрегатов (кпд турбин и насосов, гидросопротивлений, напорных характеристик насосов и т.д.) и внешних факторов (температур и давлений компонентов на входе в двигатель);

Достоверность полученных результатов базируется на применении освоенных в отрасли методик расчетов, подтвержденных многочисленными экспериментальными данными.

Научная новизна работы.

1. Впервые предлагаются схемы использования метана, нагретого в тракте охлаждения камеры, для привода турбины бустерного насосного агрегата горючего и привода дополнительной турбины основного ТНА, обеспечивающие снижение температурных нагрузок на турбину ТНА, работающую на восстановительном генераторном газе.

2. Впервые проведён расчетный анализ эффективности указанных схем..

3. Разработана методика определения параметров ЖРД, определяющих оптимальную работу замкнутого контура привода метановой турбины.

Практическая значимость результатов исследования.

Полученные результаты могут использоваться при разработке кислородно-метановых ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газа.

Предложенная методика определения оптимальных параметров данного ЖРД, использующего в системе подачи топлива тепловую энергию, полученную метаном в тракте регенеративного охлаждения камеры, применима и для метановых ЖРД иных схем с различной тягой и направлена на повышение качества проектных работ, снижение стоимости разработок метановых ЖРД.

Использование результатов работы (внедрение).

Результаты исследований по метановым ЖРД, изложенные в диссертации, использованы в отчетах НПО Энергомаш и в Евро-Российском проекте "Волга".

Апробации, публикации. По теме диссертации имеются 16 научных публикаций (статьи, доклады, патенты), в том числе 4 в изданиях, рекомендованных ВАК. Основные результаты работы, представленные в диссертации, докладывались и обсуждались на Российской межотраслевой научно-технической конференции "Ракетно-космические двигатели" (Москва, МГТУ им. Баумана, 2005 г.), отраслевой научно-технической конференции (г.Химки, НПО Энергомаш, 2001 г.) и опубликованы в тезисах и докладах упомянутых конференций.

Результаты работ, представленных в диссертации, защищены 9-ю авторскими свидетельствами и патентами на изобретения.

Личный вклад автора

- разработка предложений по разгрузке турбины ТНА кислородно-метановых ЖРД;

- разработка методик определения параметров ЖРД, определяющих оптимальную работу замкнутого контура привода метановой турбины;

- исследование предложенных схем ЖРД и обоснование перспективности путей разгрузки ТНА многоразового ЖРД;

Структура и объем работы. Диссертационная работа состоит из "Введения", 3-х глав, "Выводов" и списка литературы. Диссертация изложена на 118 страницах, содержит 31 рисунок, 8 таблиц и библиографию из 63 наименований.

Автор выносит на защиту:

1. Предложение о приводе насоса бустерного турбонасосного агрегата метановых ЖРД турбиной, работающей на метане, нагретом в тракте охлаждения камеры с подачей отработанного на турбине метана на вход в основной насос.

2. Предложение об использовании дополнительной турбины, работающей на метане, нагретом в тракте охлаждения камеры, с охлаждением кислородом и подачей отработанного на турбине метана на вход в основной насос, для разгрузки основной турбины ТНА.

3. Схему ТНА с расположением метановой турбины вместе со вторыми ступенями насосов на отдельном валу, для обеспечения высоких характеристик ТНА.

4. Обоснование энергетической эффективности предложенных схемных решений.

5. Методику определения параметров ЖРД, определяющих оптимальную работу замкнутого контура привода метановой турбины..

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во ВВЕДЕНИИ к диссертации сформулирована тема, обоснована ее актуальность, поставлены конечные цели и задачи исследования, дается общая характеристика работы.

В ГЛАВЕ 1 рассмотрены основные требования к ЖРД перспективных СВ, концепция базового ЖРД многоразового использования - ЖРД тягой -200 тс на топливе "жидкий кислород - сжиженный природный газ (метан)", с дожиганием восстановительного турбогаза. Параметры данного ЖРД использованы в качестве исходной предпосылки исследования путей снижения температуры турбогаза без снижения энергетических характеристик.

Дается оценка свойств метана - горючего ракетного топлива:

• экологической чистоты (нетоксичности);

• низкой стоимости, наличия сырьевой базы, возможности производства, использование в других отраслях;

• эффективности кислородно-метанового топлива;

• свойств, влияющих на схемные и технические решения по ЖРД и СВ.

Обращено внимание на свойства, которые могут быть полезны для достижения поставленной цели - повышение эффективности системы подачи ЖРД.

Интерес разработчиков СВ не связан только с эффективностью метанового топлива, которая занимает промежуточное положение между керосином и водородом: как было показано ещё В.П.Глушко и одноступенчатые ракеты и первые ступени ракет-носителей, работающие на метане (и водороде) из-за низкой плотности уступают своим аналогам, работающим на керосине. А для верхних ступеней, когда увеличение габаритов ракеты из-за низкой плотности топлива незначительно, так как сами габариты этих ступеней малы, и доминирующим фактором, определяющим эффективность топлива, становится удельный импульс двигателя, кислородно-метановые ЖРД уступают кислородно-водородным ЖРД (-100 с).

Этот интерес связан с возможность реализации на кислородно-метановом топливе схем ЖРД с восстановительным газогенератором. Реализация этих схем способствует созданию системы безопасности СВ, сопряженной с системой управления и включающей в свой состав систему управления двигателем, систему диагностики основных параметров ЖРД в полете и эффективную систему аварийной защиты ЖРД, обеспечивающую локализацию и преодоление нештатных ситуаций.

Повышается надежность работы самого газового тракта и упрощается изготовление узлов и агрегатов вдоль этого тракта, так как отсутствие агрессивной кислородной среды упрощает технологию изготовления конструкций (применение различных покрытий, жесткий контроль за

6

образованием и развитием трещин, исключения попадания алюминиевых частиц определенного размера, которые могут вызвать возгорание тракта и т.д.).

Неисправности в газовом тракте с избытком метана развиваются значительно медленнее, чем в газовом тракте с избытком кислорода, не приводят к немедленному разрушению и самого этого тракта и не причиняют вреда конструкции соседних двигателей, которые должны обладать резервом по тяге и форсироваться на величину, компенсирующую потерю отказавшего двигателя.

Резервирования по тяге требует высоких давлений в камере рк. Потребность в высоких рк обусловлена и применением таких ЖРД преимущественно на нижних ступенях РН, где возможности повышения уд. импульса за счет понижения давления на срезе сопла ограничены.

Проводится сравнение параметров метановых ЖРД с дожиганием окислительного и восстановительного турбогаза а также без дожигания с учетом 25% форсирования по тяге и работы на режиме 40% от номинала.

Основные ограничения - непревышение (на всех режимах работы ЖРД с учетом разбросов характеристик узлов, агрегатов и условий на входе) температуры в турбогаза Тгг (900 К для схемы с дожиганием окислительного турбогаза, 1100 К - с дожиганием восстановительного турбогаза, 1050 К для двигателя без дожигания) и давления в тракте охлаждения камеры 500 кгс/см2.

Подчеркиваются хорошие характеристики схемы с дожиганием восстановительного турбогаза (рис. 1).

- 1-ая и 2-ая ступени насоса окислителя; 4, 5 - 1-ая и 2-ая ступени насоса горючего; 6, 7 - БТНА окислителя и горючего; 8-камера; 9-шайба; 10-газогенератор; 11-регулятор; 12-дроссель.

В рассматриваемой схеме ЖРД камера (8) имеет регенеративное охлаждение горючим, с использованием для этого 25-30% от всего расхода метана через двигатель. Камера снабжена двумя поясами завесного охлаждения питаемыми от 1-ой ступени метанового насоса.

Параметры ЖРД приведены в табл. 1.

Таблица 1

Параметры двигателя с дожиганием восстановительного турбогаза

Параметр Режим работы

Номи- Форсиро- Дроссели-

нальный ванный рованный

Камера

Давление в камере, кгс/см2 228,4 285,5 91,36

Соотношение компонентов 3,5 3,5 3,5

Расход через тракт охлаждения, кг/с 38,9 52,2 16,5

Перепад на тракте охлаждения, кгс/см2 35,5 50 19,2

Удельный импульс пустотный/земной ,с 353/326 355/333 349/282

1ая ступень насоса окислителя

Давление на выходе, кгс/см2 346 460 141

Массовый расход, кг/с 533,5 658,4 228,3

Мощность, МВт 19,755 32,38 3,98

2-ая ступень насоса окислителя

Давление на выходе, кгс/см2 622 789 255

Массовый расход, кг/с 49,5 72,5 12,5

Мощность, МВт 2,07 3,78 0,3

1-я ступень насоса горючего

Давление на выходе, кгс/см2 330 438 136

Массовый расход, кг/с 158,6 195,3 69,4

Мощность, МВт 15,3 25,1 2,9

2-ая ступень насоса горючего

Давление на выходе, кгс/см 522 717 167

Массовый расход, кг/с 133,3 165,4 54,2

Мощность, МВт 12,57 21,28 1,9

Газогенератор

Давление, кгс/см2 494 677 159

Температура газа, К 936 1037 730

Массовый расход, кг/с 169,2 219,5 62,4

Соотношение компонентов 0,419 0,498 0,251

Газовая постоянная продуктов сгорания 56,76 57,28 55,55

Я, кгс м/(кг-К)

Турбина

Степень расширения газа на турбине лт 2,007 2,17 1,66

Коэффициент реальности газа 1,133 1,172 1,02

Мощность, МВт 49,68 82,55 9,08

ЖРД с дожиганием восстановительного турбогаза хорошо форсируется (рост температуры генераторного газа при форсировании 10%, в 2 раза меньше, чем в схеме с дожиганием окислительного газа), т.к. расход кислорода -компонента, поступающего в газогенератор, велик и составляет 40-50% от расхода метана. Увеличение расхода турбогаза из-за роста к1Г с 0,40 до 0,5 при форсировании существенно.

Отмечен недостаток ЖРД без дожигания - пониженный удельный импульс. При форсировании удельный импульс такого двигателя падает.

Т.е. ЖРД с дожиганием восстановительного турбогаза наиболее полным образом отвечает требованиям к перспективным ЖРД.

Подчеркнуты хорошие охлаждающие свойства метана. Для сравнения охлаждающих свойств метана, керосина и водорода определяются для каждого хладагента потребные расходы и перепады на тракте охлаждения камеры.

В случае двигателя тягой -200 тс и рк~250 кгс/см2 при давлении на входе в тракт охлаждения камеры около 400 кгс/см2 хладоресурс метанового топлива в 3-4 раза больше хладоресурса керосинового топлива.

На основании сравнения значений комплекса теплофизических свойств К' в диапазоне температур, реализующихся в тракте охлаждения, показано, что в случае охлаждения метаном гидравлическое сопротивлении тракта в - 5 раз меньше гидравлических потерь в тракте чем при охлаждении керосином. Правильность приведенных оценок подтверждается конкретными расчетами охлаждения камеры двигателя РД-170.

Обращено внимание, что при температурах метана, реализующихся в тракте регенеративного охлаждении камеры, разложение метана и коксообразование отсутствует и метан, как криогенное горючее, можно использовать в качестве рабочего тела турбины в системе подачи топлива.

В ГЛАВЕ 2 исследуются пути повышения эффективности системы подачи топлива ЖРД с дожиганием восстановительного турбогаза: газовый привод метанового БТНА и переход на схему охлаждения камеры без щелевых завес.

С целью увеличения расхода турбогаза и упрощения конструкции камеры рассмотрены схемы охлаждения камеры без щелевых завес. Выбрана оптимальная. Расход через турбину увеличился на 9%. Однако, увеличение напора (из-за дополнительных гидравлических потерь в тракте охлаждения) и уменьшение плотности метана во 2-ой ступени насоса привело к росту мощности ступени на 32%. В итоге температура газа на входе в турбину осталась на прежнем уровне (уменьшилась на 6°).

Далее рассматривается замена гидротурбины метанового БТНА (рис. 1) на газовую турбину, приводимую нагретым метаном из охлаждающего тракта камеры. После срабатывания на турбине метан подается на вход в насос (рис. 2).

Метан подается в тракт охлаждения камеры первой ступенью насоса горючего. Часть подогретого в тракте метана поступает на вход турбины БТНА при давлением около 300 кгс/см2 и срабатывается до 17 кгс/см2 - давления, необходимого для бескавитационной работы основного насоса горючего.

Рис. 2. Схема привода метанового БТНА

кислородно-метанового ЖРД со сбросом метана на вход в основной насос: 1 -метановый БТНА; 2 - тракт охлаждения камеры; 3 -первая ступень метанового насоса (подача компонента в тракт охлаждения камеры); 4 - вторая ступень метанового насоса (подача компонента в газогенератор); 5 - шайба

Оставшаяся часть смешивается с холодным метаном, идущим в обход тракта охлаждения, и подается второй ступенью насоса горючего в газогенератор. Шайба обеспечивает необходимый расход для охлаждения камеры.

Процесс с подогревом метана в тракте охлаждения, срабатыванием метана на турбине БТНА, снижением его температуры и конденсацией при смешении с холодным метаном, поступающим на вход в двигатель, соответствует циклу Ренкина. Давление и температура метана на входе в насос БТНА соответственно равны 3 кгс/см2 и 111 К.

Исследование проводилось в широком диапазоне температур метанового рабочего тела на входе в турбину БТНА (Тот). Из рис.3 видно, что до 7от «200 К адиабатная работа ¿ад на турбине меняется мало, что обусловлено слабым уменьшением плотности метана в турбине. При больших температурах метан ведет себя как газ, и адиабатная работа растет пропорционально Тот.

'ад, КДЖ/КГ

1250 1000 750 500 250

/йт,кг/с

V

; \ /ИТ ¿ад

20 15

10 5

100 200 300 400 500 600 700 800 900 Тот, К

Рис. 3. Зависимость адиабатной работы и расхода метана через турбину БТНА от температуры метана на входе

Здесь же приведена зависимость величины расхода метана через турбину (щ), необходимого для привода БТНА, от параметра Тот. с учетом падения кпд турбины от 0,32 до 0,17 в рассматриваемом диапазоне Тот (рассчитано по методикам, принятым в НПО Энергомаш).

По энтальпиям метана на выходе из бустерного насоса и турбины БТНА и соответствующим расходам определялась энтальпия и температура метана Так н на входе в насос горючего. Определялась плотность метана р в первой ступени насоса горючего и мощность /Ух этой ступени метанового насоса (рис. 4). р, кг/м3

100 200 300 400 500 600 700 800 900 Тот, К

Рис. 4. Зависимость плотности метана в первой ступени насоса горючего и мощности ступени от температуры метана на входе в турбину БТНА

Начиная с температуры Тот «200 К мощность первой ступени насоса горючего резко падает, в районе Тот «400 К падение прекращается, а начиная с Тт -600 К из-за уменьшения плотности метана мощность медленно растет. Мощность второй ступени насоса горючего остается практически неизменной.

Кривая зависимости температуры генераторного газа для турбины ТНА изменяется подобно кривой для мощности 1 -ой ступени насоса горючего (рис.5).

910 ......... ......... .........I.........1....1

100 300 500 700 900 Гот, К

Рис. 5. Зависимость температуры генераторного газа от температуры метана на входе в турбину БТНА

Наименьшее значение Т„ соответствует диапазону 400 < Тот< 900 К. В него укладывается температура 420 К, до которой нагревается метан в тракте

11

охлаждения камеры (табл. 1). Этой же температуре соответствует минимальное значение 7"вх и для метанового БТНА с газовой турбиной. Данное обстоятельство является благоприятным для бескавитационной работы насоса горючего.

Определены характеристики газовой турбины БТНА, её габариты и масса. Проведен расчет параметров ЖРД с такой турбиной БТНА. Снижение температуры генераторного газа на номинальном режиме и форсировании по сравнению с базовым вариантом (рис.1) составляет около 20 градусов.

Таким образом установлено следующее:

1. Показана возможность использования тепловой энергии, полученной метаном в тракте охлаждения камеры, для привода метанового БТНА.

2. При соблюдении исходных условий замена гидротурбины метанового БТНА на газовую турбину, приводимую нагретым метаном из охлаждающего тракта камеры, обеспечивает то же давление в камере при меньшей на 18 градусов температуре генераторного газа при уровне температуры - 900 К.

3. Температура метана около 420 К, достигаемая в тракте охлаждения камеры, соответствует оптимальному температурному диапазону (400^-900 К) для рабочего тела турбины метанового БТНА.

В ГЛАВЕ 3 в качестве пути дальнейшего совершенствования системы подачи топлива рассмотрена турбина, являющаяся дополнительным приводом для насосов и работающая на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения камеры. При этом метан после турбины охлаждается кислородом, поступающим затем в камеру, и сбрасывается на вход в основной насос (рис. 6).

компонента в тракт охлаждения камеры; 2-ой ступенью компонент подается в газогенератор); 2 - тракт регенеративного охлаждения камеры; 3 - дополнительная турбина ТНА; 4 - теплообменник

Изменение термодинамического состояния метана в процессе привода турбины (3) приведено на диаграмме (рис. 7) в координатах "энтальпия - давление". Цифры на диаграмме соответствуют точкам рабочего тракта ЖРД: 0 - вход в насос метана; 1- выход из 1-ой ступени насоса метана (вход в тракт охлаждения камеры); 2 - вход в турбину; 3 - выход их турбины (вход в теплообменник).

12

1000 I, кДж/кг

Рис. 7. Изменение термодинамического состояния метана

Данный процесс с подводом тепла в тракте охлаждения камеры, срабатыванием энергии метана на турбине, его охлаждением соответствует циклу Ренкина. Тепловая мощность Q, вырабатываемая трактом охлаждения, определяется изменением энтальпии от т. 1 (¡вых н) до т.2 (/от) и расходом метана через тракт т '■

'вых н ^ ОТох ^'тракг

0 = т •(/

^ ОХ 4 О'

Располагаемая мощность турбины соответствует изменению состояния процесса от точки 2 (гот) до точки 3 (энтальпия /2т):

N=¡71 (г -к )-т Ы ,

т ох4 от 2т' ох т'

На подачу в тракт охлаждения расхода метана т затрачивается мощность, соответствующая изменению энтальпии от т. О (гвх н) до т. 1 (/вых „):

0х= тох(/ВЬ1Х „ -/вх н) = /иох Агнох.

Процессы (1 - 2) и (3 - 0) происходят без совершения работы.

Отношение вырабатываемой контуром мощности Д'т - Л^ ох к тепловой мощности Q определяется как кпд кругового процесса (цикла), а точнее -тепловой машины (рассмотренного контура двигателя), работающей по данному циклу; значения этого кпд являются функцией параметров двигателя:

N -Ы

т_н

О,

А/ -Д/

М

■ = /0 А ,1 )■

к вых н' вх ' от' 2т7

тракт

Исследуется влияние давлений перед и за дополнительной турбиной на значение этого кпд при следующих исходных данных' Тт=420 К; кпд 1-ой ступени метанового насоса - 0,75; кпд турбины - 0,65; перепад давления в тракте метана в теплообменнике - 10 кгс/см2. Перепад давления в тракте

охлаждения камеры определялся с учетом изменения расхода метана и плотности метана в тракте.

В приемлемом по массе теплообменнике (до 300 кг) нельзя охладить метан ниже температуры, превышающей температуру кислорода на входе в теплообменник на 60-70°. Поэтому минимальная температура метана на выходе из теплообменника принята 170 К, температура и давление метана на входе в насос 127К и 25 кгс/см2 соответственно (с учетом разброса параметров).

С ростом давления на входе в турбину рот мощность турбины /V, из-за роста адиабатной работы вначале быстро растет (рис.8).

0 100 200 300 400 500

Давление на входе в турбину, кгс/см2

№ Я Ын.ох —О—-Мт-Ын.ох

Рис. 8. Зависимость мощности дополнительной турбины /Ут, мощности метанового насоса на подачи расхода метана на охлаждение камеры ох и мощности контура (Л^ -Мн ох) от давления на входе в турбину

При рт > 300 кгс/см2 рост замедляется, а затраты на подачу метана в тракт охлаждения Инок продолжают расти пропорционально рот. Располагаемая мощность контура ох) и кпд цикла (рис.9) падают.

Кпд

Давление на входе в турбину, кгс/см2

Рис. 9. Зависимость кпд цикла от давления на входе в турбину

При рот < 250 кгс/см2 из-за быстрого роста Ьш значение г| с ростом рт увеличивается. В диапазоне 250 кгс/см2 < рот < 350 кгс/см2 кпд меняется слабо, т.е рост потребной мощности насоса N„m компенсируется увеличением располагаемой мощности турбины. Начиная с р01 = 350 кгс/см2 кпд падает. Значение кпд в диапазоне 250 < рот < 350 кгс/см2 соответствует 13%. С увеличением давления за турбиной до 50...60 кгс/см2 значение кпд г) уменьшается до 7...8%.

При теплосъеме с камеры Q = 36 МВт максимальная мощность контура N =£>0,13«5 МВт, что составляет «10% от мощности основной турбины ТНА.

Результаты расчёта максимально достижимого снижения температуры генераторного газа в случае использования дополнительной турбины ТНА приведены в табл. 2 (вариант 2) в сравнении с исходным вариантом (вариант 1) схемы (рис. 1).

Таблица 2

Основные параметры кислородно-метанового ЖРД

Праметр Значение параметра

Вариант 1 Вариант 2 Вариант 3

Мощность 1-ой ступени 20,07 20,67 20,07

насоса окислителя, МВт

Мощность 2-ой ступени 2 2 2

насоса окислителя, МВт

1-ая ступень насоса Г

Давление на входе, кгс/см2 18 25 50

Температура на входе, К 115 127 173

Расход, кг/с 163,2 175,3 183,3

Плотность в насосе, г/см3 0,424 0,408 0,337

Мощность, МВт 16,03 18,1 22,07

2-ая ступень насоса Г

Плотность в насосе, г/см3 0,31 0,413 0,351

Мощность, МВт 11,77 6,99 7,55

Основная турбина ТНА

Температура на входе, К 936 811 873

Относительный перепад 2 2 2

Мощность, МВт 49,95 39,9 44,4

Дополнительная

турбина ТНА

Давление на входе, кгс/см2 - 300 300

Температура на входе, К - 420 420

Мощность, МВт - 7,78 7,26

При исключении из схемы теплообменника эффективность комбинированной схемы снижается (табл.2, вариант 3). Расчеты вар. 2 и 3 проводились при оптимальном давлении на входе в дополнительную турбину 300 кгс/см2.

Давление за турбиной для вар. 3 равно 50 кгс/см2 (выше критического).

Из табл. 2 видно, что мощность дополнительной турбины близка к сумме мощностей вторых ступеней насосов окислителя и горючего. Поскольку значения кпд цикла г] в широком диапазоне давлений на входе в дополнительную турбину меняется слабо (рис 9), для вариантов 2 и 3, а следовательно и для любого промежуточного варианта теплообменника, можно подобрать давление на входе в эту турбину, обеспечивающее баланс располагаемой мощности дополнительной турбины ТНА и потребных мощностей вторых ступеней насосов окислителя и горючего.

Следовательно, можно расположить метановую турбину ТНА вместе с вторыми ступенями насосов на отдельном валу ТНА (рис. 10).

Рис.10. Схема ЖРД с размещением метановой турбины ТНА на отдельном валу: 1А - первая ступень насоса горючего; 1Б - вторая ступень насоса горючего; 2А - первая ступень насоса окислителя; 2Б — вторая ступень насоса окислителя; 3 - турбина; 4 -газогенератор; 5 - регулятор тяги; 6 -камера; 7 - дроссель системы опорожнения баков; 8 — метановая турбина ТНА; 9 - теплообменник; 10 -БТНА горючего; 11 - Б ТНА окислителя.

Такое расположение способствует решению задач по обеспечению требований осмотра, диагностики состояния, демонтажа и ремонтопригодности ЖРД многоразового использования. А сокращение габаритов ТНА способствует увеличению частоты вращения ТНА, кпд насосов и турбины и других характеристик агрегата.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ

1. Исследованы пути повышения эффективности системы подачи топлива кислородно-метанового ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газа для увеличения надежности и работоспособности ЖРД при многоразовом

- . .. £

полетном использовании, и найдены новые решения, связанные с полезным использования тепловой энергии, полученной метаном в охлаждающем тракте камеры:

- привод турбины бустерного насосного агрегата горючего подогретым метаном с подачей отработанного на турбине рабочего тела на вход в насос горючего;

- использование в системе подачи топлива дополнительного замкнутого контура привода турбин ТНА и БНА горючего, работающих на полном расходе метана из охлаждающего тракта камеры с последующим охлаждением метана в теплообменнике и подачей на вход в насос горючего.

2. Показана экономичность предложенной схемы привода турбины БНА горючего. При соблюдении исходных условий замена гидротурбины метанового БНА на газовую турбину, приводимую нагретым метаном, обеспечивает то же давление в камере при меньшей на -20 градусов температуре генераторного газа.

3. Показана энергетическая эффективность комбинированной схемы с дополнительным замкнутым контуром привода турбин ТНА и БНА горючего, снижение рабочей температуры генераторного газа по сравнению с базовой схемой составляет 60-125°, в зависимости от наличия и параметров теплообменника.

4. Применительно к ЖРД тягой -200 тс рекомендовано использовать двухвальный ТНА с расположением вторых ступеней насосов на одном валу с турбиной, работающей на метане из охлаждающего тракта камеры, и первых ступеней с основной турбиной, работающей на генераторном газе на другом валу, что позволяет улучшить параметры системы подачи в целом.

Основные результаты диссертации приведены в следующих работах:

1. ЖРД на метановом горючем. История, состояние и перспективы. / И.А.Клепиков В.Т.Буканов, В.В.Мирошкин и др.// Сб. трудов НПО Энергомаш.-2000.-№18.-С. 192-204.

2. Мирошкин В.В. Влияние подогрева рабочего тела БТНА на энергетику метанового ЖРД // Сб. трудов НПО Энергомаш.-№ 22.-2004.-С. 32-41.

3. Мирошкин В.В. Метановый ЖРД многоразового использования с дополнительной турбиной // Сб. трудов НПО Энергомаш.-2005.~№23.-С.256-270.

4. Расчетно-теоретические исследования по выбору оптимальной схемы кислородно-метанового ЖРД для перспективных ракет-носителей (схемно-конструктивная проработка). НИР "Внедрение". Этап 2 / Б.И.Каторгин, В.К.Чванов, И.А.Клепиков и др.-М.: НПО Энергомаш. Инж. записка №769-112-97.-1997.-104 с.

1-7834

Унифицированный ряд перспективных транспортаых систем на экологически чистом топливе "жидкий кислород - сжиженный природный газ". Системный проект. Двигатели перспективных транспортных систем. Часть 6. ЮЗШ.ОООО-ОПЗ / Б.И.Каторгин, В.К.Чванов, И.А.Клепиков др.-М.: НПО Энергомаш.-1997.-144 с.

6. Пат. 2166661 (РФ). Способ работы ЖРД с турбонасосной п кислородно-метанового топлива, по схеме с дожиганием ВГГ при охлаждении камеры частью расхода горючего / И.А.Клепиков, В.В.Мирошкин, В.И.Прищепа и др. // БИ.-2001.-№13.

7. Пат. 2202703(РФ). Жидкостной ракетный двигатель с турбонасосной подачей криогенного топлива / И.А.Клепиков, В.И.Прищепа, В.В.Мирошкин и др. // БИ.-2003.-№11.

8. Пат. 2209993(РФ). Способ работы ЖРД с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива, с охлаждением части метана кислородом после нагрева в камере в теплообменнике перед смешением с остальной частью метана на входе в насос II ступени / И.А.Клепиков, В.Т.Буканов, В.В.Мирошкин и др. // БИ.-2003.-№22.

9. Свидетельство на полезную модель (РФ) 37774. Жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной подачей двухкомпонентного кислородно-углеводородного топлива / Ю.И.Каналин, И.А.Клепиков, В.В.Мирошкин и др. // БИ.-2004.-№13.

10. Пат.2238423(РФ). Дросселируемый кислородно-углеводородный жидкостной ракетный двигатель с дожиганием восстановительного газа / А.А.Бахмутов, В.Т.Буканов, И.А.Клепиков, В.В.Мирошкин, В.И.Прищепа // БИ.-2004.-№29.

11. Пат. 2238424(РФ). Способ работы жидкостного ракетного двигателя с парожидкостным контуром в системе турбонасосной подачи топлива / А.А.Бахмутов, И.А.Клепиков, В.В.Мирошкин и др. // БИ.-2004.-№29.

12. Энергетические возможности схемы Зенгера при использовании аммиака в замкнутом контуре // И.А.Клепиков, В.В.Мирошкин, В.Т.Буканов и др.-М.: НПО Энергомаш, НТК.-2001.-Ч. 1.-С. 69-82.

13. Анализ энергетического баланса ЖРД с замкнутым пароводяным контуром в системе подачи / В.Т.Буканов, Ю.И.Каналин, И.А.Клепиков, В.В.Мирошкин и др.//Сб. трудов НПО Энергомаш.-2002.-№20.-С. 232-248.

14. Энергетические возможности кислородно-метановых ЖРД с дожиганием восстановительного газа (для уровня тяги 30 тс) / И.А.Клепиков, А.В.Цветова, В.Т.Буканов, В.В Мирошкин и др. // М.: НПО Энергомаш, РНТК, секция ЖРД.-2001.-С. 3-11.

ВВЕДЕНИЕ. т

ГЛАВА 1. КИСЛОРОДНО-МЕТАНОВЫЕ ЖРД ф МНОРАЗОВОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ И ТРЕБОВАНИЯ К

1.1. Свойства метана - горючего топлива ЖРД.

1.1.1. Оценка качеств метана - горючего ракетного топлива в процессе развития ракетно-космической техники.

1.1.2. Эффективность кислородно-метанового топлива.

1.1.3. Охлаждающие свойства метана.

1.1.3.1. Оценка потребного расхода метана для регенеративного охлаждения камеры. ф 1.1.3.2. Оценка потребного для регенеративного охлаждения камеры перепада давления на тракте охлаждения.

1.1.3.3. Пример расчета охлаждения метаном камер тягой около 200 тс.

1.1.3.4. Допустимая температура коксо- и смолообразования при нагреве горючего в охлаждающем тракте камеры.

1.1.4. Цикловые схемы кислородно-метановых ЖРД.

1.1.5. Кислородно-метановое топливо - экологически чистое топливо.

1.1.6. Сырьевая база метанового топлива. ф 1.2. Требования к кислородно-метановым ЖРД многоразового использования.

1.3. Параметры метанового ЖРД тягой 200 тс.

1.3.1. Методика расчета параметров двигателя.

1.3.2. Двигатель с дожиганием окислительного генераторного газа.

1.3.3. Двигатель с дожиганием восстановительного генераторного газа.

1.3.4. Двигатель без дожигания восстановительного генераторного газа.

1.3.5. Анализ результатов расчета.

1.4. Общий анализ и обобщение результатов.

ГЛАВА 2. ПОВЫШЕНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ СИСТЕМЫ ПОДАЧИ ТОПЛИВА ПРИ ИЗМЕНЕНИИ СХЕМЫ ОХЛАЖДЕНИЯ КАМЕРЫ И ГАЗОВОМ ПРИВОДЕ МЕТАНОВОГО БТНА. ф 2.1. Схема охлаждения камеры без щелевых завес.

2.1.1. Обоснование возможности повышения эффективности ф системы подачи топлива при переходе на схему охлаждения камеры без щелевых завес.

2.1.2. Результаты теплового и гидравлического расчетов камеры двигателя тягой 200 тс при охлаждении камеры без щелевых завес.

2.1.3. Расчет параметров ЖРД с измененной схемой охлаждения камеры.

2.1.4. Анализ результатов расчета параметров ЖРД с измененной схемой охлаждения камеры.

2.2. Использование тепла полученного в тракте ф охлаждения камеры в системе подачи топлива.

2.3. Привод насоса БТНА горючего турбиной работающей на метане, нагретом в тракте охлаждения камеры.

2.3.1. Влияние подогрева рабочего тела турбины БТНА на эффективность системы подачи топлива метанового ЖРД многоразового использования.

2.3.2. Расчет параметров ЖРД с турбиной БТНА, работающей на метане из тракта охлаждения камеры.

Щ 2.4. Выводы по Главе 2.

• ГЛАВА 3. КОМБИНИРОВАННАЯ СХЕМА ПОДАЧИ ТОПЛИВА МЕТАНОВОГО ЖРД.

3.1. Энергетическая эффективность комбинированной схемы подачи топлива.

3.2. Исследование влияния параметров замкнутого контура на температуру генераторного газа.

3.2.1. Объект, методика исследования и условия

4 & проведения расчётов.

3.2.2. Оптимальные параметры турбины.

• 3.2.3. Исследование влияния работоспособности теплообменника на снижение температуры генераторного газа.

3.2.3.1. Расчёт максимально достижимого снижения температуры генераторного газа.

3.2.3.2. Расчёт снижения температуры генераторного газа х при исключении из контура теплообменника.

3.3. Расположение дополнительной турбины ТНА вместе с вторыми ступенями насосов на отдельном валу ТНА. ЮЗ

3.4. Изменение энергетической эффективности комбинированной схемы подачи топлива по мере

• уменьшения величины тяги. Ю

3.5. Выводы по Главе 3.

4. ВЫВОДЫ.

Дальнейшее развитие ракетной техники и жидкостных ракетных двигателей связано со снижением затрат на выведение полезных нагрузок в космос и повышением безопасности полетов.

Снижение стоимости выведения полезных нагрузок может быть достигнуто путем создания средств выведения многоразового использования.

Для повышения надежности конструкции ракет-носителей предлагается использовать двигательные установки первых ступеней носителя, состоящих из нескольких модульных двигателей, и в случае отказа одного из двигателей система аварийной защиты (САЗ) отключает отказавший двигатель, а оставшиеся работоспособные двигатели форсируются на величину тяги, компенсирующую потерю отказавшего двигателя. Тем самым обеспечивается выполнение задачи ракеты-носителя.

Разработка ЖРД на экологически чистых компонентах топлива: метан (сжиженный природный газ) в паре с жидким кислородом отвечает тенденциям развития современных ракет-носителей.

Во-первых, использование в двигателе двух криогенных компонентов во многом способствует решению задач по многоразовому использованию двигателя, так как после выключения кислородно-метанового ЖРД остатки топлива быстро испаряются из его магистралей.

Во-вторых, возможность реализации на данных компонентах топлива схем ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газа позволяет повысить надежность конструкции ракет-носителей: последствия от неисправностей в газовом тракте с избытком метана от генератора до камеры развиваются значительно медленнее, чем в газовом тракте с избытком кислорода, что облегчает задачу САЗ вовремя отключить отказавший двигатель.

Как показали исследования, начавшиеся сначала в США в 70-е годы [1], затем в других странах, возможность использования ракетного топлива "кислород - сжиженный природный газ (метан)" действительно очень интересная альтернатива для существующих средств выведения (СВ), работающих на традиционных ракетных топливах. Но особенный интерес вызвало рассмотрение применения метанового топлива в проектирующихся перспективных многоразовых СВ.

Изучение метановых ЖРД началось в Японии около 20 лет назад как возможность совершенствования ракеты H-II. Недавно в Японии было начато рассмотрение возможностей создания двухступенчатой ракеты среднего класса "J-l upgrade", как замены существующей ракеты J-1, с использованием метанового ЖРД на второй ступени [2]. Проведены огневые испытания двигателя.

Для сохранения в перспективе конкурентоспособности Европейских ракет-носителей Ариан 5 на развивающемся рынке услуг по запускам космических аппаратов (КА) на период 2010-2020 гг. в Европе ведется целенаправленная работа по увеличению на 25 % массы и снижению более чем на 30% стоимости выведения полезной нагрузки за счет применения твердотопливных ускорителей и замены их в дальнейшем на ускорители, работающие на топливе "кислород -сжиженный природный газ" [3].

Исследованиями показано, что применение многоразовых метановых ЖРД на первой возвращаемой ступени ракетоносителя позволяет решить поставленные задачи по снижению стоимости вывода полезной нагрузки. Однако это должно быть показано практически. Для этого ведется экспериментальная программа по демонстраторам многоразовых средств выведения, работающих на метановом топливе.

Работа по метановым ЖРД ведется в кооперации с российской стороной.

С 1981 г. в НПО Энергомаш ведутся расчетно-проектные исследования ЖРД на сжиженном природном газе (метане) [4.6], получившие поддержку головных институтов отрасли [7. 11].

В процессе проводившихся в отрасли исследований рассматривались различные варианты схем ЖРД: с дожиганием и без дожигания, двухкомпонентные, трехкомпонентные, безгенераторные с приводом турбины метаном, нагретом в тракте регенеративного охлаждения камеры, дальнейшим охлаждением кислородом, поступающим в камеру, и сбросом на вход в насос и др. [12.25].

В результате проведенных исследований, опираясь на уникальный опыт разработки ЖРД НПО "Энергомаш" было предложено [26] в качестве основы концепции многоразового маршевого ЖРД для перспективных средств выведения ориентироваться на разработку однокамерного ЖРД тягой ~200 тс на топливе "жидкий кислород -сжиженный природный газ (метан)", по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа, с использованием камеры прототипа РД-170 (с доработкой в части увеличения критического сечения и с заменой смесительной головки и др.), с возможностью форсирования до +25% (резерв тяги).

Возможность создания такого двигателя обоснована успешно проведенными в 1997-2005 гг. 5-ю огневыми испытаниями двигателя КБХМ им. А.М.Исаева тягой 7,5 тс, выполненного по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа, на топливе "жидкий кислород - метан (СПГ)" [27] и проведенными в 1998 г. огневыми испытаниями в КБХА двигателя РД0110МД [28].

Многоразовое использование ЖРД и резервирование по тяге требуют от двигателя высоких энергетических характеристик при высокой надежности конструкции ЖРД.

При этом требуемое гарантийное время работы каждого экземпляра двигателя превосходит на порядок и более гарантийное время работы ЖРД однократного применения.

Предусмотренное форсирование по тяге в случае отказа одного из модульных двигателей, входящих в двигательную установку (ДУ) еще более ужесточает требования к повышению надежности и увеличению ресурса работы двигателя.

Одним из важнейших элементов ЖРД, определяющих надежность и ресурс работы двигателя, является система подачи компонентов топлива. Статистика показывает, что наибольшее число отказов ЖРД происходит именно в агрегатах этой системы. И наиболее часто неисправности в этой системе связаны с работой турбины турбонасосного агрегата (ТНА).

Температурные нагрузки на рабочее колесо турбины, приводящие к пластическому деформированию конструкции, вносят существенный вклад в напряженно-деформированное состояние внутренних элементов конструкции ТНА.

Именно поэтому конструкторские решения и технологические мероприятия, направленные на понижение температуры генераторного газа на входе в турбину, повышение запасов работоспособности турбины, считаются наиболее эффективными при решении задачи по повышению надежности, увеличению ресурса работы и обеспечению возможности работы двигателя на форсированных режимах.

В этой ситуации представляет интерес ряд свойств метана как компонента жидкого ракетного топлива. Во-первых, хорошие охлаждающие свойства метана позволяют организовать надежное охлаждение камеры метанового ЖРД при значительно меньших расходах и перепадах на тракте охлаждения камеры, чем на прототипе камеры РД-170, охлаждаемой керосином, более того, упростить конструкцию камеры в части охлаждения, например, перейти на схему охлаждения камеры без щелевых завес [29].

Во-вторых, метан, как криогенное горючее, будучи нагретый в тракте регенеративного охлаждения камеры, может быть использован в качестве рабочего тела турбины в системе подачи компонентов топлива. Широко известны аналогичные примеры использования тепловой энергии, полученной охладителем - рабочим телом турбины в тракте охлаждения камеры, для получения механической работы турбины. Многие из них относятся к кислородно-водородным двигателям: в двигателе КВД1 разработки КБ Химмаш имени А.М.Исаева водород, нагретый в тракте охлаждения камеры, используется для привода турбины бустера горючего, а в двигателе RL-10 разработки Pratt&Whitney турбина, работающая на водороде, нагретом в тракте охлаждения камеры, используется для привода насосов компонентов топлива.

В отличие от водорода метан, после срабатывания на турбине можно сбрасывать на вход в насос. Более того, его можно, в отличие от водорода, охладить кислородом в теплообменнике перед поступлением в насос. Т.е. в случае использования метанового горючего появляются новые схемные решения системы подачи компонентов топлива, которые могут быть реализованы в метановых ЖРД в целях понижения температуры генераторного газа на входе в турбину и разгрузки турбины.

Первое новое схемное решение - использование нагретого в тракте охлаждения камеры метана в качестве рабочего тела турбины метанового бустерного турбонасосного агрегата (БТНА). При этом метан после срабатывания на турбине подается на вход метанового насоса ТНА.

Основная задача, которую необходимо решить при реализации этого конструкторского решения - определение влияния дополнительного подогрева рабочего тела турбины БТНА на энергетику кислородно-метанового ЖРД, а именно:

- на сколько уменьшится температура генераторного газа на входе в турбину ТНА при замене гидротурбины метанового БТНА на газовую турбину, работающую на метане, нагретом в тракте охлаждения;

- чему соответствует оптимальный температурный диапазон для рабочего газа турбины метанового БТНА и может ли быть реализована такая температура метана при охлаждении камеры ЖРД.

Следует отметить, что на турбину БТНА поступает только часть расхода метана (около 10%) от всего расхода на охлаждение камеры.

Этот факт приводит к другому новому схемному решению - к использованию "комбинированной" схемы системы подачи топлива: схемы с дожиганием генераторного газа и схемы с замкнутым контуром привода дополнительной турбины ТНА, работающей на всем расходе метана, нагретого в охлаждающем тракте камеры двигателя.

В такой комбинированной схеме системы подачи компонентов топлива для получения механической работы используется как энергия продуктов сгорания в газогенераторе, так и тепловая энергия, полученной метаном в тракте регенеративного охлаждения.

При этом отработавший на турбине метан перед поступлением на вход метанового насоса может охлаждаться кислородом в теплообменнике.

К числу основных вопросов, относящихся к реализации комбинированной схемы, относятся:

- на сколько уменьшится температура генераторного газа на входе в турбину ТНА при использовании комбинированной системы подачи по сравнению с обычной схемой дожигания восстановительного генераторного газа;

- анализ влияния различных факторов на энергетическую эффективность комбинированной схемы и получение рекомендаций по выбору основных параметров;

- какова эффективность использования кислородного теплообменника в схеме;

- возможно ли расположение турбины, работающей на генераторном газе и турбины, работающей на метане из охлаждающего тракта камеры на разных валах ТНА.

Об эффективности комбинированной схемы можно судить по результатам работ с участием автора, проведенных в НПО Энергомаш, с целью оценить возможности ЖРД с замкнутым контуром привода турбины ТНА ("безгенераторных" схем ЖРД) [30-33].

Проведенные исследования [30] показали, что "безгенераторные" схемы ЖРД тягой 80 тс и более, работающие на метане, нагретом в тракте охлаждения камеры, не позволяют реализовать высокие давления в камере рк из-за низкого теплосъема с охлаждающего тракта. Однако вырабатываемая мощность метановой турбины в этих схемах значительна. Максимальное давление в камере около 60 кгс/см2, в 4-5 раз ниже давления в камере двигателя с дожиганием [6]. На основании этого можно ожидать, что потребная мощность основой турбины ТНА в схемах с использованием дополнительной турбины, работающей на подогретом в охлаждающем тракте камеры метане, понизится на 2025%.

Таким образом есть все основания полагать, что предложенные новые схемные решения позволят решить задачу по повышению надежности, увеличению ресурса работы и обеспечению возможности работы метанового двигателя на форсированных режимах.

Общая характеристика работы

Актуальность темы диссертационной работы обусловлена необходимостью повышения надежности конструкции ракет-носителей и снижения удельной стоимости вывода полезных грузов в космос.

Снижение стоимости может быть достигнуто путем создания средств выведения многоразового полетного использования и применением дешевого топлива.

Сжиженный природный газ (метан) - самое дешевое горючее из известных.

Цель настоящей работы - повышение надежности, увеличение ресурса работы и обеспечение более высокого уровня форсирования по тяге кислородно-метанового двигателя, предложенного в качестве базового ЖРД для перспективных средств выведения, путем снижения температурных нагрузок на рабочее колесо турбины ТНА, работающей на восстановительном турбогазе, за счет работы дополнительной турбины, работающей на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения камеры.

Задачи работы - дополнить задел проектных решений по кислородно-метановому двигателю, направленных на разгрузку турбины, работающей на восстановительном турбогазе, за счет работы турбины, работающей на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения, не противоречащих требованиям к ЖРД для перспективных СВ и определить эффективность этих предложений.

Для выполнения этого необходимо: 1. Рассмотреть основные требования к ЖРД для перспективных средств выведения, на основании которых была предложена концепция базового ЖРД многоразового использования - ЖРД тягой -200 тс на топливе "жидкий кислород - сжиженный природный газ (метан)", с дожиганием восстановительного турбогаза.

2. Рассмотреть варианты решений по усовершенствованию базовой схемы кислородно-метанового ЖРД, направленные на разгрузку турбины, работающей на восстановительном турбогазе, за счет работы дополнительной турбины, работающей на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения.

3. Разработать методику, позволяющую найти параметры ЖРД (давление на входе и выходе метановой турбины, температуру метана), при которых эффективность применения дополнительной метановой турбины максимальна.

4. На основании выбранных оптимальных параметров определить: на сколько можно разгрузить основную турбину ТНА таким способом.

5. Выявить основные ключевые проблемы, связанные с реализацией данных схемных решений.

Объект исследования - класс ЖРД тягой -200 тс на топливе "жидкий кислород - сжиженный природный газ (метан)", с дожиганием восстановительного турбогаза, дополнительно имеющий в своем составе турбину, работающую на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения камеры.

Методология исследования.

При разработке методик, позволяющих найти параметры ЖРД, определяющие оптимальную работу метановой турбины, положены концепции и методики, разработанные с участием автора при исследованиях кислородно-керосиновых ЖРД с замкнутым автономным аммиачным (пароводяным) контуром в системе подачи [31. .35].

Остальные параметры ЖРД различных схем определялись по общепринятой методике, на основании полного комплекса расчетов: -термодинамических процессов в камере и газогенераторе; -газодинамических процессов в камере с учетом реальных коэффициентов потерь, для чего использовались существующие геометрические контуры камеры и основные энергетические параметры;

- температур в охлаждающем тракте;

- кпд насосов и турбин и гидросопротивлений элементов схем;

- возможныхрк на основании баланса мощностей насосов и турбин на валу ТНА;

- параметров режимов работы двигателя с учетом дросселирования и форсирования при различных соотношениях расходов компонентов в камере;

Для уточнения перепадов на регулирующих органах ЖРД проводились расчеты отклонений параметров двигателя из-за разброса внутренних характеристик агрегатов (кпд турбин и насосов, гидросопротивлений, напорных характеристик насосов и т.д.) и внешних факторов (температур и давлений компонентов на входе в двигатель).

Достоверность полученных результатов базируется на применении освоенных в отрасли методик расчетов, подтвержденных многочисленными экспериментальными данными. Научная новизна работы 1. Впервые предлагаются схемы использования метана, нагретого в тракте охлаждения камеры, для привода турбины бустерного насосного агрегата горючего и привода дополнительной турбины основного ТНА, обеспечивающие снижение температурных нагрузок на турбину ТНА, работающую на восстановительном генераторном газе.

2. Впервые проведён расчетный анализ эффективности указанных схем.

3. Разработана методика определения параметров кислородно-метановых ЖРД, определяющих оптимальную работу замкнутого контура привода метановой турбины.

Практическая значимость результатов исследования

Полученные результаты могут использоваться при разработке кислородно-метановых ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газа.

Предложенная методика определения оптимальных параметров данного ЖРД, использующего в системе подачи топлива тепловую энергию, полученную метаном в тракте регенеративного охлаждения камеры, применима и для кислородно-метановых ЖРД иных схем с различной тягой и направлена на повышение качества проектных работ, а также снижение стоимости разработок метановых ЖРД. Внедрение

Результаты исследований по метановым ЖРД, изложенные в диссертации, использованы в отчетах НПО Энергомаш и в Евро-Российском проекте "Волга". Апробации, публикации

По теме диссертации имеются 16 научных публикаций (статьи, доклады, патенты), в том числе 4 в изданиях, рекомендованных ВАК.

Основные результаты работы, представленные в диссертации, докладывались и обсуждались на Российской межотраслевой научно-технической конференции "Ракетно-космические двигатели" (Москва, МГТУ им. Баумана, 2005 г.), отраслевой научно-технической конференции (г. Химки, НПО Энергомаш, 2001 г.) и опубликованы в тезисах и докладах упомянутых конференций.

Результаты работ, представленных в диссертации защищены 9-ю авторскими свидетельствами и патентами на изобретения.

Личный вклад автора

- разработка предложений по разгрузке турбины ТНА кислородно-метановых ЖРД;

- разработка методик определения параметров кислородно-метановых ЖРД, определяющих оптимальную работу замкнутого контура привода метановой турбины;

- исследование предложенных схем ЖРД и обоснование перспективности путей разгрузки ТНА многоразового ЖРД.

Состав работы и логика исследования

Диссертационная работа состоит из введения, трех глав, заключения и списка литературы. Диссертация изложена на 118 страницах, содержит 31 рисунок, 8 таблиц и библиографию из 63 наименований.

4. ВЫВОДЫ

1. Исследованы пути повышения эффективности системы подачи топлива кислородно-метанового ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газа для увеличения надежности и работоспособности ЖРД при многоразовом полетном использовании, и найдены новые решения, связанные с полезным использования тепловой энергии, полученной метаном в охлаждающем тракте камеры:

- привод турбины бустерного насосного агрегата горючего подогретым метаном с подачей отработанного на турбине рабочего тела на вход в насос горючего;

- использование в системе подачи топлива дополнительного замкнутого контура привода турбин ТНА и БНА горючего, работающих на полном расходе метана из охлаждающего тракта камеры с последующим охлаждением метана в теплообменнике и подачей на вход в насос горючего.

2. Показана экономичность предложенной схемы привода турбины БНА горючего. При соблюдении исходных условий замена гидротурбины метанового БНА на газовую турбину, приводимую нагретым метаном, обеспечивает то же давление в камере при меньшей на -20 градусов температуре генераторного газа.

3. Показана энергетическая эффективность комбинированной схемы с дополнительным замкнутым контуром привода турбин ТНА и БНА горючего, снижение рабочей температуры генераторного газа по сравнению с базовой схемой составляет 60-125°, в зависимости от наличия и параметров теплообменника.

4. Применительно к ЖРД тягой -200 тс рекомендовано использовать двухвальный ТНА с расположением вторых ступеней насосов на одном валу с турбиной, работающей на метане из охлаждающего тракта камеры, и первых ступеней с основной турбиной, работающей на генераторном газе на другом валу, что позволяет улучшить параметры системы подачи в целом.

1. Исследование ЖРД с высоким давлением в камере применительно к смешанным двигательным установкам МКС: Итоговый отчет фирмы Aerojet Liquid Rocket Company // M.: НПО ЭМ, инв.3045.-1977.-77 с.

2. Katsuta Н., Takahashi Н. NASDA's study status of Methane Propulsion Systems // European Space Agency. First International Conference on Green Propellants for Space Propulsion. Noordwijk, The Netherlands.-2001.-P. 249254.

3. Delattre N., Clar P., Bouaziz L. LOx / CH4 Liquid Boosters for Ariane 5: A promising alternative concept // European Space Agency. First International Conference on Green Propellants for Space Propulsion. Noordwijk, The Netherlands.-2001.-P. 319-282.

4. Исследование трехкомпонентных ЖРД применительно к МКС / И.А.Клепиков, В.Б.Кубиков, Е.Н.Ромасенко и др.-М.: НПО Энергомаш. Тех. отчет №2-729-81.-1981.-39 с.

5. ЖРД на метановом горючем. История, состояние и перспектива. / И.А.Клепиков В.Т.Буканов, В.В.Мирошкин и др.// Сб. трудов НПО Энергомаш.-2000.-№ 18.-С. 192-204.

6. Глушко В.П. и др. Техническое задание АН СССР на использование при разработке средств выведения перспективных горючих в паре с кислородом, включая метан и пропан.-1984.-14 с.

7. Вахниченко В.В., Петров В.И. Обоснование целесообразности опережающего создания кислородно-метанового ЖРД дляперспективных ракет-носителей легкого, среднего и тяжелого классов // Космонавтика и ракетостроение-1997.-№11 -С. 112-118.

8. Коротеев А.С., Самойлов Л.П. Выбор пути развития маршевых жидкостных ракетных двигателей для перспективных средств выведения // Космонавтика и ракето строение.-1999.-№15.-С. 111-119.

9. Klepicov I., Katorgin В., Chvanov V. The new generation of rocket engines, operating by ecologically safe propellant liquid oxygen and liquefied nature gas (methane) // Доклад на 48 международном аэрокосмическом конгрессе, Турин (Италия).-1997.-10 с.

10. Клепиков И.А. Использование охлаждающих свойств метана для увеличения энергетики ЖРД с дожиганием восстановительного газа // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Машиностроение.-2005.-С.15-23.

11. Пути повышения теплосъема с камеры ЖРД теплоносителем, обеспечивающим работу турбины / Л.Н.Кандоба, И.А.Клепиков, В.В.Федоров, А.В.Цветова // Сб. трудов НПО Энергомаш.-2002,-№20.-С. 98-110.

12. Пат. 2166661 (РФ). Способ работы ЖРД с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива, по схеме с дожиганием ВГГ при охлаждении камеры частью расхода горючего / И.А.Клепиков, В.В.Мирошкин, В.И.Прищепа и др. // БИ.-2001.-№13.

13. Пат. 2197629(РФ). Способ работы ЖРД с турбонасосной подачей криогенного топлива на основе углеводородного горючего и кислородного окислителя и ЖРД для осуществления способа / В.Т.Буканов, И.А.Клепиков, В.В.Мирошкин и др. // БИ.-2003.-№3.

14. Пат. 2202703(РФ). Жидкостной ракетный двигатель с турбонасосной подачей криогенного топлива / И.А.Клепиков, В.И.Прищепа, В.В.Мирошкин и др. // БИ.-2003.-№11.

15. Свидетельство на полезную модель (РФ) 37774. Жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной подачей двухкомпонентного кислородно-углеводородного топлива / Ю.И.Каналин, И.А.Клепиков, В.В.Мирошкин и др. // БИ.-2004.-№13.

16. Пат.2238423(РФ). Дросселируемый кислородно-углеводородный жидкостной ракетный двигатель с дожиганием восстановительного газа / А.А.Бахмутов, В.Т.Буканов, И.А.Клепиков, В.В.Мирошкин, В.И.Прищепа // БИ.-2004.-№29.

17. Пат. 2211938(РФ). Способ работы ЖРД с замкнутым парожидкостным контуром в системе турбонасосной подачи / В.Т.Буканов, И.А.Клепиков, В.В.Мирошкин, В.И.Прищепа // БИ.-2003.-№25.

18. Пат. 2197628(РФ). Способ работы ЖРД с турбонасосной подачей криогенного топлива на основе кислородного окислителя и углеводородного горючего и ЖРД для осуществления способа / А.А.Бахмутов, В.Т.Буканов, И.А.Клепиков, В.В.Мирошкин и др. // БИ.-2003.-№3.

19. Пат. 2238424(РФ). Способ работы жидкостного ракетного двигателя с парожидкостным контуром в системе турбонасосной подачи топлива / А.А.Бахмутов, И.А.Клепиков, В.В.Мирошкин, В.И.Прищепа // БИ.-2004.-№29.

20. Предварительный этап разработки двигателя "ВОЛГА" / Б.И.Каторгин, В.К.Чванов, И.А.Клепиков и др. // М.: НПО Энергомаш. Отчет №1 по научно-исследовательской работе.-2004.-212 с.

21. Клепиков И.А. Использование опыта разработки одноразовых ЖРД для выбора концепции многоразового ЖРД на СПГ // 4-ая международная научная конференция "Авиация и космонавтика", Москва, МАИ.-2005.-13 с.

22. Leontyev N.I., Kolkin Ye.N., Zavyalov V.S. KB KHIMMASH LOX/LNG engines development status // European Space Agency. First International Conference on Green Propellants for Space Propulsion.-Noordwijk, The Netherlands.-2001.-P. 235-240.

23. Результаты теплового и гидравлического расчетов камеры двигателя тягой 200 тс на кислороде-метане (к проработке схемы охлаждениякамеры без щелевых завес) / Б.М.Громыко, В.Г.Лущик, В.В.Мирошкин и др.-М.: НПО Энергомаш. ТС №769-25-2004.-2004.-8 с.

24. Анализ энергетического баланса ЖРД с замкнутым пароводяным контуром в системе подачи / В.Т.Буканов, Ю.И.Каналин, И.А.Клепиков, В.В.Мирошкин и др. // Сб. трудов НПО Энергомаш.-2002.-№20.-С. 232248.

25. Цандер Ф.А., Кондратюк Ю.В. Пионеры ракетной техники Кибальчич, Циолковский. Избр. труды.-М.: Наука.-1964.

26. Циолковский К.Э. Исследование мировых пространств реактивными приборами-1903, 1, с. 23-53.

27. Циолковский К.Э. Исследование мировых пространств реактивными приборами 1911-1912, 1, с. 54-95.

28. Кондратюк Ю.В. Завоевание межпланетных пространств.-Новосибирск-1929, 1, с. 537-598.

29. Пат. 4818(СССР). Описание летательного аппарата с реактивным движителем / А.Ф.Андреев // МГПС В64С 39/02, 1921; Опубл. 1928.

30. Космонавтика. Энциклопедия / Под ред. В.П.Глушко.-М.: Советская энциклопедия. (С. 61).-1985.-528 с.

31. Глушко В.П. Жидкое топливо для реактивных двигателей.-М., 1936.

32. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. В 2 кн. Кн. 2 /В.М.Кудрявцев, А.П.Васильев, В.А.Кузнецов и др.; Под. ред. В.М.Кудрявцева.-4-ое изд., перераб. и доп.-М.: Высшая школа, 1993.-368 с.

33. Зрелов В.Н., Серегин Е.Н. Жидкие ракетные топлива.-М.: Химия-1975-320 с.

34. Козлов А.А., Новиков В.Н., Соловьев Е.В. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок.-М.: Машиностроение.-1988.-352 с.

35. Губертов A.M., Самойлов Л.П., Нестеров В.М. Обобщение и анализ результатов работ НИР «Развитие ДУСВ-Ш, выполненных в 1999 г., этап 4 // М.: НЦ им. М.В.Келдыша, итоговый отчет №3144.-2000.-79 с.

36. Разработка ЖРД нового поколения с замкнутым контуром привода турбины ТНА. Концептуальное рассмотрение / В.К.Чванов,

37. Б.М.Громыко, И.Ю.Фатуев, С.Г.Коновалов, В.И.Архангельский.-М.: НПО Энергомаш. Инженерная записка №Ш.726-1-2000.-2000.

38. Sloan E.D. Clathrate Hydrates of Natural Gas. Marsel Dekker.-NY,1990.

39. Ю.Ф.Макогон, Ф.А. Требин, A.A. Трофимук, В.П. Царев, Н.В. Черский. ДАН СССР, Науки о земле, 1970, Т.196.-С. 197-200.

40. Gas Hydrates and Challenges for the Future / Pros, of 3-rd International Conference on Natural Gas Gidrates, 1999. Salt Lake Sity.-Ed. E.D. Sloan. USA, July 18-22.-1999.

41. National Methane Hydrate Multi-Year Research and Development Program Plan / U.S. Department of Energy, Office of Fossil Energy, Federal Energy Technology Center-1999.

42. Collet T.S. 1994 Eds. E.D. Sloan, Jr.J. Happel. Annals of the New York Academy of Sciences, V.715.-P. 232-246.

43. Оптимизация параметров ТНА и БНА кислородно-метанового двигателя тягой -200 тс / В.Т.Буканов, Ю.И.Каналин, В.В.Мирошкин и др.-М.: НПО Энергомаш. Тех. отчет №769-67-2003 -2003 -20 с.

44. Мирошкин В.В. Влияние подогрева рабочего тела БТНА на энергетику метанового ЖРД // Сб. трудов НПО Энергомаш.-№ 22.-2004.-С. 32-41.

45. Термодинамические свойства метана / В.В.Сычев, А.А.Вассерман, В.А.Загорученко и др.-М.: ГСССД-1979.-364 с.

46. Боровский Б.И., Кравчик Н.И., Толстиков JI.A. Расчет гидротурбопривода и бустерного насоса.-М.: МАИ.-1988.-50 с.

47. Дождев В.Г., Каналин Ю.И., Маликова С.А. Определение первоначального облика и оценка коэффициента полезного действия осевой газовой турбины при минимальном объеме исходной информации // Сб. трудов НПО Энергомаш.-1989.-№ 17.-С. 202-210.

48. Пат. 2187684(РФ). Способ работы жидкостного ракетного двигателя и жидкостной ракетный двигатель / Калмыков Г.П., Лебединский Е.В., Масолов С.В. и др. // БИ. 2002.-№23.

49. Пат. 2190114(РФ). Жидкостной ракетный двигатель на криогенных компонентах топлива с замкнутым контуром привода турбины турбонасосного агрегата / Каторгин Б.И., Чванов В.К., Громыко Б.М., Архангельский В.И. и др. // БИ. 2002.-№27.

50. Мирошкин В.В. Метановый ЖРД многоразового использования с дополнительной турбиной // Сб. трудов НПО Энергомаш.-2005.-№ 23.-С.256-270.

51. Энергетические возможности кислородно-метановых ЖРД с дожиганием восстановительного газа (для уровня тяги 30 тс) / И.А.Клепиков, А.В.Цветова, В.Т.Буканов, В.В Мирошкин и др. // М.: НПО Энергомаш, РНТК, секция ЖРД.-2001.-С. 3-11.