buran, shuttle buran program, energia, space shuttle, launcher energia, launcher, USSR, mriya, polyus, poliyus, energya, maks, bor-4, bor-5, bor-6, energia-buran, soviet rocket, space shuttle, soviet launcher, Буран, Энергия, plans, schematic, soviet, russian shuttle, russian space shuttle, USSRburan, shuttle buran program, energia, space shuttle, launcher energia, launcher, USSR, mriya, polyus, poliyus, energya, maks, bor-4, bor-5, bor-6, energia-buran, soviet rocket, space shuttle, soviet launcher, Буран, Энергия, plans, schematic, soviet, russian shuttle, russian space shuttle, USSR

This page was automatically translated,
it may contains errors.
Original version here.

Engines for reusable systems

For the reusable systems of a long-term plan created at monoblock first and second steps, get value the engines working on three components.
НПО Энергомаш conducts development of two engines RD-701 and РД-704, working on three components. Three-componental rocket engine RD-701 works on two modes: a mode of the maximal draft 200 т in emptiness with use of three components - oxygen, hydrogen and hydrocarbonic fuel that corresponds{meets} to work of a rocket in a mode of the first step and a mode of the maximal profitability at the lowered draft up to 40 % from the maximal value with use of two components - oxygen, hydrogen at work at the second step.

The chamber has the three-componental mixing elements, one general{common} chamber of combustion on both operating modes. It{she} provides, in view of possible{probable} термо-and газодинамических losses, achievement of the maximal specific impulse and optimum operating conditions of the basic constructive elements. Thus the values of a theoretical specific impulse exceeding similar values of a specific impulse at separate combustion of pairs of components are reached{achieved}. For maintenance of the greatest efficiency of such chamber at work at ground level and further at the big height the chamber is carried out with mobile сопловым насадком with завесным cooling. The specific impulse makes on the first mode 416 with, on the second 462 with. Cooling is carried out with extremely minimal a mass fraction of hydrogen - 5 % on the first mode.

Three-componental engine MaKsa RD-701
Three-componental rocket engine RD-701

As has shown experience, regenerative gas on the basis of hydrogen leads hydrogen "охрупчиванию" with the advent of cracks in the most intense elements of a design. In this connection as a working body of turbines турбонасосных units oxidizing gas is accepted.
Турбонасосные units separate on each component.
The oxidizing scheme{plan} with reburning is stipulated at a comprehensible level of temperature of a working body of the turbine which allows to provide most a high pressure in the chamber of combustion up to 350 atmospheres on the first mode. This scheme{plan} besides allows to make use in the maximal degree of long-term experience in development of the domestic engines executed under the oxidizing scheme{plan}.
In газогенераторы all liquid oxygen and a part of hydrocarbonic fuel, потребная for development{manufacture} of the oxidizing high-temperature gas acting on a drive of turbines of a turbopump moves. The remained part of fuel and all liquid hydrogen act directly in chambers of combustion. On the second mode hydrocarbonic fuel is used only for gasification of oxygen in газогенераторах.
The system of submission of components includes three бустерных and турбонасосных the unit of each component and two однозонных газогенератора.
In a design газогенераторы differ from each other a little, that is connected with necessity of selection of a part of generating gas on a drive of the turbine of hydrocarbonic fuel. Бустерные pumps шнековые. System of ignition in газогенераторах and chambers - chemical, with use of the starting fuel concluded in ampoules. The pneumatic system provides management of units of automatics of the engine and includes cylinders with gaseous helium.
Into structure of the engine enter теплообменники for heating of helium and the hydrogen used in system of pressurization of tanks. Start двигaтeля is carried out on a mode of small draft (the second mode). At transition to the second mode kerosene is disconnected{switched-off} and accordingly submission in the chamber of oxygen decreases. In the chamber pressure of 140 atmospheres is established{installed}.
Use in one engine of a combination of two combustible - hydrocarbonic, possessing in high density, and the hydrogen providing high values of a specific impulse, is expanded with opportunities of rockets-carriers{-bearers}. Thus rare теплофизические characteristics of hydrogen enable to use it{him} effectively as a cooler and a working body for a drive of pumps.
Engine RD-704 - updating РД-701. Engine RD-704, unlike РД-701, single-chamber, and in the rest the units intended for the base engine, except for турбонасосного the unit are used all.

Works on creation of the three-componental engine are conducted and in Voronezh - in КБХА. In a basis of development - experience of creation of engines of the direction. Difference consists in structure of a working body of turbines. КБ "Энергомаш" has accepted the scheme{plan} of submission of a working body a lot of oxidizer, КБХА - it is a lot of fuel.
The main feature of the variant developed in Voronezh, use of hydrogen engine RD-0120 with the minimal alterations is. The largest completion is connected with replacement existing газогенератора on three-componental and introduction of system of submission of kerosene in газогенератор. For engines of development "Энергомаш", creating three-componental system on the basis of oxygen-керосиновых engines, introduction of system of submission of hydrogen, alteration of the chamber of combustion under three components and for cooling by its{her} hydrogen is necessary.
Essentially engine RD-0120 allows to carry out during small term updating in the engine-demonstrator for carrying out of the first tests with the purpose of acknowledgement{confirmation} of an opportunity of creation of the three-componental engine by replacement газогенератора with submission in it{him} of kerosene of a high pressure from ground огневого the stand. At the subsequent stage this engine-demonstrator is modified, having replaced the bench power supply system kerosene with use before developed other engines with insignificant alteration. It will allow design office to solve the most part of problems{tasks} and problems with the minimal expenses and to pass to development of an optimum variant of the three-componental engine on the basis of РД-0120 with updating газогенератора and турбонасосного the unit.
It is possible to note, that for reusable engines with a greater{big} resource the scheme{plan} of the engine with oxidizing газогенератором is more critical because of rather high risk of ignition in a "hot" path. Preliminary design-settlement researches have shown high power opportunities of the engine with газогенератором, working it is a lot of fuel. It is known, that power opportunities of generating gas it is a lot of fuel above approximately in 1,3 times, than at the three-componental engine with газогенератором, working it is a lot of oxidizer.
For maintenance of recurrence of the order 25 and the big resource up to 10 thousand with, the temperature of generating gas should not exceed 800 K.Pri to such temperature of generating gas pressure in the chamber for the engine with the oxidizing generator is realized on 50 atmospheres less, than in the engine with the regenerative generator.
КБХА spends works on creation and working off three-componental regenerative газогенератора and prepares for test of the engine-demonstrator for acknowledgement{confirmation} of concept КБ in creation of the three-componental engine. Specific characteristics of this engine not below characteristics two-componental.
In 1983 when there has been begun operation " the Space of the Shuttle ", constructive improvements and the updatings of this reusable transport system connected with increasing quantity{amount} of starts of space objects have already been offered. Use of a combination of two combustible - hydrocarbonic, possessing by high density, and the hydrogen providing high values of a specific impulse was marked{celebrated}, that, expand opportunities of rockets-carriers{-bearers}. Researches of the American scientists D.Martina, V.Keluori, R.Konrada, A.Vilkhajta which the dry weight and dimensions of a booster rocket with the combined impellent installation in which two can be used combustible have shown, that, less, than the rockets executed under the classical scheme{plan} have been lead. Affirmed, that reduction of weight of one-stage rockets-carriers{-bearers} reaches{achieves} 15 %, two-level 11 %. Decrease{Reduction} in dry weight brings many advantages, therefore a variant универсализации engines in relation to fuel becomes tempting.
By consideration of the scheme{plan} of three-componental engines it was marked{celebrated}, that rare теплофизические characteristics of hydrogen enable to use it{him} effectively as a cooler and a working body for a drive of pumps. Some schemes{plans} of three-componental engines were offered. One of them, with hydrogen газогенератором, was developed on the basis of use with the minimal changes of traditional two-componental engines, had the advantages connected with application of already developed pathes of hot gases of many{a lot of} oxygen. The engine of this scheme{plan} with the general{common} газогенератором and турбонасосным the unit works only on one mode and is used together with ССМЕ.
Other scheme{plan} provided use of two chambers working on a mode of the first step in common - one on kerosene, another on hydrogen, on a mode of the second missile stage the hydrocarbonic chamber is disconnected{switched-off}. At work of the hydrogen chamber the geometrical degree of expansion increases in the second mode without change of a design.
The scheme{plan} of the three-componental engine with two coaxial chambers of combustion and соплом double expansion was considered{examined}. Central сопло - hydrocarbonic, ring peripheral - hydrogen. One газогенератор in this scheme{plan} works a lot of oxygen. The working body developed{produced} by it{him} moves on the turbine rotating pumps of oxygen. The second газогенератор a lot of hydrogen rotates the turbine of hydrogen and hydrocarbonic fuel. The scheme{plan} of the three-componental engine with double critical section differed from the scheme{plan} with coaxial chambers of combustion mainly that products of combustion of hydrogen and hydrocarbonic chambers mix up in a subsonic zone. However this condition limited pressure in the hydrocarbonic chamber.
One more variant of the three-componental engine provided a parallel arrangement of chambers of combustion. The scheme{plan} differed from previous only that the hydrogen chamber of combustion with соплом is placed separately, instead of around of the hydrocarbonic chamber.
The analysis of efficiency of the considered{examined} schemes{plans} of three-componental engines with reference to one-stage booster rockets has been lead. Optimum trajectories and the sizes of a booster rocket providing a conclusion into an orbit identical to each scheme{plan} of useful loading on weight paid off. The primary goal of optimization of a booster rocket consist in search of the most favourable distribution of draft between hydrogen and hydrocarbonic chambers of combustion or, in other schemes{plans}, between engines hydrogen and hydrocarbonic. The optimum is reached{achieved}, if three-componental engines create approximately 80 % of draft, and the share of hydrocarbonic fuel makes approximately 67 %. Decrease{reduction} in dry weight of a rocket made about 22 % if to compare cleanly hydrogen one-stage rocket to a rocket supplied by three-componental engines. The least weight turned out at a share of draft of the hydrocarbonic chamber equal or exceeding 75 %. Use of the scheme{plan} with coaxial chambers of combustion and соплом double expansion allows to reduce dry weight of a booster rocket by 19 %. Variants with a parallel arrangement of chambers of combustion are similar to the engine with coaxial chambers of combustion and соплом double expansion, the difference in weight is defined{determined} in this case only on-off sliding соплом the hydrogen chamber that gives a prize in dry weight of a rocket up to 4 %.
From the analysis follows, that it is necessary to consider the ground area of a rocket, образуемой combinations of three-componental engines of various systems which influences size of weight of carrying{bearing} elements and aerodynamic resistance.
The results of calculations lead by D.Martinom, show, that two-level rockets with the three-componental engine have smaller weight, than one-stage. Application of three-componental engines with соплом double expansion at both steps reduces dry weight of a booster rocket by 9 % in comparison with similar variants of the one-stage scheme{plan}. Use of three-componental engines on accelerators does not lead to an essential prize of dry weight. However the two-level scheme{plan} demands development of means for maintenance of a feed{meal} of engines of one step from tanks another.
Further are drawn conclusions, that three-componental engines allow to lower dry weight of a booster rocket. The highest economy is possible{probable} at application of the scheme{plan} сопла double expansion.

Original version of the text

Двигатели для многоразовых систем

Для многоразовых систем перспективного плана, создаваемых на моноблочных первой и второй ступенях, приобретают значение двигатели, работающие на трёх компонентах.
НПО Энергомаш ведёт разработку двух двигателей РД-701 и РД-704, работающих на трёх компонентах. Трёхкомпонентный ракетный двигатель РД-701 работает на двух режимах: режиме максимальной тяги 200 т в пустоте с использованием трёх компонентов - кислорода, водорода и углеводородного горючего, что соответствует работе ракеты в режиме первой ступени и режиме максимальной экономичности при пониженной тяге до 40% от максимального значения с использованием двух компонентов - кислорода, водорода при работе на второй ступени.

Камера имеет трёхкомпонентные смесительные элементы, одну общую камеру сгорания на обоих режимах работы. Она обеспечивает, с учётом возможных термо- и газодинамических потерь, достижение максимального удельного импульса и наиболее благоприятные условия работы основных конструктивных элементов. При этом достигаются значения теоретического удельного импульса, превышающие аналогичные значения удельного импульса при раздельном сгорании пар компонентов. Для обеспечения наибольшей эффективности такой камеры при работе на уровне Земли и далее на большой высоте камера выполняется с подвижным сопловым насадком с завесным охлаждением. Удельный импульс составляет на первом режиме 416 с, на втором 462 с. Охлаждение осуществляется с предельно минимально массовой долей водорода - 5% на первом режиме.

Трехкомпонентный двигатель МАКСа РД-701
Трёхкомпонентный ракетный двигатель РД-701

Как показал опыт, восстановительный газ на основе водорода приводит к водородному "охрупчиванию" с появлением трещин в наиболее напряжённых элементах конструкции. В связи с этим в качестве рабочего тела турбин турбонасосных агрегатов принят окислительный газ.
Турбонасосные агрегаты раздельные по каждому компоненту.
Предусмотрена окислительная схема с дожиганием при приемлемом уровне температуры рабочего тела турбины, которая позволяет обеспечить наиболее высокое давление в камере сгорания до 350 атмосфер на первом режиме. Эта схема, кроме того, позволяет в максимальной степени использовать многолетний опыт в разработке отечественных двигателей, выполненных по окислительной схеме.
В газогенераторы подаётся весь жидкий кислород и часть углеводородного топлива, потребная для выработки окислительного высокотемпературного газа, поступающего на привод турбин турбонасоса. Оставшаяся часть топлива и весь жидкий водород поступают непосредственно в камеры сгорания. На втором режиме углеводородное топливо используется только для газификации кислорода в газогенераторах.
Система подачи компонентов включает в себя три бустерных и турбонасосных агрегата каждого компонента и два однозонных газогенератора.
В конструктивном исполнении газогенераторы несколько отличаются друг от друга, что связано с необходимостью отбора части генераторного газа на привод турбины углеводородного горючего. Бустерные насосы шнековые. Система зажигания в газогенераторах и камерах - химическая, с использованием пускового горючего, заключённого в ампулы. Пневмосистема обеспечивает управление агрегатами автоматики двигателя и включает в себя баллоны с газообразным гелием.
В состав двигателя входят теплообменники для подогрева гелия и водорода, используемых в системе наддува баков. Запуск двигaтeля осуществляется на режиме малой тяги (второй режим). При переходе на второй режим керосин отключается и соответственно уменьшается подача в камеру кислорода. В камере устанавливается давление 140 атмосфер.
Использование в одном двигателе комбинации двух горючих - углеводородного, обладающего высокой плотностью, и водорода, обеспечивающего высокие значения удельного импульса, расширяют возможности ракет-носителей. При этом редкие теплофизические характеристики водорода дают возможность использовать его эффективно в качестве охладителя и рабочего тела для привода насосов.
Двигатель РД-704 - модификация РД-701. Двигатель РД-704, в отличие от РД-701, однокамерный, а в остальном используются все агрегаты, предназначенные для базового двигателя, кроме турбонасосного агрегата.

Работы по созданию трёхкомпонентного двигателя ведутся и в Воронеже - в КБХА. В основе разработок - опыт создания двигателей своего направления. Отличие состоит в составе рабочего тела турбин. КБ "Энергомаш" приняло схему подачи рабочего тела с избытком окислителя, КБХА - с избытком горючего.
Главной особенностью варианта, разрабатываемого в Воронеже, является использование водородного двигателя РД-0120 с минимальными переделками. Наиболее крупная доработка связана с заменой существующего газогенератора на трёхкомпонентный и введение системы подачи керосина в газогенератор. Для двигателей разработки "Энергомаш", создающего трёхкомпонентную систему на базе кислородно-керосиновых двигателей, необходимо введение системы подачи водорода, переделка камеры сгорания под три компонента и для охлаждения её водородом.
Принципиально двигатель РД-0120 позволяет осуществить в течение небольшого срока модификацию в двигатель-демонстратор для проведения первых испытаний с целью подтверждения возможности создания трёхкомпонентного двигателя путём замены газогенератора с подачей в него керосина высокого давления от наземного огневого стенда. На последующем этапе этот двигатель-демонстратор модифицируется, заменив стендовую систему питания керосином с использованием ранее разработанных других двигателей с незначительной переделкой. Это позволит конструкторскому бюро решить большую часть задач и проблем с минимальными затратами и перейти к разработке оптимального варианта трёхкомпонентного двигателя на базе РД-0120 с модификацией газогенератора и турбонасосного агрегата.
Можно отметить, что для многоразовых двигателей с большим ресурсом схема двигателя с окислительным газогенератором более критична из-за сравнительно высокого риска возгорания в "горячем" тракте. Предварительные проектно-расчётные исследования показали высокие энергетические возможности двигателя с газогенератором, работающим с избытком горючего. Известно, что энергетические возможности генераторного газа с избытком горючего выше примерно в 1,3 раза, чем у трёхкомпонентного двигателя с газогенератором, работающим с избытком окислителя.
Для обеспечения многократности порядка 25 и большого ресурса до 10 тыс. с, температура генераторного газа не должна превышать 800 К. При такой температуре генераторного газа давление в камере для двигателя с окислительным генератором реализуется на 50 атмосфер меньше, чем в двигателе с восстановительным генератором.
КБХА проводит работы по созданию и отработке трёхкомпонентного восстановительного газогенератора и готовит испытание двигателя-демонстратора для подтверждения концепции КБ в создании трёхкомпонентного двигателя. Удельные характеристики этого двигателя не ниже характеристик двухкомпонентных.
В 1983 г., когда была начата эксплуатация "Спейс Шаттла", уже были предложены конструктивные улучшения и модификации этой многоразовой транспортной системы, связанные с возрастающим количеством запусков космических объектов. Отмечалось, что использование комбинации двух горючих - углеводородного, обладающего высокой плотностью, и водорода, обеспечивающего высокие значения удельного импульса, расширяют возможности ракет-носителей. Были проведены изыскания американских учёных Д.Мартина, В.Келуори, Р.Конрада, А.Вилхайта, которые показали, что сухая масса и габариты ракеты-носителя с комбинированной двигательной установкой, в которой могут использоваться два горючих, меньше, чем ракеты, выполненные по классической схеме. Утверждалось, что уменьшение массы одноступенчатых ракет-носителей достигает 15%, двухступенчатых 11%. Снижение сухой массы приносит немало преимуществ, поэтому вариант универсализации двигателей по отношению к горючему становится заманчивым.
При рассмотрении схемы трёхкомпонентных двигателей отмечалось, что редкие теплофизические характеристики водорода дают возможность использовать его эффективно в качестве охладителя и рабочего тела для привода насосов. Было предложено несколько схем трёхкомпонентных двигателей. Одна из них, с водородным газогенератором, разрабатывалась на базе использования с минимальными изменениями традиционных двухкомпонентных двигателей, имела преимущества, связанные с применением уже разработанных трактов горячих газов с избытком кислорода. Двигатель этой схемы с общим газогенератором и турбонасосным агрегатом работает только на одном режиме и используется совместно с ССМЕ.
Другая схема предусматривала использование двух камер, работающих на режиме первой ступени совместно - одна на керосине, другая на водороде, на режиме второй ступени ракеты углеводородная камера отключается. При работе водородной камеры во втором режиме возрастает геометрическая степень расширения без изменения конструкции.
Рассматривалась схема трёхкомпонентного двигателя с двумя соосными камерами сгорания и соплом двойного расширения. Центральное сопло - углеводородное, кольцевое периферийное - водородное. Один газогенератор в этой схеме работает с избытком кислорода. Вырабатываемое им рабочее тело подаётся на турбину, вращающую насосы кислорода. Второй газогенератор с избытком водорода вращает турбину водородного и углеводородного горючего. Схема трёхкомпонентного двигателя с двойным критическим сечением отличалась от схемы с соосными камерами сгорания главным образом тем, что продукты сгорания водородной и углеводородной камер смешиваются в дозвуковой зоне. Однако это условие ограничивало давление в углеводородной камере.
Ещё один вариант трёхкомпонентного двигателя предусматривал параллельное расположение камер сгорания. Схема отличалась от предыдущих лишь тем, что водородная камера сгорания с соплом размещена отдельно, а не вокруг углеводородной камеры.
Был проведен анализ эффективности рассмотренных схем трёхкомпонентных двигателей применительно к одноступенчатым ракетам-носителям. Рассчитывались оптимальные траектории и размеры ракеты-носителя, обеспечивающие вывод на орбиту одинаковой для каждой схемы полезной нагрузки по массе. Основная задача оптимизации ракеты-носителя заключалась в поиске наиболее выгодного распределения тяги между водородной и углеводородной камерами сгорания или, в других схемах, между двигателями водородными и углеводородными. Оптимум достигается, если трёхкомпонентными двигателями создаётся примерно 80% тяги, а доля углеводородного горючего составляет приблизительно 67%. Снижение сухой массы ракеты составляло около 22%, если сравнивать чисто водородную одноступенчатую ракету с ракетой, снабжённой трёхкомпонентными двигателями. Наименьшая масса получалась при доле тяги углеводородной камеры, равной или превышающей 75%. Использование схемы с соосными камерами сгорания и соплом двойного расширения позволяет уменьшать сухую массу ракеты-носителя на 19%. Варианты с параллельным расположением камер сгорания аналогичны двигателю с соосными камерами сгорания и соплом двойного расширения, разница в массе определяется в этом случае лишь двухпозиционным раздвижным соплом водородной камеры, что даёт выигрыш в сухой массе ракеты до 4%.
Из анализа следует, что необходимо учитывать донную площадь ракеты, образуемой комбинациями трёхкомпонентных двигателей различных систем, которая влияет на величину массы несущих элементов и аэродинамическое сопротивление.
Результаты расчётов, проведенные Д.Мартином, показывают, что двухступенчатые ракеты с трёхкомпонентным двигателем имеют меньшую массу, чем одноступенчатые. Применение трёхкомпонентных двигателей с соплом двойного расширения на обеих ступенях уменьшает сухую массу ракеты-носителя на 9% по сравнению с аналогичными вариантами одноступенчатой схемы. Использование трёхкомпонентных двигателей на ускорителях не приводит к существенному выигрышу сухой массы. Однако двухступенчатая схема требует разработки технических средств для обеспечения питания двигателей одной ступени от баков другой.
Далее сделаны выводы, что трёхкомпонентные двигатели позволяют снизить сухую массу ракеты-носителя. Наиболее высокая экономия возможна при применении схемы сопла двойного расширения.