Świat rakiet i kosmosu na rozdrożu: światowe trendy wymagają niższych kosztów i większego bezpieczeństwa usług kosmicznych. Projektanci muszą wynaleźć nowe silniki rakietowe na paliwo ciekłe (LPRE) wykorzystujące paliwa przyjazne dla środowiska, zastępując drogi, energochłonny ciekły wodór tanim skroplonym gazem ziemnym (LNG) o zawartości metanu 90–98 procent. Paliwo to w połączeniu z ciekłym tlenem umożliwia tworzenie nowych wysokowydajnych i niedrogich silników przy maksymalnym wykorzystaniu już istniejących elementów zaplecza konstrukcyjnego, materiałowego, technologicznego i produkcyjnego.
LNG jest nietoksyczny, a podczas spalania w tlenie powstaje para wodna i dwutlenek węgla. W przeciwieństwie do nafty, która jest szeroko stosowana w rakietach, wycieki LNG szybko odparowują bez szkody dla środowiska.
Pierwsze testy
Temperatura zapłonu gazu ziemnego z powietrzem i dolna granica jego stężenia wybuchowego jest wyższa niż oparów wodoru i nafty, dlatego w rejonie niskich stężeń jest mniej wybuchowy w porównaniu z innymi paliwami węglowodorowymi.
Generalnie eksploatacja LNG jako paliwa rakietowego nie wymaga żadnych dodatkowych środków przeciwpożarowych i przeciwwybuchowych, które nie były wcześniej stosowane.
Gęstość LNG jest sześciokrotnie większa niż ciekłego wodoru, ale o połowę mniejsza niż gęstość nafty. Mniejsza gęstość prowadzi do odpowiedniego wzrostu wielkości zbiornika LNG w porównaniu do zbiornika na naftę. Jednak biorąc pod uwagę wyższy stosunek zużycia utleniacza i paliwa (wynosi około 3,5:1 dla ciekłego tlenu (LC) + paliwa LNG i 2,7:1 dla paliwa ZhK + nafta), całkowita objętość paliwa ZhK + tankowane LNG” wzrasta tylko o 20 proc. Biorąc pod uwagę efekt utwardzenia kriogenicznego materiału, a także możliwość łączenia dna zbiorników LC i LNG, waga zbiorników paliwowych będzie stosunkowo niewielka.
I wreszcie produkcja i transport LNG od dawna są opanowane.
Biuro Projektowe Inżynierii Chemicznej (KB Khimmash) im. AM Isaeva w Korolowie w obwodzie moskiewskim rozpoczęło (jak się okazało, ciągnące się latami z powodu bardzo skromnych funduszy) prace nad rozwojem paliwa ZhK + LNG w 1994 roku, kiedy podjęto prace projektowo - projektowe i podjęto decyzję o stworzeniu nowego silnika na bazie schematyczno-konstrukcyjnej istniejącego układu tlenowo-wodorowego HPC1 o ciągu 7,5 tf, eksploatowanego z powodzeniem w ramach górnego stopnia (Cryogenic Upper Stage) 12KRB indyjskiego pojazdu nośnego GSLV MkI (Geosynchronous Satellite Launch Vehicle).
W 1996 roku przeprowadzono testy samodzielnego wypalania generatora gazu z wykorzystaniem ciekłego ciekłego i naturalnego gazu jako składników paliwa, które miały głównie na celu sprawdzenie rozruchu i stabilnych trybów pracy - 13 wtrąceń potwierdziło sprawność generatora gazu i dało wyniki, które zostały wykorzystane w rozwoju generatorów gazu odzyskowego pracujących na schematach otwartych i zamkniętych.
W sierpniu-wrześniu 1997 r. Biuro Konstrukcyjne Chimmash przeprowadziło próby ogniowe jednostki sterującej silnika KVD1 (również z wykorzystaniem gazu ziemnego zamiast wodoru), w których komora odchylona w dwóch płaszczyznach pod kątem ± 39,5 stopnia została połączona w pojedyncza konstrukcja (ciąg - 200 kgf, ciśnienie w komorze - 40 kg/cm2), zawory start-stop, pirotechniczny układ zapłonowy i napędy elektryczne - jeden standardowy układ kierowniczy KVD1 przeszedł sześć startów o łącznym czasie pracy ponad 450 sekund i komora ciśnienie w zakresie 42–36 kg/cm2. Wyniki testów potwierdziły możliwość stworzenia małej komory wykorzystującej jako chłodziwo gaz ziemny.
W sierpniu 1997 r. KB Khimmash rozpoczął próby wypalania pełnowymiarowego silnika o obiegu zamkniętym o ciągu 7,5 tf na paliwie ZhK + LNG. Podstawą do produkcji był zmodyfikowany silnik KVD1 o obiegu zamkniętym z dopalaniem gazu generatora gazu redukcyjnego i chłodzeniem komory paliwem.
Zmodyfikowano standardową pompę utleniacza KVD1: zwiększono średnicę wirnika pompy, aby zapewnić wymagany stosunek głowic utleniacza i pompy paliwa. Poprawiono również hydrauliczne strojenie przewodów silnika, aby zapewnić wyliczony stosunek komponentów.
Zastosowanie prototypowego silnika, który wcześniej przeszedł cykl prób wypalania na LCD + ciekły wodór, pozwoliło na maksymalne obniżenie kosztów badań.
Testy na zimno pozwoliły na opracowanie sposobu przygotowania silnika i stanowiska do prac gorących pod kątem zapewnienia wymaganych parametrów LNG w zbiornikach stołowych, schłodzenia utleniacza i przewodów paliwowych do temperatur gwarantujących niezawodną pracę pomp podczas okres rozruchu oraz stabilny i stabilny rozruch silnika.
Pierwsza próba ogniowa silnika odbyła się 22 sierpnia 1997 r. na stoisku przedsiębiorstwa, które dziś nosi nazwę Naukowe Centrum Badań Przemysłu Rakietowego i Kosmicznego (SRC RCP). W praktyce KB Khimmash testy te były pierwszym doświadczeniem wykorzystania LNG jako paliwa do pełnowymiarowego silnika z obiegiem zamkniętym.
Celem testu było uzyskanie pozytywnego wyniku ze względu na pewne obniżenie parametrów i ułatwienie warunków pracy silnika.
Kontrolę osiągnięcia trybu i pracy w trybie zrealizowano za pomocą sterowników przepustnicy oraz wskaźnika zużycia składników paliwa z wykorzystaniem algorytmów HPC1 z uwzględnieniem współdziałania kanałów sterowania.
Program pierwszej próby zapłonowej silnika obiegu zamkniętego został w całości zrealizowany. Silnik pracował przez określony czas, nie było żadnych uwag co do stanu części materiałowej.
Wyniki badań potwierdziły fundamentalną możliwość wykorzystania LNG jako paliwa w zespołach silnika tlenowo-wodorowego.
Jest dużo gazu - nie ma koksu
Następnie kontynuowano testy w celu pogłębienia badań procesów związanych z wykorzystaniem LNG, sprawdzenia pracy zespołów silnikowych w szerszych warunkach aplikacyjnych oraz optymalizacji rozwiązań konstrukcyjnych.
Łącznie w latach 1997-2005 odbyło się pięć prób wypałowych dwóch egzemplarzy silnika KVD1, przystosowanego do stosowania paliwa ZhK + LNG, trwających od 17 do 60 sekund, zawartość metanu w LNG - od 89,3 do 99,5%.
Reasumując, wyniki tych badań pozwoliły na określenie podstawowych zasad rozwoju silnika i jego zespołów przy wykorzystaniu paliwa „ZhK + LNG” i przejście w 2006 roku do kolejnego etapu badań polegającego na opracowaniu, wytworzeniu i testowanie silnika C5.86. Komora spalania, generator gazu, zespół turbopompy i regulatory tej ostatniej są konstrukcyjnie i parametrycznie wykonane specjalnie do pracy na paliwie ZhK + LNG.
Do 2009 roku przeprowadzono dwa testy ogniowe silników C5.86 o czasie trwania 68 i 60 sekund przy zawartości metanu w LNG 97,9 i 97,7%.
Pozytywne wyniki uzyskano przy uruchamianiu i zatrzymywaniu silnika na paliwo ciekłe, pracującego w stanach ustalonych pod względem ciągu i stosunku składników paliwa (zgodnie z działaniami kontrolnymi). Jednak jedno z głównych zadań - eksperymentalna weryfikacja braku akumulacji fazy stałej w ścieżce chłodzenia komory (koksu) oraz w ścieżce gazu (sadza) przy wystarczająco długich obrotach - nie mogło zostać wykonane ze względu na ograniczoną objętość zbiorników stołowych LNG (maksymalny czas włączenia wynosił 68 sekund). Dlatego w 2010 roku podjęto decyzję o wyposażeniu stanowiska do przeprowadzania prób ogniowych trwających co najmniej 1000 sekund.
Jako nowe stanowisko pracy do testowania silników rakietowych na paliwo ciekłe na paliwo ciekłe, o odpowiedniej pojemności, wykorzystano stanowisko testowe NRC RCP. Przygotowując się do testu, uwzględniono znaczne doświadczenie zdobyte wcześniej podczas siedmiu testów ogniowych. W okresie od czerwca do września 2010 r. dopracowano układy stanowiskowe ciekłego wodoru pod kątem wykorzystania LNG, zainstalowano na stanowisku silnik C5.86 nr 2, kompleksowe testy układów pomiarowych, kontrolnych, zabezpieczeń awaryjnych oraz Wykonano regulację stosunku zużycia paliwa i ciśnienia w komorze spalania.
Zbiorniki ławkowe napełniano paliwem ze zbiornika transportowego cysterny (pojemność 56,4 m3 przy zatankowaniu 16 ton) za pomocą jednostki tankowania LNG, w skład której wchodzi wymiennik ciepła, filtry, zawory odcinające i przyrządy pomiarowe. Po zakończeniu napełniania zbiorników schłodzono i napełniono linie stanowiskowe doprowadzające komponenty paliwowe do silnika.
Silnik uruchomił się i pracował normalnie. Zmiany reżimu odbywały się zgodnie z wpływami systemu kontroli. Od 1100 sekund temperatura gazu generatora gazu stale rosła, w wyniku czego podjęto decyzję o zatrzymaniu silnika. Wyłączenie nastąpiło na polecenie w 1160 sekund bez żadnych uwag. Przyczyną wzrostu temperatury był powstały w trakcie badania nieszczelność kolektora wylotowego ścieżki chłodzenia komory spalania - pęknięcie spoiny zatkanej dyszy procesowej zainstalowanej na kolektorze.
Analiza wyników przeprowadzonej próby ogniowej pozwoliła na stwierdzenie:
- w trakcie pracy parametry silnika były stabilne w trybach przy różnych kombinacjach stosunku zużycia składników paliwa (2,42 do 1 - 3,03 do 1) i ciągu (6311 - 7340 kgf);
- potwierdził brak tworzenia się fazy stałej w ścieżce gazu i brak osadów koksu w ścieżce cieczy silnika;
- uzyskano niezbędne dane eksperymentalne w celu udoskonalenia metody obliczeniowej chłodzenia komory spalania przy zastosowaniu LNG jako chłodnicy;
- zbadano dynamikę wyjścia kanału chłodzącego komory spalania do ustalonego reżimu cieplnego;
- potwierdził poprawność rozwiązań technicznych zapewniających rozruch, kontrolę, regulację i inne, z uwzględnieniem specyfiki LNG;
-opracowany C5.86 o ciągu 7,5 tf może być używany (samodzielnie lub w połączeniu) jako silnik napędowy w obiecujących górnych stopniach i górnych stopniach rakiet nośnych;
- pozytywne wyniki prób wypałowych potwierdziły możliwość dalszych eksperymentów w celu stworzenia silnika pracującego na paliwie ZhK + LNG.
Podczas kolejnej próby ogniowej w 2011 roku silnik był włączany dwukrotnie. Przed pierwszym wyłączeniem silnik pracował przez 162 sekundy. Przy drugim rozruchu, przeprowadzonym w celu potwierdzenia braku tworzenia się fazy stałej w ścieżce gazu i osadów koksu w ścieżce cieczy, osiągnięto rekordowy czas pracy silnika o tych wymiarach przy jednym rozruchu – 2007 sekund, jak również potwierdzono możliwość dławienia ciągu. Test przerwano z powodu wyczerpania się składników paliwowych. Całkowity czas pracy tej instancji silnika wyniósł 3389 sekund (cztery uruchomienia). Przeprowadzona detekcja defektów potwierdziła brak powstawania fazy stałej i koksu na ścieżkach silnika.
Zestaw prac teoretycznych i eksperymentalnych z C5.86 nr 2 potwierdzono:
- fundamentalna możliwość stworzenia silnika o wymaganych wymiarach na parze paliwowej komponentów „ZhK + LNG” z dopalaniem gazu generatora redukcyjnego, co zapewnia utrzymanie stabilnych charakterystyk i praktyczny brak fazy stałej w drogi gazu i osady koksu w drogach cieczy silnika;
-możliwość wielokrotnego uruchamiania i zatrzymywania silnika;
-możliwość długotrwałej pracy silnika;
-poprawność przyjętych rozwiązań technicznych zapewniających wielokrotne rozruchy, sterowanie, regulację z uwzględnieniem cech LNG i zabezpieczenia awaryjnego;
-Możliwości NIC RCP oznaczają długoterminowe testy.
Ponadto we współpracy z NRC RCP opracowano technologię transportu, tankowania i termostatowania dużych mas LNG oraz opracowano rozwiązania technologiczne, które mają praktyczne zastosowanie w procedurze tankowania produktów lotniczych.
LNG - droga do lotów wielokrotnego użytku
Ze względu na to, że podzespoły i zespoły silnika demonstracyjnego C5.86 nr 2 z powodu ograniczonych środków finansowych nie zostały odpowiednio zoptymalizowane, nie udało się w pełni rozwiązać szeregu problemów, m.in.:
wyjaśnienie właściwości termofizycznych LNG jako chłodziwa;
uzyskanie dodatkowych danych do sprawdzenia zbieżności charakterystyk głównych jednostek podczas symulacji na wodzie i pracy na LNG;
eksperymentalna weryfikacja ewentualnego wpływu składu gazu ziemnego na charakterystykę głównych bloków, w tym na ścieżki chłodzenia komory spalania i generatora gazu;
wyznaczanie charakterystyk silników rakietowych na paliwo ciekłe w szerszym zakresie zmian trybów pracy i podstawowych parametrów zarówno przy rozruchu jednokrotnym, jak i wielokrotnym;
optymalizacja procesów dynamicznych przy starcie.
Aby rozwiązać te problemy, KB Khimmash wyprodukował zmodernizowany silnik C5.86A nr 2A, którego turbosprężarka została po raz pierwszy wyposażona w turbinę rozruchową, zmodernizowaną turbinę główną i pompę paliwową. Zmodernizowano tor schładzania komory spalania oraz przeprojektowano iglicę przepustnicy stosunku paliwa.
Próbę ogniową silnika przeprowadzono 13 września 2013 r. (zawartość metanu w LNG - 94,6%). Program testowy przewidywał trzy przełączniki o łącznym czasie trwania 1500 sekund (1300 + 100 + 100). Uruchomienie i praca silnika w trybie przebiegały normalnie, ale po 532 sekundach system ochrony awaryjnej wygenerował polecenie awaryjnego wyłączenia. Przyczyną wypadku było dostanie się obcej cząstki metalu do drogi przepływu pompy utleniacza.
Mimo wypadku C5.86A nr 2A pracował dość długo. Po raz pierwszy wprowadzono na rynek silnik przeznaczony do stosowania jako część stopnia rakietowego, który wymaga wielokrotnych rozruchów, zgodnie z zaimplementowanym schematem z wykorzystaniem pokładowego akumulatora ciśnieniowego wielokrotnego ładowania. Uzyskano stabilny tryb pracy dla danego trybu ciągu i maksimum wcześniej zrealizowanego stosunku zużycia składników paliwa. Określono możliwe rezerwy na zwiększenie ciągu i zwiększenie stosunku zużycia składników paliwa.
Teraz KB Khimmash kończy produkcję nowej kopii C5.86 w celu przetestowania maksymalnego możliwego zasobu pod względem czasu pracy i liczby uruchomień. Powinien stać się prototypem prawdziwego silnika na paliwie ZhK + LNG, który nada nową jakość górnym stopniom pojazdów nośnych i tchnie życie w systemy transportowe wielokrotnego użytku. Z ich pomocą przestrzeń stanie się dostępna nie tylko dla badaczy i wynalazców, ale być może tylko dla podróżników.
