Р7-ВРД
Материал из RuSpace.
| Данная страница находится в разработке, Вы можете помочь нам, дополнив, отредактировав или отформатировав данную статью |
Любительский проект модернизации ракеты-носителя семейства Р-7 путём использования воздушно-реактивных двигателей вместе или вместо существующей первой ступени. Активно развивался Олегом Лазутченко и Евгением Петровым . Проект также известен как 8К714
Материал, приведённый ниже, основан на отчете, подготовленном авторами по результатам исследований.
Содержание |
Введение
Легендарная ракета Р–7 вывела человечество на долгую звездную дорогу. Уникальной является ее история, уникальны ее достижения, уникальна ее конструкция, которая просуществовав без малого полвека, похоже, и в новом тысячелетии не останется без работы. До сих пор экономические показатели этого носителя — теперь в модификации «Союз–У» и «Молния–М» — намного превосходят экономические показатели самых продвинутых космических систем. Стоимость доставки груза на орбиту значительно меньше, чем, скажем, у системы «Space Shuttle», являющейся единственным средством пилотируемой космонавтики в США. Тем не менее, технический прогресс позволяет рассчитывать, что изменив некоторые компоненты этой ракетно–космической системы, мы сможем транспортировать грузы на орбиту с еще меньшими затратами.
Предлагаемая вашему вниманию работа не является официальным отчетом какой–либо конструкторской организации — ее провели любители, принимавшие участие в дискуссиях о путях развития космонавтики, бурно проходивших в одной из телеконференций любительской сети FIDO — RU.SPACE
Поэтому материалы отчета базируются на открытых источниках информации, которых оказалось явно недостаточно для более полноценного анализа. Тем не менее, в процессе дискуссий выявилась оригинальная идея об использовании воздушно–реактивных двигателей на первой ступени РН «Союз–У», которая на уровне имеющихся сведений представляется вполне жизнеспособной, и потому заслуживающей самого пристального внимания и добротного профессионального анализа. Для того, что бы идея не умерла, как это обычно происходит с информацией, содержащейся в телеконференциях, она вынесена в интернет–среду и изложена в форме технического отчета, принятой в организациях, занимающихся разработкой новой техники.
Вы можете присоединиться к обсуждению — высказать свои мысли, дополнения или критику, если с вашей точки зрения допущены какие–то технические неточности. Работа не закрыта и по мере появления новой информации, она будет учитываться в проекте. Если вы располагаете какой то полезной для обсуждения информацией, не использованной в отчете или хотя бы ссылкой на доступный источник, содержащий такую информацию, обязательно раскажите нам об этом. Возможно, что с Вашей информацией анализ окажется гораздо полнее…
Анализ возможности использования ВРД на первой ступени РН
Cуществующие ВРД и перспектива их применения на первой ступени РН «Союз–У»
В настоящее время серийно выпускается широкий ассортимент турбореактивных двигателей, в той или иной мере пригодных для использования на первой ступени космического носителя. По соображениям уменьшения стоимости разработки, наибольший интерес представляют двигатели отечественного производства, однако не следует снимать с расмотрения и возможность разовой закупки двигателей зарубежного производства. В рамках настоящего исследования предполагается, что двигатели будут использоваться многократно, поэтому большое количество их не потребуется. Ориентировочно принято, что для осуществления самой напряженной программы запусков, на одном космодроме достаточно иметь в обороте два рабочих комплекта двигателей и один запасной. Это не много, и поэтому закупка двигателей зарубежного производства может считаться вполне оправданной, если они обеспечивают улучшение технико–экономических показателей системы и способны в разумные сроки окупить свою более высокую стоимость.
В качестве подходящих кандидатур рассматриваются двигатели с большой тягой, способные работать в заданном диапазоне рабочих скоростей и высот (Hмакс= 25 км, Vмакс= 2500 км/ч= 700 м/с). Теоретически в этом диапазоне можно заставить работать практически любые ТРДД — скорость потока на входе в двигатель определяется конструкцией воздухозаборника, а давление — скоростным напором. Тем не менее, к рассмотрению взяты только те конструкции, для которых возможность функционирования в указанном диапазоне подтверждена на практике их использованием на соответствующих летательных аппаратах.
В сводную таблицу помимо двигателей с рекордной тягой (22…25 тс) включены и двигатели с меньшей тягой. Это сделано по той причине, что крупнокалиберные мощные двигатели имеют немалые габариты, которые могут затруднить компоновку системы. В то же время двигатели меньшей размерности (от самолетов Су–27 и МиГ–29) могут применяться в связке, обеспечивая при этом лучшие параметры и обеспечивая необходимую конструкторскую свободу.
ТТХ анализируемых ВРД
Источник: CD–ROM «Двигатели 1944–2000: авиационные, ракетные, морские, промышленные», «АКС–Конверсалт», 2000 г.
| двигатель | самолёты | параметры полёта | |
|---|---|---|---|
| высота
м | скорость
м/с | ||
| АЛ–31Ф | Су–27 | 18 500 | 695 |
| АЛ–41Ф | МФИ | ? | ? |
| Д–30Ф6 | МиГ–31 | 20 000 | 835 |
| НК–22 | Ту–22М2 | 500 | |
| НК–25 | Ту–22М3 | 13 300 | 550 |
| НК–32 | Ту–160 | 15 600 | 610 |
| НК–321 | Ту–144ЛЛ | 18 000 | 695 |
| НК–144 | Ту–144 | 17 000 | 650 |
| РД–7М2 | Ту–22Р | 11 000 | 450 |
| РД–33 | МиГ–29 | 18 000 | 695 |
| РД36–41 | Т–4 | 22 000 | 890 |
| РД36–51А | Ту–144Д | 18 000 | 650 |
Двигатели АЛ–31Ф, АЛ–41Ф
| двигатель | 31Ф | 41Ф |
| тип | ТРДДФ | |
| тяга, тс: | ||
| – взлётная форсажная | 12,5 | |
| – взлётная | 7,85 | |
| расход топлива, кг/кгс·ч: | ||
| – взлётный форсажный | 1,960 | |
| – взлётный | 0,666 | |
| масса двигателя, кг | 1530 | |
| длина двигателя, мм | 4945 | |
| диаметр двигателя, мм | 1240 | |
| диаметр входного сечения, мм | 910 | |
| параметры взлётного режима: | ||
| – степень двухконтурности | 0,571 | |
| – степень компрессии | 23,0 | |
| – расход воздуха, кг/с | 112 | |
| – температура газа на входе в турбину, К | 1660 | |
Двигатель Д–30Ф6
| тип | ТРДДФ | |
| тяга, тс: | ||
| – взлётная | 9,5 | |
| – форсажная (H=20 км, V=3000 км/ч) | 15,5 | |
| расход топлива, кг/кгс·ч: | ||
| – взлётный | 0,72 | |
| – форсажный | 1,90 | |
| масса двигателя, кг | 2416 | |
| длина двигателя, мм | ||
| диаметр входного сечения, мм | ||
| параметры взлётного режима: | ||
| – степень двухконтурности | 0,57 | |
| – степень компрессии | 21,15 | |
| – расход воздуха, кг/с | ||
| – температура газа на входе в турбину, К | 1640 | |
Двигатели семейства НК–22/НК–144
| двигатель | 144 | 144А (22) | 144В (23) |
|---|---|---|---|
| тип | ТРДДФ | ||
| тяга, тс: | |||
| – взлётная форсажная | 17,5 | 20,0 | 22,0 |
| – взлётная | 15,0 | ||
| – крейсерская форсажная (H=18 км, V=2350 км/ч) | 3,97 | 5,0 | |
| – крейсерская (H=11 км, V=1000 км/ч) | 3,0 | 3,0 | 3,0 |
| расход топлива, кг/кгс·ч: | |||
| – взлётный | 1,6 | 1,65 | |
| – крейсерский форсажный | 1,56 | 1,81 | 1,40 |
| – крейсерский | 0,965 | 0,92 | 0,94 |
| масса двигателя, кг | 3540 | 3540 | 3650 |
| длина двигателя, мм | 7690 | 7690 | |
| диаметр входного сечения, мм | 1355 | 1355 | 1355 |
| параметры взлётного режима: | |||
| – степень двухконтурности | 0,6 | 0,6 | 0,53 |
| – степень компрессии | 14,2 | 14,75 | 17,0 |
| – расход воздуха, кг/с | 236 | ||
| – температура газа на входе в турбину, К | 1360 | 1390 | 1500 |
Двигатели семейства НК–25/НК–32
| двигатель | 25 | 32 | 321 |
|---|---|---|---|
| тип | ТРДДФ | ||
| тяга, тс: | |||
| – взлётная форсажная | 25,0 | 25,0 | |
| – крейсерская | 14,5 | 14,0 | |
| расход топлива, кг/кгс·ч: | |||
| – взлётный форсажный | 2,08 | 1,70 | |
| – крейсерский | 0,76 | 0,73 | |
| масса двигателя, кг | 3650 | ||
| длина двигателя, мм | 7453 | ||
| максимальный диаметр, мм | 1700 | ||
| параметры взлётного режима: | |||
| – степень двухконтурности | 1,45 | 1,40 | 1,536 |
| – степень компрессии | 25,9 | 28,4 | 28,2 |
| – расход воздуха, кг/с | |||
| – температура газа на входе в турбину, К | 1600 | 1630 | |
Двигатели РД–7М2, РД36–41, РД36–51А
| двигатель | 7М2 | 36-41 | 36-51А |
|---|---|---|---|
| тип | ТРДФ | ТРДФ | ТРД |
| тяга, тс: | |||
| – взлётная (форсажная) | 16,0 | 16,0 | 20,0 |
| – крейсерская 1 (H=11 км, V=1000 км/ч) | 10,5 | 3,0 | |
| – крейсерская 2 (H=18 км, V=2350 км/ч) | — | 5,0 | |
| – крейсерская 3 (H=22 км, V=3200 км/ч) | — | — | |
| расход топлива, кг/кгс·ч: | |||
| – взлётный (форсажный) | 2,15 | 1,90 | 0,882 |
| – крейсерский 1 | 0,87 | 0,940 | |
| – крейсерский 2 | — | 1,230 | |
| – крейсерский 3 | — | — | |
| масса двигателя, кг | 3825 | 3900 | |
| длина двигателя, мм | 7204 | 5976 | |
| диаметр входного сечения, мм | 1216 | 1486 | |
| параметры взлётного режима: | |||
| – степень компрессии | 10,8 | 15,8 | |
| – расход воздуха, кг/с | 274 | ||
| – температура газа на входе в турбину, К | 1355 | ||
Двигатель РД–33
| тип | ТРДДФ |
| тяга, тс: | |
| – взлётная форсажная | 8,30 |
| – максимальная бесфорсажная | 5,04 |
| расход топлива, кг/кгс·ч: | |
| – взлётный форсажный | |
| – максимальный бесфорсажный | 0,77 |
| масса двигателя, кг | 1055 |
| длина двигателя, мм | 4230 |
| диаметр двигателя, мм | 1040 |
| параметры взлётного режима: | |
| – степень двухконтурности | 0,48 |
| – степень компрессии | 21,0 |
| – расход воздуха, кг/с | 77 |
| – температура газа на входе в турбину, К | 1680 |
Конструирование модифицированного варианта РН
По–настоящему совершенная транспортная система должна покрывать потребности как можно более широкого спектра заказов на услуги по космическому извозу — это обеспечит ей выживание на рынке и вытеснение конкурентов из всех возможных весовых категорий. Поэтому представляется логичным на этапе эскизного проектирования не ограничивать разработку единственным вариантом компоновки, а рассмотреть альтернативные варианты. В качестве отправной точки выбраны такие варианты:
Вариант А — тяжелая весовая категория. Конструктивная проработка должна привести к существенному увеличению массы ПН, выводимой на заданную орбиту, что позволит использовать носители класса «Союз» для операций на геостационарной орбите, а так же открыть переспективу к разработке нового поколения пилотуруемых КК, в том числе и с горизонтальной (самолетной) посадкой.
Вариант В — стандартная весовая категория. Носители этой категории должны выводить на орбиту существующие КА, традиционые для исходного класса носителей «Союз». Целью разработки является заметное снижение затрат на вывод таких классических нагрузок.
Вариант С — легкая весовая категория. Несмотря на то, что в этом классе существует большое количество разнообразных носителей, вариант облегченного «Союза» может иметь перспективу в связи с низкими удельными затратами на запуск, экологически безвредным топливом и высокой степени унифицированности со старшими классами.
Реализация варианта А может быть достигнута путем установки дополнительных ВРД на стандартную конфигурацию «Союза». При этом возможны два варианта:
Вариант А1 — старт производится только за счет тяги ВРД, которые отрывают ракету от стартового стола и разгоняют ее до скорости 835 м/с и высоты 25 км, где включаются ЖРД и дальнейший полет происходит согласно стандартной схеме работы блоков РН «Союз».
Вариант А2 — на старте происходит включение ВРД и ЖРД первой ступени (боковых блоков). В этой конфигурации происходит отрыв от стола и разгон до скорости и высоты сброса ВРД (аналогично предыдущему варианту). Дальнейший полет происходит на ЖРД боковых блоков, а включение второй ступени происводится перед сбросом боковых блоков.
Реализация варианта В осушествляется путем замены части боковых блоков с ЖРД на блоки с ВРД. При этом возможны следующие варианты:
Вариант В1 — заменяются два из четырех боковых блоков, старт производится за счёт тяги ВРД и оставшихся боковых блоков с ЖРД;
Вариант В2 — заменяются два из четырех боковых блоков на блоки с меньшим количеством ВРД; старт производится за счёт тяги двигателей всех блоков, включая центральный.
Носитель легкого класса (вариант С)реализуется при снятии всех четырех боковых блоков. Так как тяги центрального блока для взлёта в такой конфигурации недостаточно, для отрыва от стола и первоначального разгона используются ВРД. При этом возможны следующие варианты:
Вариант C1 — старт производится только за счет тяги ВРД.
Вариант C2 — на старте происходит включение ВРД и ЖРД центрального блока.
Ниже приведены ориентировочные ТТХ рассмотренных вариантов при условии применения в качестве ВРД двигателя НК–321 без дополнительного форсирования (нулевой вариант — существующая РН «Союз–У»).
| вариант | количество | время работы ВРД, с | двигатели, работающие на старте | общая тяга на старте, тс | масса, т | ||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| № | код | блоков I ст. | ВРД | ВРД | I ст. | II ст. | РН | ПН | сумм. | ||
| 0 | — | 4 | — | — | — | + | + | 407,8 | 305,9 | 7,1 | 313,0 |
| 1 | A1 | 4 | 20 | 150 | + | – | – | 500,0 | 444,3 | 18,4 | 462,7 |
| 2 | A2 | 4 | 4 | 100 | + | + | – | 431,9 | 331,2 | 11,0 | 342,2 |
| 3 | B1 | 2 | 8 | 105 | + | + | – | 366,0 | 268,6 | 9,8 | 278,4 |
| 4 | B2 | 2 | 4 | 90 | + | + | + | 341,9 | 233,2 | 7,2 | 240,4 |
| 5 | C1 | 0 | 8 | 155 | + | — | – | 200,0 | 184,9 | 7,3 | 192,2 |
| 6 | C2 | 0 | 4 | 130 | + | — | + | 175,9 | 155,8 | 4,6 | 160,4 |
