YF-77 является первым в Китае криогенный ракетный двигатель разработан для бустерных приложений. Он сжигает жидкое водородное топливо и жидкий кислородный окислитель, используя цикл газогенератора . Пара этих двигателей приводит в действие базовую ступень LM-5 . Каждый двигатель может независимо подвешиваться в двух плоскостях. [1] [3] Хотя YF-77 зажигается перед взлетом, четыре накладных ускорителя LM-5 обеспечивают большую часть начальной тяги в устройстве, аналогичном европейскому Vulcain на Ariane 5 или японскому LE-7. на H-II .
Страна происхождения | Китай |
---|---|
Первый полет | Первый полет Long March 5 (2016-11-03) |
Дизайнер | Академия аэрокосмических технологий жидкостного движения |
Заявление | маршевый двигатель |
Связанный L / V | Длинный марш 5 |
Статус | В сервисе |
Жидкостный двигатель | |
Пропеллент | Жидкий кислород / жидкий водород |
Соотношение смеси | От 5,5 до 5,45 (регулируется) |
Цикл | Газогенератор |
Конфигурация | |
Камера | 1 |
Соотношение форсунок | 49 |
Представление | |
Тяга (вакуум) | 700 кН (160000 фунтов-силы) |
Тяга (SL) | 518 кН (116000 фунтов-силы) |
Давление в камере | 10,2 МПа (1480 фунтов на кв. Дюйм) |
Я sp (Vac.) | 430,1 секунды (4,218 км / с) |
I sp (SL) | 320,1 секунды (3,139 км / с) |
Время горения | 525 секунд (8,75 мин) |
Габаритные размеры | |
Диаметр | 1446 мм (56,9 дюйма) |
Используется в | |
Основной этап Long March 5 . | |
Рекомендации | |
Рекомендации | [1] [2] |
Разработка
В январе 2002 года разработка нового криогенного двигателя была одобрена Комиссией по науке, технологиям и промышленности национальной обороны . Ответственность за разработку была возложена на Пекинский институт аэрокосмических силовых установок, подразделение Академии аэрокосмических ракетных двигателей . Эскизный проект был завершен к середине 2002 года, а первый комплект компонентов был изготовлен к началу 2003 года. В том же году прошли начальные испытания компонентов и подсистем, причем 30 июля газогенератор успешно провел свое первое испытание. Powerpack успешно прошел первое комплексное испытание, и 17 сентября 2004 г. был произведен успешный 50-секундный запуск полного прототипа двигателя.
В мае 2013 года началась официальная кампания квалификационных испытаний. К концу 2013 года было проведено более 70 испытаний и 24 000 секунд стрельбы в установившемся режиме на 12 двигателях. Обзор концепции подтвердил, что цель по характеристикам и требования к пусковой установке были выполнены, и двигатель был готов к интеграции для первого запуска ракеты Long March 5 . [1] Разработка двигателя началась в 2000-х годах, а испытания под руководством Китайского национального космического управления (CNSA) начались в 2005 году. Двигатель был успешно испытан к середине 2007 года. [4]
Техническое описание
Требования к недорогому, высоконадежному одноразовому двигателю удовлетворяются за счет использования двух газогенераторных двигателей мощностью 510 кН (110 000 фунтов-силы) (на уровне моря) на единой монтажной раме. Каждый двигатель имеет двойные турбонасосы с отдельным выхлопом газа. Обе турбины питаются от одного генератора богатого топливом газа. Камеры сгорания и горловина охлаждаются регенеративно , а в сопле, имеющем сварную трубчатую конструкцию, используется охлаждение отвала . Турбонасосы используют для пуска твердотопливные патроны, а в газогенераторе и камере сгорания используются пиротехнические воспламенители . Клапаны и предварительные клапаны представляют собой шаровые краны с гелиевым приводом . Тяга и соотношение смеси калибруются с помощью Вентури и клапана утилизации пороха при наземных испытаниях. Двигатель также имеет двойной теплообменник для подачи горячего газообразного водорода и кислорода для повышения давления в баке. [1]
Все подсистемы прикреплены к камере сгорания, а карданный шарнир достигается за счет вращения всего двигателя в двух ортогональных плоскостях с помощью двух независимых исполнительных механизмов. В пластине инжектора используются коаксиальные инжекторы, некоторые из которых расширены для создания перегородок, предотвращающих нестабильности высоких частот. Турбонасос на титановом топливе использует двухступенчатый насос с индуктором и приводится в действие двухступенчатой осевой турбиной. Он вращается со скоростью 35 000 об / мин и обеспечивает давление нагнетания 16,5 МПа (2390 фунтов на кв. Дюйм). В турбонасосе окислителя используется одноступенчатый центробежный насос со спиральным индуктором, приводимым в действие двухступенчатой турбиной. Он вращается со скоростью 18 000 об / мин и обеспечивает давление нагнетания 14 МПа (2000 фунтов на кв. Дюйм). [1]
Рекомендации
- ^ a b c d e Ван, Вейбин; Чжэн, Дайонг; Цяот, Гуйюй (23.09.2013). "Состояние разработки криогенного кислородно-водородного двигателя YF-77 для Long-March 5" (pdf) . 64-й Международный астронавтический конгресс, Пекин, Китай . Международная астронавтическая федерация . МАК-13-С4.1 (2x17679): 7 . Проверено 2 июля 2015 .
- ^ Нан, Чжан (23.09.2013). «Разработка двигателя LOX / LH2 в Китае» (pdf) . 64-й Международный астронавтический конгресс, Пекин, Китай . Международная астронавтическая федерация . МАК-13-С4.1 (1x18525): 5 . Проверено 2 июля 2015 .
- ^ «Чанг Чжэн-5 (Длинный марш-5)» . SinoDefence. Архивировано из оригинала на 2015-07-03 . Проверено 2 июля 2015 .
- ^ Чен, Минканг; Ru, Jiaxin (2007).凌霄: 长征 系列 火箭 的 发展 历程[ Божественная стрела пересекает небо: история разработки серии ракет Long March ] (на китайском языке). Шанхай: Шанхайская научная, технологическая и образовательная пресса. ISBN 7542841130. OCLC 223362195 .
Внешние ссылки
- Отчет о космическом запуске