Кріогенний двигун. Кріогенне паливо в авіації. Як це працює
І суперництво СРСР і за лідерство в освоєнні космосу з'явилися потужними стимуляторами розробок ЖРД.
У 1957 р. в СРСР під керівництвом С. П. Корольова була створена МБР Р-7, оснащена ЖРД РД-107 і РД-108, на той момент найпотужнішими і найдосконалішими у світі, розробленими під керівництвом В. П. Глушка. Ця ракета була використана як носій перших у світі Штучних супутників землі, перших пілотованих космічних апаратів та міжпланетних зондів.
У 1969 р. в США був запущений перший космічний корабель серії Аполлон, виведений на траєкторію польоту до Місяця ракетою-носієм Сатурн-5, перший ступінь якого був оснащений 5-ма двигунами F-1. F-1 по сьогодні є найпотужнішим серед однокамерних ЖРД, поступаючись по тягу чотирикамерному двигуну РД-170, розробленому КБ «Енергомаш» у Радянському Союзі в 1976 р.
В даний час космічні програми всіх країн базуються на використанні ЗРД.
Сфера використання, переваги та недоліки
Каторгін, Борис Іванович, академік РАН, колишній керівник НВО "Енергомаш"
Пристрій та принцип дії двокомпонентного ЖРД
Мал. 1 Схема двокомпонентного РРД
1 - магістраль окислювача
2 - магістраль пального
3 - насос окислювача
4 - насос пального
5 - турбіна
6 - газогенератор
7 - клапан газогенератора (окислювач)
8 - клапан газогенератора (паливо)
9 - головний клапан окислювача
10 - головний клапан пального
11 - вихлоп турбіни
12 - змішувальна головка
13 - камера згоряння
14 - сопло
Існує досить велика різноманітність схем устрою ЖРД, при єдності головного принципу їхньої дії. Розглянемо пристрій та принцип дії ЗРД на прикладі двокомпонентного двигуна з насосною подачею палива, як найбільш поширеного, схема якого стала класичною. Інші типи ЗРД (за винятком трьохкомпонентного) є спрощеними варіантами аналізованого, і при їх описі достатньо буде вказати спрощення.
На рис. 1 схематично представлено пристрій РРД.
Паливна система
Паливна система ЖРД включає всі елементи, що служать для подачі палива в камеру згоряння - паливні баки, трубопроводи, турбонасосний агрегат(ТНА) - вузол, що складається з насосів та турбіни, змонтованих на єдиному валу, форсункова головка, та клапани, що регулюють подачу палива.
Насосна подачапалива дозволяє створити в камері двигуна високий тиск від десятків атмосфер до 250 ат (ЖРД 11Д520 РН «Зеніт»). Високий тиск забезпечує великий ступінь розширення робочого тіла, що є передумовою досягнення високого значення питомого імпульсу . Крім того, при великому тиску в камері згоряння досягається найкраще значення тягозброєностідвигуна – відношення величини тяги до ваги двигуна. Чим більше значення цього показника, тим менші розміри і маса двигуна (при тій же величині тяги), і тим вищий рівень його досконалості. Переваги насосної системи особливо позначаються на ЖРД з великою тягою - наприклад, у рухових установках ракет-носіїв.
На рис.1 відпрацьовані гази з турбіни ТНА надходять через форсункову головку камеру згоряння разом з компонентами палива (11). Такий двигун називається двигуном з замкнутим циклом(інакше - із закритим циклом), при якому вся витрата палива, включаючи використовуване у приводі ТНА, проходить через камеру згоряння ЗРД. Тиск на виході турбіни в такому двигуні, очевидно, має бути вищим, ніж у камері згоряння ЖРД, а на вході в газогенератор (6), що живить турбіну, - ще вище. Щоб задовольнити цим вимогам, для приводу турбіни використовуються ті ж компоненти палива (під високим тиском), на яких працює сам ЖРД (з іншим співвідношенням компонентів, як правило, з надлишком пального, щоб знизити теплове навантаження на турбіну).
Альтернативою замкнутому циклу є відкритий цикл, При якому вихлоп турбіни проводиться прямо в довкілля через відвідний патрубок. Реалізація відкритого циклу технічно простіше, оскільки робота турбіни не пов'язана з роботою камери ЗРД, і в цьому випадку ТНА взагалі може мати свою незалежну паливну систему, що спрощує процедуру запуску всієї рухової установки. Але системи із замкнутим циклом мають дещо кращі значення питомого імпульсу, і це змушує конструкторів долати технічні труднощі їх реалізації, особливо великих двигунів ракет-носіїв, яких пред'являються особливо високі вимоги за цим показником.
У схемі на рис. 1 один ТНА нагнітає обидва компоненти, що допустимо у випадках, коли компоненти мають сумірні щільності. Для більшості рідин, що використовуються як компоненти ракетного палива, щільність коливається в діапазоні 1 ± 0,5 г/см³, що дозволяє використовувати один турбопривід для обох насосів. Виняток становить рідкий водень, який за температури 20°К має щільність 0,071 г/см³. Для такої легкої рідини потрібен насос з іншими характеристиками, в тому числі, зі значно більшою швидкістю обертання. Тому, у разі використання водню як пального, для кожного компонента передбачається незалежний ТНА.
При невеликій тязі двигуна (і, отже, невеликі витрати палива) турбонасосний агрегат стає занадто «важковаговим» елементом, що погіршує вагові характеристики рухової установки. Альтернативою насосної паливної системи служить витісняльна, При якій надходження палива в камеру згоряння забезпечується тиском наддуву в паливних баках, створюване стислим газом, найчастіше азотом, який негорючий, неотруйний, не є окислювачем і порівняно дешевий у виробництві. Для наддуву баків з рідким воднем використовується гелій, оскільки інші гази за нормальної температури рідкого водню конденсуються і перетворюються на рідини.
При розгляді функціонування двигуна з витіснювальною системою подачі палива із схеми на рис. 1 виключається ТНА, а компоненти палива надходять з баків прямо на головні клапани ЖРД (9) та (10). Тиск у паливних баках при витіснювальній подачі має бути вищим, ніж у камері згоряння, баки - міцніше (і важче), ніж у разі насосної паливної системи. Насправді тиск у камері згоряння двигуна з витіснювальною подачею палива обмежується величинами 10 - 15 ат. Зазвичай такі двигуни мають порівняно невелику тягу (не більше 10 т). Перевагами витіснювальної системи є простота конструкції та швидкість реакції двигуна на команду пуску, особливо, у разі використання самозаймистих компонентів палива. Такі двигуни служать до виконання маневрів космічних апаратів у космічному просторі. Витіснювальна система була застосована у всіх трьох рухових установках місячного корабля Аполлон - службовою (тяга 9760 кГс), посадковою (тяга 4760 кГс), та злітною (тяга 1950 кГс).
Форсункова головка- Вузол, в якому змонтовані форсунки, призначені для впорскування компонентів палива камери згоряння. Головна вимога до форсунок - максимально швидке і ретельне перемішування компонентів при вступі в камеру, тому що від цього залежить швидкість їх займання і згоряння.
Через Форсункову головку двигуна F-1 (англ.), наприклад, в камеру згоряння щомиті надходить 1,8 т рідкого кисню і 0,9 т гасу. І час знаходження кожної порції цього палива та продуктів його згоряння в камері обчислюється мілісекундами. За цей час паливо повинно згоріти наскільки можливо повніше, тому що паливо, що не згоріло, - це втрата тяги і питомого імпульсу. Вирішення цієї проблеми досягається рядом заходів:
- Максимальне збільшення числа форсунок в голівці з пропорційною мінімізацією витрати через одну форсунку. (У форсуночній головці двигуна встановлюється 2600 форсунок для кисню та 3700 форсунок для гасу).
- Спеціальна геометрія розташування форсунок у голівці та порядок чергування форсунок пального та окислювача.
- Спеціальна форма каналу форсунки, завдяки якій при русі каналом рідини повідомляється обертання, і при вступі в камеру вона розкидається в сторони відцентровою силою .
Система охолодження
Зважаючи на стрімкість процесів, що відбуваються в камері згоряння ЖРД, лише мізерна частина (частки відсотка) всієї теплоти, що виробляється в камері, передається конструкції двигуна, проте, через високу температуру горіння (іноді - понад 3000°К), і значну кількість тепла, що виділяється, навіть малої його частини достатньо для термічного руйнування двигуна, тому проблема охолодження РР дуже актуальна.
Для ЗРД з насосною подачею палива в основному застосовуються два методи охолодження стінок ЖРД: регенеративне охолодженняі пристінний шар, які часто використовуються спільно. Для невеликих двигунів з витіснювальною паливною системою часто застосовується абляційнийметод охолодження.
Регенеративне охолодженняполягає в тому, що в стінці камери згоряння і верхньої частини, що найбільш нагрівається, сопла тим чи іншим способом створюється порожнина (іноді звана «сорочкою охолодження»), через яку перед надходженням в змішувальну головку проходить один з компонентів палива (зазвичай - пальне), охолоджуючи таким чином стінку камери. Тепло, поглинене охолодним компонентом, повертається в камеру разом із самим теплоносієм, що й виправдовує назву системи – «регенеративна».
Розроблено різні технологічні прийоми до створення сорочки охолодження. Камера ЗРД ракети Фау-2, наприклад, складалася з двох сталевих оболонок, внутрішньої та зовнішньої, що повторювали форму один одного. За зазором між цими оболонками проходив охолодний компонент (етанол). Через технологічні відхилення товщини зазору виникали нерівномірності перебігу рідини, в результаті створювалися локальні зони перегріву внутрішньої оболонки, яка часто «прогорала» в цих зонах, з катастрофічними наслідками.
У сучасних двигунах внутрішня частина стінки камери виготовляється із високотеплопровідних бронзових сплавів. У ній створюються вузькі тонкостінні канали методом фрезерування (15Д520 РН 11К77 Зеніт, РН 11К25 Енергія), або травлення кислотою (SSME Space Shuttle). Зовні ця конструкція щільно охоплюється листовою оболонкою, що несе, зі сталі або титану, яка сприймає силове навантаження внутрішнього тиску камери. По каналах циркулює компонент, що охолоджує. Іноді сорочка охолодження збирається з тонких теплопровідних трубок для герметичності пропаяних бронзовим сплавом, але такі камери розраховані на нижчий тиск.
Пристінний шар(прикордонний шар, американці використовують також термін «curtain» - фіранка) - це газовий шар в камері згоряння, що знаходиться в безпосередній близькості від стінки камери, і складається переважно з парів пального. Для організації такого шару по периферії головки змішувача встановлюються тільки форсунки пального. З огляду на надлишок пального та нестачі окислювача хімічна реакція горіння в пристінному шарі відбувається набагато менш інтенсивно, ніж у центральній зоні камери. В результаті температура пристінного шару виявляється значно нижчою, ніж температура в центральній зоні камери, і він ізолює стінку камери від безпосереднього контакту з гарячими продуктами горіння. Іноді, крім цього, на бічних стінках камери встановлюються форсунки, що виводять частину пального в камеру прямо з сорочки охолодження, а також з метою створення пристінного шару.
Запуск ЖРД
Запуск ЖРД - відповідальна операція, що загрожує важкими наслідками у разі виникнення нештатних ситуацій під час її виконання.
Якщо компоненти палива є самозаймистітобто вступниками в хімічну реакцію горіння при фізичному контакті один з одним (наприклад, гептил / азотна кислота), ініціація процесу горіння не викликає проблем. Але якщо компоненти не є такими, необхідний зовнішній ініціатор займання, дія якого повинна бути точно узгоджена з подачею компонентів палива в камеру згоряння. Паливна суміш, що не згоріла, - це вибухівка великої руйнівної сили, і накопичення її в камері загрожує важкою аварією.
Після займання палива підтримка безперервного процесу його горіння відбувається само собою: паливо, що знову надходить в камеру згоряння, займається за рахунок високої температури, створеної при згорянні раніше введених порцій.
Для початкового займання палива в камері згоряння під час запуску ЗРД використовуються різні методи:
- Використання самозаймистих компонентів (як правило, на основі фосфоровмісних пускових горючих самозаймистих при взаємодії з киснем), які на самому початку процесу запуску двигуна вводяться в камеру через спеціальні, додаткові форсунки з допоміжної паливної системи, а після початку горіння подаються основні компоненти. Наявність додаткової паливної системи ускладнює пристрій двигуна, проте дозволяє його неодноразовий повторний запуск.
- Електричний запалювач, що розміщується в камері згоряння поблизу головки змішувача, який при включенні створює електричну дугу або серію іскрових розрядів високої напруги. Такий запальник – одноразовий. Після займання палива він згоряє.
- Піротехнічний запалювач. Поблизу головки змішувача в камері розміщується невелика піротехнічна шашка запальної дії, яка підпалюється електричним запалом.
Автоматика запуску двигуна погоджує за часом дію запальника та подачу палива.
Запуск великих ЗРД з насосною паливною системою складається з декількох стадій: спочатку запускається і набирає обертів ТНА (цей процес також може складатися з декількох фаз), потім включаються головні клапани ЗРД, як правило, в два або більше ступенів з поступовим набором тяги від ступеня до щаблі до нормальної.
Для відносно невеликих двигунів практикується запуск із виходом ЖРД відразу на 100% тяги, що називається «гарматним».
Система автоматичного керування ЗРД
Сучасний ЗРД забезпечується досить складною автоматикою, яка повинна виконувати такі завдання:
- Безпечний пуск двигуна та виведення його на основний режим.
- Підтримка стабільного режиму роботи.
- Зміна тяги відповідно до програми польоту або команди зовнішніх систем управління.
- Відключення двигуна після досягнення ракетою заданої орбіти (траєкторії).
- Регулює співвідношення витрат компонентів.
Система автоматичного управління рухової установкою включає датчики тиску і витрати в різних точках паливної системи, а виконавчими органами її є головні клапани ЖРД і клапани управління турбіною (на рис.1 - позиції 7, 8, 9 і 10).
Компоненти пального
Вибір компонентів палива є одним з найважливіших рішень при проектуванні ЗРД, що визначає багато деталей конструкції двигуна та наступні технічні рішення. Тому вибір палива для ЗРД виконується при всебічному розгляді призначення двигуна та ракети, на якій він встановлюється, умов їх функціонування, технології виробництва, зберігання, транспортування до місця старту тощо.
Одним із найважливіших показників, що характеризують поєднання компонентів є питомий імпульс, який має особливо важливе значення при проектуванні ракет-носіїв космічних апаратів, оскільки від нього в сильній мірі залежить співвідношення маси палива та корисного вантажу, а отже, розміри та маса всієї ракети (див. Формула Ціолковського), які при недостатньо високому значенні питомого імпульсу можуть виявитися нереальними. У таблиці 1 наведено основні характеристики деяких поєднань компонентів рідкого палива.
Таблиця 1.| Окислювач | Пальне | Усереднена щільність палива, г/см³ |
Температура у камері згоряння, °К |
Порожній питомий імпульс, з |
|---|---|---|---|---|
| Кисень | Водень | 0,3155 | 3250 | 428 |
| Гас | 1,036 | 3755 | 335 | |
| 0,9915 | 3670 | 344 | ||
| Гідразін | 1,0715 | 3446 | 346 | |
| Аміак | 0,8393 | 3070 | 323 | |
| Тетраоксид діазоту | Гас | 1,269 | 3516 | 309 |
| Несиметричний диметилгідразин | 1,185 | 3469 | 318 | |
| Гідразін | 1,228 | 3287 | 322 | |
| Фтор | Водень | 0,621 | 4707 | 449 |
| Гідразін | 1,314 | 4775 | 402 | |
| Пентаборан | 1,199 | 4807 | 361 |
Однокомпонентними є і реактивні двигуни, що працюють на стиснутому холодному газі (наприклад, повітрі або азоті). Такі двигуни називаються газореактивними та складаються з клапана та сопла. Газореактивні двигуни застосовуються там, де неприпустимий тепловий і хімічний вплив вихлопного струменя, і де основною вимогою є простота конструкції. Цим вимогам повинні задовольняти, наприклад, індивідуальні пристрої переміщення та маневрування космонавтів (УПМК), розташовані в ранці за спиною та призначені для переміщення під час робіт поза космічного корабля. УПМК працюють від двох балонів зі стисненим азотом, що подається через соленоїдні клапани в рухову установку, що складається з 16 двигунів.
Трикомпонентні ЗРД
З початку 1970-х років в СРСР і США вивчалася концепція трикомпонентних двигунів, які поєднували б у собі високе значення питомого імпульсу при використанні як пального водню, і більш високу усереднену щільність палива (а отже, менший обсяг і вага паливних баків), характерну для вуглеводневого пального. При запуску такий двигун працював би на кисні та гасі, а на великих висотах перемикався на використання рідких кисню та водню. Такий підхід, можливо, дозволить створити одноступеневий космічний носій. Російським прикладом трикомпонентного двигуна є ЖРД РД-701, який був розроблений для багаторазової транспортно-космічної системи МАКС.
Можливе також використання двох палив одночасно - наприклад водень-берилій-кисень та водень-літій-фтор (берилій та літій горять, а водень здебільшого використовується як робоче тіло), що дозволяє досягти значень питомого імпульсу в районі 550-560 секунд, проте технічно дуже складно та ніколи не використовувалося на практиці.
Управління ракетою
У рідинних ракетах двигуни часто крім основної функції - створення тяги, виконують роль органів управління польотом. Вже перша керована балістична ракета Фау-2 управлялася за допомогою 4 графітних газодинамічних кермів, поміщених в реактивний струмінь двигуна по периферії сопла. Відхиляючись, ці керма відхиляли частину реактивного струменя, що змінювало напрям вектора тяги двигуна, і створювало момент сили щодо центру мас ракети, що було керуючим впливом. Цей спосіб помітно знижує тягу двигуна, до того ж графітні керма в реактивному струмені схильні до сильної ерозії і мають дуже малий тимчасовий ресурс.
У сучасних системах керування ракетами використовуються поворотні камериЗРД, які кріпляться до несучих елементів корпусу ракети за допомогою шарнірів, що дозволяють повертати камеру в одній або двох площинах. Компоненти палива підводяться до камери за допомогою гнучких трубопроводів-сільфонів. При відхиленні камери від осі, паралельної осі ракети, тяга камери створює необхідний момент сили, що управляє. Повертаються камери гідравлічними або пневматичними кермовими машинками, які виконують команди, що виробляються системою управління ракетою.
У вітчизняному космічному носії Союз (див.фото в заголовку статті) крім 20 основних, нерухомих камер рухової установки є 12 поворотних (кожна - у своїй площині), керуючих камер меншого розміру. Кермові камери мають загальну паливну систему із основними двигунами.
З 11 маршових двигунів (всіх щаблів) ракети-носія Сатурн-5 дев'ять (крім центральних 1-го та 2-го щаблів) є поворотними, кожен - у двох площинах. При використанні основних двигунів як керуючих робочий діапазон повороту камери становить не більше ±5°: через велику тягу основної камери і розташування її в кормовому відсіку, тобто на значній відстані від центру мас ракети, навіть невелике відхилення камери створює значний керуючий
Двигуни призначені для використання на літальних апаратах з кріогенним паливом, для високошвидкісного наземного транспорту, в системах електроруху морських суден, космічної та загальнопромислової кріогенної техніки для приводу кріогенних насосів, холодних осьових компресорів і т.д.
Як активні матеріали ротора використані високотемпературні надпровідні (ВТСП) керамічні елементи на основі ітрію або вісмуту.
основні переваги
ВТСП двигуни різних типів, що працюють у середовищі рідкого азоту, мають питому вихідну потужність у 3-4 рази вище, ніж звичайні електромотори.
З 2005 р. у МАІ ведуться розробки високодинамічних електродвигунів для приводів кріонасосів водневої енергетики та систем кріозабезпечення силових СП кабелів. Експериментально показано, що високодинамічні двигуни з постійними магнітами та об'ємними ВТСП елементами мають вихідну потужність у 1,3-1,5 рази вище, ніж звичайні синхронні двигуни при тих самих режимах охолодження серед рідкого азоту.
У 2007 р. у МАІ спільно з ВАТ «НВО Енергомаш імені ак. В. П. Глушко» та ВАТ «АКБ Якір» створено та успішно випробувано промисловий зразок кріонасоса з ВТСП електроприводом для систем кріозабезпечення силових СП кабелів.
Завершено розробку та випробування двигунів потужністю до 100 кВт. На стадії розробки знаходяться двигуни потужністю до 500 кВт.
Новизна запропонованих рішень захищена сімома патентами на винаходи.
Дослідження виконуються у рамках спільних німецько-російських проектів, що об'єднують МАІ (Москва), ВНДІМ ім. А. А. Бочвара (Москва), ВЕІ (Москва), ІФТТ РАН (пос. Чорноголівка, Московська область), IPHT (Jena, Deutschland), Oswald Elektromeotoren GmbH (Miltenberg, Deutschland), IEMA (Stuttgart, Deutschland), IFW ( Dresden, Deutschland), а також за проектом «Наука заради миру» між МАІ та Оксфордським університетом (Велика Британія).
Основні технічні характеристики
- Електродвигуни гістерезисного типу
- Електродвигуни реактивного типу
Контакти:
+7 499 158-45-67
Ми всі знаємо, що однією з основ матеріального життя сучасного людства є всім відомі корисні копалини нафту та газ. Благословенні вуглеводні так чи інакше присутні в будь-якій галузі нашого з вами життя і перше, що спадає на думку будь-якій людині – пальне. Це бензин, гас і природний газ, що використовується у різних енергосистемах (у тому числі й у двигунах транспортних засобів).
Скільки автомобілів на дорогах світу і літаків у повітрі спалюють у своїх двигунах... Кількість їх величезний і настільки ж величезний обсяг палива, що вилітає, так би мовити, в трубу (і при цьому ще впорає внести свою чималу частку в отруєння атмосфери:-)). Однак цей процес не нескінченний. Запаси нафти, з якої виробляється левова частка палива, що використовується у світі (незважаючи на те, що вона поступово здає свої позиції природному газу), швидко зменшуються. Вона постійно дорожчає і дефіцит її відчувається дедалі більше.
Таке становище вже давно змушує дослідників і вчених усього світу шукати альтернативні джерела палива, зокрема й авіації. Одним із напрямів такої діяльності стали розробки літальних апаратів, які використовують кріогенне паливо.
Кріогенний означає « народжений холодом», і паливом у цьому випадку служить скраплений газ, який зберігається за дуже низьких температур. Першим, який привернув у цьому плані увагу розробників газом, став водень. Цей газ за своєю теплотворною здатністю втричі перевершує гас і, крім того, при його використанні в двигуні в атмосферу виділяється вода і зовсім невелика кількість оксидів азоту. Тобто для атмосфери він нешкідливий.
Літак ТУ-154Б-2.
В середині 80-х років минулого століття в конструкторському бюро А.Н.Туполєва почали створювати літак, який використовує як паливо рідкий водень. Він був розроблений на базі серійного ТУ-154Б з використанням турбореактивного двоконтурного двигуна НК-88. Цей двигун був створений у двигунобудівному конструкторське бюро ім. Кузнєцова(Самара) знову ж таки на базі серійного двигуна для Ту-154 НК-8-2 і призначався для роботи на водні або природному газі. Треба сказати, що у цьому бюро роботи з нової тематики велися ще з 1968 року.
Той самий літак Ту-155 на зберіганні... На жаль поганому зберіганні:-(.
Новий літак, що працює на кріогенне паливоотримав найменування ТУ-155. Але все не так просто. Справа в тому, що водень - це небезпечне паливо. Він надзвичайно горючий і вибухонебезпечний. Має виняткову проникаючу здатність, а зберігатися і транспортуватися може тільки в зрідженому стані при дуже низьких температурах, близьких до абсолютного нуля (-273 градуси за Цельсієм). Ці особливості водню є досить великою проблемою.
Тому ТУ-155 являв собою лабораторію, що літає, для дослідження і вирішення існуючих проблем і базовий літак при її створенні зазнав корінної переробки. Замість правого двигуна НК-8-2 було встановлено новий кріогенний НК-88 (два інші залишилися рідними:). У задній частині фюзеляжу на місці пасажирського салону розмістили спеціальний бак для кріогенного палива, Рідкого водню, об'ємом 20 куб.м. з посиленою екранно-вакуумнийізоляцією, де водень міг зберігатися за температури нижче мінус 253 градуси Цельсія. До двигунів він подавався спеціальним. турбонасосним агрегатомяк на ракеті.
Двигун НК-88. Зверху на двигуні видно потужний турбонасосний агрегат.
Через велику вибухонебезпечність довелося з відсіку з паливним баком видалити практично все електрообладнання, щоб унеможливити найменшу можливість іскроутворення, і весь відсік постійно продувався азотом або повітрям. Для управління агрегатами силової установки було створено спеціальну гелієву систему управління. Крім того, пари водню з бака потрібно було відводити подалі від двигунів, щоб уникнути займання. Для цього створили дренажну систему. На літаку добре видно її відведення у хвостовій частині фюзеляжу (особливо на кілі).
Компонувальна схема ТУ-155. Блакитний – паливний бак. У передньому відсіку - обладнання, що забезпечує. Червоним – кріогенний двигун.
Загалом було створено та впроваджено понад 30 нових літакових систем. Втім робота була проведена грандіозна:-). Адже ще потрібно було наземне, не менш складне обладнання, що забезпечує заправку та зберігання. Правда тоді повним ходом йшла розробка системи «Буран», на ракеті-носія якої одним із компонентів палива був рідкий водень. Тому вважалося, що все буде поставлено на промислову основу та нестачі в паливі не буде. Але, я думаю, кожному зрозуміло, що кріогенне паливо в такій системі стає просто золотим за вартістю. І це означає, що комерційне використання рідкого водню в найближчому майбутньому навряд чи можливе. Тому вже тоді йшла підготовка до переходу на інший вид кріогенного палива – зріджений природний газ(ЗПГ).
Проте перший політ ТУ-155 на рідкому водні відбувся 15 квітня 1988 року. Ще крім цього було 4 таких польоти. Після цього ТУ-155 зазнав доопрацювання для польотів з використанням зрідженого природного газу (ЗПГ).
Цей вид палива в порівнянні з воднем значно дешевший і доступніший, крім того він ще й у кілька разів дешевший за гас. Теплотворна здатність його на 15% вище, ніж у гасу. Крім того, він також мало засмічує атмосферу, а зберігати його можна при температурі мінус 160 градусів, що на 100 градусів вище, ніж у водню. Крім того на тлі водню ЗПГ все ж таки менш пожежонебезпечний (хоча, звичайно, небезпека така все ж таки існує) і є достатній досвід підтримки його в безпечному стані. Організація газопостачання (ЗПГ) аеродромів взагалі теж не становить надзвичайної складності. Майже до кожного великого аеропорту підведено газові трубопроводи. Втім переваг вистачає:-).
Перші польоти ТУ-155, що вже використовує кріогенне паливоскраплений природний газ відбулися у січні 1989 року. (Ролик, вміщений нижче, розповідає про це). Ще було близько 90 таких польотів. Всі вони показали, що витрата палива в порівнянні з гасом зменшується майже на 15%, тобто літак стає економнішим і вигіднішим.
Тепер трохи про перспективи… Наприкінці 90-х головний розпорядник російських газових запасів Газпром виступив з ініціативою будівництва на початку вантажно-пасажирського, а потім просто пасажирського літака, який міг би повністю працювати на ЗПГ. Літак отримав найменування ТУ-156 і створювався з урахуванням вже існуючого ТУ-155. На нього повинні були встановлюватися три нові двигуни НК-89. Це аналогічні НК-88, але мають дві незалежні паливні системи: одну для та іншу для кріогенного палива(ЗПГ). Це було зручно в тому плані, що далеко не скрізь була можливість заправки газом, і літак міг би за необхідності переходити з однієї системи живлення на іншу. На це за розробленою технологією потрібно було лише п'ять хвилин. НК-89 мав також теплообмінник у затурбінному просторі, де скраплений газ переходив у газоподібний стан і потім надходив до камери згоряння.
Були проведені великі дослідницькі та розрахункові роботи з перекомпонування відсіків та розташування паливних баків. До 2000 року на Самарському авіаційному заводі повинні були бути випущені три ТУ-156 і розпочато їх сертифікацію та дослідну експлуатацію. Але… На жаль, цього зроблено не було. І перешкоди для здійснення задуманих планів були виключно фінансовими.
Після цього були розроблені ще кілька проектів літаків, що використовують кріогенне паливо (СПГ), такі, як, наприклад, ТУ-136 з турбогвинтовими двигунами, що працюють як на гасі, так і на зрідженому газі та широкофюзеляжний ТУ-206 з турбореактивними двигунами, що працюють на СПГ . Однак на даний момент усі ці проекти так поки що проектами і залишилися.
Модель літака Ту-136.
Модель літака ТУ-206 (ТУ-204К).
Як складуться справи у цій галузі авіаційної науки та техніки покаже час. Поки що створення літальних апаратів, які використовують кріогенне паливогальмується різними обставинами, як об'єктивними, і суб'єктивними. Має бути ще багато зробити в галузі розробки спеціальних літакових систем, розвитку наземної інфраструктури, систем транспортування та зберігання палива. Але тема ця надзвичайно перспективна (і, як на мене, дуже цікава:-)). Водень з його величезною енергоємністю та практично невичерпними запасами – це паливо майбутнього. Про це можна говорити з повною впевненістю. Перехідним етапом для цього є використання природного газу.
І цей рішучий крок у майбутнє зроблено саме у Росії. Випробовую гордість ще раз кажучи про це:-). Ніде у світі не було і досі немає літальних апаратів, подібних до нашого ТУ-155. Хочеться навести слова відомого американського авіаційного інженера Карла Бревера: Росіяни здійснили в авіації справу, пропорційне польоту першого супутника Землі!»
Це справжня правда! Дуже тільки хочеться, щоб справи ці йшли потоком (а російські це можуть:-)), і щоб цей потік був безперервний, а не рухався ривками, як це у нас часто буває…
Ми всі знаємо, що однією з основ матеріального життя сучасного людства є всім відомі корисні копалини нафту та газ. Благословенні вуглеводні так чи інакше присутні в будь-якій області нашого з вами життя і перше, що спадає на думку будь-якій людині - пальне. Це бензин, гас і природний газ, що використовується у різних енергосистемах (у тому числі й у двигунах транспортних засобів).
Скільки автомобілів на дорогах світу і літаків у повітрі спалюють у своїх двигунах бензин і гас... Кількість їх величезний і настільки ж величезний об'єм палива, що вилітає, так би мовити, в трубу (і при цьому ще впорає внести свою чималу частку в отруєння атмосфери:) -)). Однак цей процес не нескінченний. Запаси нафти, з якої виробляється левова частка палива, що використовується у світі (незважаючи на те, що вона поступово здає свої позиції природному газу), швидко зменшуються. Вона постійно дорожчає і дефіцит її відчувається дедалі більше.
Таке становище вже давно змушує дослідників і вчених усього світу шукати альтернативні джерела палива, зокрема й авіації. Одним із напрямів такої діяльності стали розробки літальних апаратів, які використовують кріогенне паливо.
Кріогенний означає «народжений холодом», і в цьому випадку паливом служить зріджений газ, який зберігається при дуже низьких температурах. Першим, який привернув у цьому плані увагу розробників газом, став водень. Цей газ за своєю теплотворною здатністю втричі перевершує гас і, крім того, при його використанні в двигуні в атмосферу виділяється вода і зовсім невелика кількість оксидів азоту. Тобто для атмосфери він нешкідливий.
Кріогенне паливо
Літак ТУ-154Б-2
У середині 80-х років минулого століття в конструкторському бюро А.Н.Туполєва почали створювати літак, який використовує як паливо рідкий водень. Він був розроблений на базі серійного ТУ-154Б із використанням турбореактивного двоконтурного двигуна НК-88. Цей двигун був створений у двигунобудівному конструкторському бюро ім. Кузнєцова (Самара) знову ж таки на базі серійного двигуна для Ту-154 НК-8-2 і призначався для роботи на водні чи природному газі. Треба сказати, що у цьому бюро роботи з нової тематики велися ще з 1968 року.
Кріогенне паливо
Той самий літак Ту-155 на зберіганні... На жаль, погане зберігання:-(
Новий літак, що працює на кріогенному паливі, отримав найменування ТУ-155. Але все не так просто. Справа в тому, що водень – це небезпечне паливо. Він надзвичайно горючий і вибухонебезпечний. Має виняткову проникаючу здатність, а зберігатися і транспортуватися може тільки в зрідженому стані при дуже низьких температурах, близьких до абсолютного нуля (-273 градуси за Цельсієм). Ці особливості водню є досить великою проблемою.
Тому ТУ-155 являв собою лабораторію, що літає, для дослідження і вирішення існуючих проблем і базовий літак при її створенні зазнав корінної переробки. Замість правого двигуна НК-8-2 було встановлено новий кріогенний НК-88 (два інші залишилися рідними:). У задній частині фюзеляжу на місці пасажирського салону розмістили спеціальний бак для кріогенного палива, рідкого водню обсягом 20 куб.м. з посиленою екранно-вакуумною ізоляцією, де водень міг зберігатися за температури нижче мінус 253 градуси Цельсія. До двигунів він подавався спеціальним турбонасосним агрегатом, як на ракеті.
Кріогенне паливо
Двигун НК-88. Зверху на двигуні видно масивний турбонасосний агрегат
Через велику вибухонебезпечність довелося з відсіку з паливним баком видалити практично все електрообладнання, щоб унеможливити найменшу можливість іскроутворення, і весь відсік постійно продувався азотом або повітрям. Для управління агрегатами силової установки було створено спеціальну гелієву систему управління. Крім того, пари водню з бака потрібно було відводити подалі від двигунів, щоб уникнути займання. Для цього створили дренажну систему. На літаку добре видно її відведення у хвостовій частині фюзеляжу (особливо на кілі).
Кріогенне паливо
Компонувальна схема ТУ-155. Блакитний – паливний бак. У передньому відсіку - обладнання, що забезпечує. Червоним – кріогенний двигун
Загалом було створено та впроваджено понад 30 нових літакових систем. Втім робота була проведена грандіозна:-). Адже ще потрібно було наземне, не менш складне обладнання, що забезпечує заправку та зберігання. Щоправда, тоді повним ходом йшла розробка системи «Буран», на ракеті-носії якої одним із компонентів палива був рідкий водень. Тому вважалося, що все буде поставлено на промислову основу та нестачі в паливі не буде. Але, я думаю, кожному зрозуміло, що кріогенне паливо в такій системі стає просто золотим за вартістю. І це означає, що комерційне використання рідкого водню в найближчому майбутньому навряд чи можливе. Тому вже тоді йшла підготовка до переходу на інший вид кріогенного палива – скраплений природний газ (ЗПГ).
Проте перший політ ТУ-155 на рідкому водні відбувся 15 квітня 1988 року. Ще крім цього було 4 таких польоти. Після цього ТУ-155 зазнав доопрацювання для польотів з використанням зрідженого природного газу (ЗПГ).
Цей вид палива в порівнянні з воднем значно дешевший і доступніший, крім того він ще й у кілька разів дешевший за гас. Теплотворна здатність його на 15% вище, ніж у гасу. Крім того, він також мало засмічує атмосферу, а зберігати його можна при температурі мінус 160 градусів, що на 100 градусів вище, ніж у водню. Крім того на тлі водню ЗПГ все ж таки менш пожежонебезпечний (хоча, звичайно, небезпека така все ж таки існує) і є достатній досвід підтримки його в безпечному стані. Організація газопостачання (ЗПГ) аеродромів взагалі теж не становить надзвичайної складності. Майже до кожного великого аеропорту підведено газові трубопроводи. Втім переваг вистачає:-) .
Перші польоти ТУ-155, що вже використовує кріогенне паливо, зріджений природний газ відбулися в січні 1989 року. (Ролик, вміщений нижче, розповідає про це). Ще було близько 90 таких польотів. Всі вони показали, що витрата палива в порівнянні з гасом зменшується майже на 15%, тобто літак стає економнішим і вигіднішим.
Тепер трохи про перспективи... Наприкінці 90-х головний розпорядник російських газових запасів Газпром виступив з ініціативою будівництва на початку вантажно-пасажирського, а потім просто пасажирського літака, який міг би повністю працювати на ЗПГ. Літак отримав найменування ТУ-156 і створювався з урахуванням вже існуючого ТУ-155. На нього мали встановлюватися три нові двигуни НК-89. Це ТРДД, аналогічні НК-88, але мають дві незалежні паливні системи: одну для гасу та іншу для кріогенного палива (ЗПГ). Це було зручно в тому плані, що далеко не скрізь була можливість заправки газом, і літак міг би за необхідності переходити з однієї системи живлення на іншу. На це за розробленою технологією потрібно було лише п'ять хвилин. НК-89 мав також теплообмінник у затурбінному просторі, де скраплений газ переходив у газоподібний стан і потім надходив до камери згоряння.
Були проведені великі дослідницькі та розрахункові роботи з перекомпонування відсіків та розташування паливних баків. До 2000 року на Самарському авіаційному заводі повинні були бути випущені три ТУ-156 і розпочато їх сертифікацію та дослідну експлуатацію. Але... На жаль, цього зроблено не було. І перешкоди для здійснення задуманих планів були виключно фінансовими.
Після цього були розроблені ще декілька проектів літаків, що використовують кріогенне паливо (СПГ), такі, як, наприклад, ТУ-136 з турбогвинтовими двигунами, що працюють як на гасі, так і на зрідженому газі та широкофюзеляжний ТУ-206 з турбореактивними двигунами, що працюють на СПГ . Однак на даний момент усі ці проекти так поки що проектами і залишилися.
Кріогенне паливо
Модель літака Ту-136
Кріогенне паливо
Модель літака ТУ-206 (ТУ-204К)
Як складуться справи у цій галузі авіаційної науки та техніки покаже час. Поки що створення літальних апаратів, що використовують кріогенне паливо гальмується різними обставинами, як об'єктивними, так і суб'єктивними. Має бути ще багато зробити в галузі розробки спеціальних літакових систем, розвитку наземної інфраструктури, систем транспортування та зберігання палива. Але тема ця надзвичайно перспективна (і, як на мене, дуже цікава:-)). Водень, з його величезною енергоємністю та практично невичерпними запасами, – це паливо майбутнього. Про це можна говорити з повною впевненістю. Перехідним етапом для цього є використання природного газу.
І цей рішучий крок у майбутнє зроблено саме у Росії. Випробовую гордість ще раз кажучи про це:-) . Ніде у світі не було і досі немає літальних апаратів, подібних до нашого ТУ-155. Хочеться навести слова відомого американського авіаційного інженера Карла Бревера: "Російські вчинили в авіації справу, пропорційну польоту першого супутника Землі!"
Це справжня правда! Дуже тільки хочеться, щоб справи ці йшли потоком (а російські це можуть:-)), і щоб цей потік був безперервний, а не рухався ривками, як це у нас часто буває...
У наш час заморожені продукти це наше все. Від фруктів та морозива до м'яса, все це може бути заморожено та використано пізніше за своїм прямим призначенням. Саме тому вже багато років існують вантажівки-рефрижератори, які займаються перевезенням десятків тонн замороженої продукції.
І незважаючи на те, що використовуються подібні вантажівки часто, досі не існує жодного варіанту, як змусити цих «конячок» споживати менше палива, а їдять вони його багато, на 25% більше ніж звичайні вантажні автомобілі такої вантажопідйомності.
Ні, існують, звичайно, компресори, які обертаються за допомогою двигунів внутрішнього згоряння, інші підходять до проблеми з боку роботи компресорів за допомогою електродвигунів, що живляться бортовою мережею автомобіля, однак так чи інакше, жоден з варіантів не скорочує споживання палива і в результаті в довкілля потрапляє безліч шкідливих викидів.
Так було до цього року, а точніше до конкурсу Invention Awards 2014, в рамках якого винахідник Пітер Дерман продемонстрував кріогенний двигун власної розробки, який, можливо, стане вирішенням проблеми великої витрати палива у вантажівок-рефрижераторів.
Двигун Дермана (саме так названий кріогенний двигун) працює за рахунок тепла товарів та тепла навколишнього середовища, змушуючи кипіти рідкий азот, який знаходиться у спеціальній ємності. Як наслідок – виходить газ, який використовується для приведення в дію двигуна. Варто додати, що двигун у свою чергу обертає компресор.
Принцип роботи кріогенної рефрижераторної установки
- Спеціальна ємність закачується рідким азотом, температура якого становить –160 градусів за шкалою Цельсія. Вартість рідкого азоту, що закачується в резервуар, становить трохи більше 60 відсотків вартості додаткового дизельного палива, яке може бути витрачено звичайним рефрижератором на охолодження вантажу за вісім годин роботи.
- Тепло навколишнього середовища змушує кипіти рідкий азот, перетворюючи його на дуже холодний газ. Цей холодний газ проходить через спеціальний теплообмінник, що дозволяє задовольнити близько двох третин від загальної кількості холоду, який потрібний для охолодження вантажу.
- Після теплообмінника нагрітий азот під тиском подається у двигун Дермана, який обертає компресор, вентилятори системи примусового охолодження та додатковий електрогенератор.
- Після того, як компресор стискає азот, він охолоджує його і направляє на другий теплообмінник, що забезпечує третину холоду, який використовують для охолодження вантажу.
За оцінками фахівців, подібна система може ефективно використати до 40% енергії рідкого азоту, що практично аналогічно ефективності роботи дизельного двигуна. Але в результаті ми отримуємо істотну різницю, тому що рідкий азот дешевший від того ж дизпалива і в той же час не забруднює навколишнє середовище. Наразі дослідний зразок двигуна Дермана готується до випробувань на дорогах Великобританії, після чого, у разі успіху, двигун піде у масове виробництво.
