Ракетный двигатель PROMETHEUS является предвестником нового семейства ЖРД, характеризующимися такими свойствами как:
1) Относительно дешевые комплектующие;
2) Конструктивная гибкость. Гибкость технологических решений.
3) Возможность повторного использования.
Программа реализуется в рамках сотрудничества CNES и Ariane Group.
Целью этой программы является разработка, производство и испытания усовершенствованного недорогого 100-тонного МРД работающего н связке LOx (кислород)/LCH4 (метан).
Основы в достижении многократного использования:
1) Переменная тяга и многократное зажигание во время спуска ступени.
2)Сведение к минимуму наземных операций до и после полета.
3)Широкое использование аддитивного производства для создания компонентов двигателя,
4)Внедрение полностью электрической системы управления и бортового компьютера ракетного двигателя (РЭЭК) для управления и мониторинга как связки двигателей, так и самого двигателя.
Будущая эволюция европейского семейства ракет-носителей Arian потребует
1)Постоянного снижения затрат (до 10 раз) по сравнению с нынешними криогенными двигателями. И применения нового топлива - метана.
2)Систематического применения проектирования и однократных затратных подходов
3) Инновационных производственных технологий.
Предполагаемая дорожная карта ESA/FLPP по многоразовому использованию показана на рисунке 2.
Одним из шагов этой программы. Является повторное использование уменьшенного демонстратора - Themis Reusable Booster.
Двигатель PROMETHEUS. Схема работы. И его диагностика.
Качество картинки из интернета не очень хорошее. Но картинка стала вполне читаема после моих манипуляцией с ней.
Фиолетовым показан воспламеняющийся газ. Красным показана метановая жидкость. А желтым тут показан кислород.
Схема двигателя Prometheus. Основной состав компонентов:
1) Одновальный турбонасос ( желто-красно-фиолетовый) .
1а -желтая OP - турбина жидкого кислорода
1б -красная MP -турбина жидкого метана
1в - фиолетовая Т- турбина горячих газов.
2) Газогенератор (выведенное отдельное фиолетовое пятно от турбины Т)
3) Два клапана газогенератора
VGO-кислородный клапан
VGM-метановый клапан
4) Камера сгорания ТСА и NE с регенеративным охлаждением метаном.
5) VCM -пусковой отсечной клапан на систему охлаждения метана
6) VCM -пусковой отсечной клапан на систему охлаждения метана
7)MAFD - электронный вентиль для температурной зоны горячих газов турбины. Смесь - метана и кислорода.
8)OAFD - электронный вентиль для охлаждения зоны горячих газов турбины.
Кислорода.
9) Система включения клапанов BEVM.
10) Линии подачи жидкости и системы фильтров.
Диапазон дросселирования тяги. Двигатель должен иметь возможность снижать тягу с 1000 кН до 300 кН на уровне моря. То есть должен работать в 30% от номинального режима работы двигателя. Также двигатель Prometeus должен иметь возможность работать в большом диапазоне тяги, а электрическое управление двигателем в области тяги основано на полном электроприводе клапанов. Это совершенно другое по сравнению с двигателем Vulcain 2, полное пневматическое приведение в действие, связанное с одним рабочим процессом.
Все детали семейства ракетных двигателей PROMETHEUS взаимозаменяемые. Если какая-то деталь имеет какой-либо критический износ после эксплуатации ракетного двигателя в составе многоразовой ракеты. Деталь-запчасть может быть заменена на новую. Или гибко изменена конструктивная схема для предотвращения износа соседних деталей.
Двигатель Prometheus оснащен специальным блоком управления REEC (Rocket Engine Electronic Controller), который сможет выполнять управление двигателем во время полета, что дает возможность дросселирования от Усилия в 100 тс до усилия 30 тс.
В дополнение к этому блок управления REEC позволяет:
1)Осуществлять полное электрическое управление системами двигателя.
2) Мониторинг работоспособности использования двигателя во время полета.
Система HUMS после полета позволяет проводить: немедленную диагностику, состояние двигателя с целью возможности его повторного использования.
Аддитивное производство (АП) двигателя PROMETHEUS.
До сих пор лишь немногие детали аддитивного производства использовались в качестве первичных элементов в ракетных двигателях. Основная функциональная и структурная роль обусловлена типичным ограничением размеров машин LBM (лазерно-лучевой плавки).
Одним из ключевых технологических подходов двигателя PROMETHEUS является широкое использование AП. Что способствовало созданию гибкой конструкции и сокращению времени производства. Большие усилия были затрачены на разработку оборудования для AП.
Вывод. АП обеспечивает гибкость при разработке двигателя: этот процесс сокращает цикл разработки и создает спиральную схему разработки этой программы посредством быстрого прототипирования элементов технологических решений.
На изготовление прототипов методом 3D-печати металлом было потрачено более 2000 часов (84 дня или менее 3 месяцев). В эксперименте печатались: корпуса турбонасоса, диски турбины, газогенераторы, клапаны, камеры сгорания.
Кроме того, уже проведена компания по тестированию некоторых компонентов, например, кавитационные испытания турбонасосов.
Что касается камеры сгорания (КС), был выполнен компромисс между различными концепциями, включая воспламенитель, форсунки, гильзовая часть, абляционный корпус, металлический удлинитель сопла.
Важным преимуществом является испытание камеры сгорания ROMEO на огнестойкость в 2016 году в испытательном центре DLR (Лампольдсхаузен).
По газогенератору Full-AM проведены две испытательные компании с 2017-2019 год на стенде Р8 в испытательном центре DLR (Лампольдсхаузен).
Была исследована большая область применения этого газогенератора (см. рис 3 и фото 5 вдали внизу), выполнено более 1300 операций в установившемся режиме. Этот информация, позволила широко охарактеризовать работу газогенератора с точки зрения сгорания. Эффективность, термическое расслоение и запас устойчивости (LF и HF) для всего рабочего диапазона.
Источники:
1. Статья про центр DLR и многоразовый Ракетный двигатель PROMETHEUS.
2. Испытание водородного двигателя РД-0120 одноразовой сверхтяжелой ракеты Энергия.
3. Видео об испытаниях одноразового ракетного двигателя Vulcan 2.1