YF-77
 | |
| Страна происхождения | Китай |
|---|---|
| Первый полет | Первый полет Long March 5 (2016-11-03) |
| Дизайнер | Академия аэрокосмических жидкостных двигательных технологий |
| Приложение | маршевый двигатель |
| Связанный ЛВ | Великий поход 5 |
| Статус | В эксплуатации |
| Двигатель на жидком топливе | |
| Пропеллент | Жидкий кислород / Жидкий водород |
| Соотношение компонентов смеси | 5.5 (регулируемая) |
| Цикл | Газогенератор |
| Конфигурация | |
| Камера | 1 |
| Соотношение сопел | 49 |
| Производительность | |
| Тяга, вакуум | 700 кН (160 000 фунтов силы) |
| Тяга, уровень моря | 518 кН (116 000 фунтов силы) |
| Давление в камере | 10,1 МПа (1460 фунтов на кв. дюйм) |
| Удельный импульс , вакуум | 428,0 секунд (4,197 км/с) |
| Удельный импульс , уровень моря | 316,7 секунд (3,106 км/с) |
| Время горения | 525 секунд (8,75 мин) |
| Размеры | |
| Длина | 2600 мм (100 дюймов) (со стойкой) |
| Диаметр | 1500 мм (59 дюймов) |
| Используется в | |
| Основной этап Великого похода 5 . | |
| Ссылки | |
| Ссылки | [1] [2] [3] |
YF -77 — первый китайский криогенный ракетный двигатель , разработанный для использования в качестве ускорителя. Он сжигает жидкое водородное топливо и жидкий кислородный окислитель с использованием цикла газогенератора . Пара этих двигателей питает основную ступень LM-5 . Каждый двигатель может независимо вращаться в двух плоскостях. [1] [4] Хотя YF-77 зажигается до старта, четыре дополнительных ускорителя LM-5 обеспечивают большую часть начальной тяги в компоновке, аналогичной европейской Vulcain на Ariane 5 или японской LE-7 на H-II .
Разработка
В январе 2002 года разработка нового криогенного двигателя была одобрена Комиссией по науке, технологиям и промышленности для национальной обороны . Ответственность за разработку была возложена на Пекинский институт аэрокосмического движения, подразделение Академии аэрокосмических жидкостных двигательных технологий . Предварительный 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, а газогенератор успешно выполнил свое первое испытание 30 июля. К декабрю 2003 года весь силовой блок успешно прошел свое первое комплексное испытание, а 17 сентября 2004 года был достигнут успешный 50-секундный запуск полного прототипа двигателя.
В мае 2013 года началась официальная кампания по квалификационным испытаниям. К концу 2013 года было проведено более 70 испытаний и 24 000 секунд работы в устойчивом режиме 12 двигателей. Обзор концепции подтвердил, что целевые показатели производительности 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. [5]
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 одной монтажной раме. Каждый двигатель имеет два турбонасоса с отдельным выхлопом газа. Обе турбины питаются от одного газогенератора с высоким содержанием топлива. Камеры сгорания и горловина охлаждаются регенеративно , в то время как сопло, имеющее сварную трубчатую конструкцию, использует сбросное охлаждение . Турбонасосы используют твердотопливные картриджи для запуска, в то время как газогенератор и камера сгорания используют пиротехнические воспламенители . Клапаны и предварительные клапаны представляют собой шаровые краны с гелиевым приводом . Тяга и соотношение смеси калибруются с помощью трубки Вентури и клапана утилизации топлива на наземных испытаниях. Двигатель также имеет двойной теплообменник для подачи горячего газообразного водорода и кислорода для наддува бака. [1]
Все подсистемы прикреплены к камере сгорания, а карданный подвес достигается вращением всего двигателя в двух ортогональных плоскостях с двумя независимыми приводами. Пластина инжектора использует коаксиальные инжекторы, некоторые из которых расширены для создания перегородок, которые предотвращают высокочастотные нестабильности. Титановый топливный турбонасос 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). Турбонасос окислителя использует одноступенчатый центробежный насос с винтовым 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]
Ссылки
- ^ abcde Ван, Вэйбинь; Чжэн, Дайонг; Цяот, Гуйюй (2013-09-23). "Состояние разработки криогенного кислородно-водородного двигателя YF-77 для Long-March 5" (pdf) . 64-й Международный астронавтический конгресс, Пекин, Китай . IAC-13-C4.1 (2x17679). Международная астронавтическая федерация : 7 . Получено 2015-07-02 .
- ^ Нань, Чжан (2013-09-23). "Разработка двигателя LOX/LH2 в Китае" (pdf) . 64-й Международный астронавтический конгресс, Пекин, Китай . IAC-13-C4.1 (1x18525). Международная астронавтическая федерация : 5. Получено 2015-07-02 .
- ^ 孙纪国,郑孟伟,龚杰峰,陶瑞峰 (15 января 2022 г.). «220 тс 补燃循环氢氧发动机研制进展» (на упрощенном китайском языке). 《火箭推进》2022 – 02 декабря . Проверено 5 июня 2022 г.
{{cite web}}: CS1 maint: multiple names: authors list (link) - ^ "Chang Zheng-5 (Long March-5)". SinoDefence. Архивировано из оригинала 2015-07-03 . Получено 2015-07-02 .
- ^ Чен, Минкан; Жу, Цзясинь (2007).神箭凌霄: 长征系列火箭的发展历程[ Божественная стрела пересекает небо: история разработки серии Long March Rocket ] (на китайском языке). Шанхай: Шанхайская пресса по науке, технологиям и образованию. ISBN 978-7542841131. OCLC 223362195.
Внешние ссылки
- Отчет о космическом запуске
