YF-77 - YF-77

YF-77
Страна происхождения Китай
Первый полетПервый полет Великого марта (2016-11-03)
ДизайнерАкадемия аэрокосмических технологий жидкостного движения
заявкамаршевый двигатель
Связанный L / VДлинный марш 5
ПредшественникYF-75
СтатусВ сервисе
Жидкостный двигатель
ПропеллентЖидкий кислород / Жидкий водород
Соотношение смесиОт 5,5 до 5,45 (регулируется)
ЦиклГазогенератор
Конфигурация
Камера1
Соотношение форсунок49
Спектакль
Тяга (вакуум)700 кН (160000 фунтов силы)
Тяга (SL)510 кН (110000 фунтов-силы)
Давление в камере10,2 МПа (1480 фунтов на кв. Дюйм)
язр (Vac.)430 секунд (4,2 км / с)
язр (SL)310,2 секунды (3,042 км / с)
Время горения465 секунд (7,75 мин)
Габаритные размеры
Диаметр1446 мм (56,9 дюйма)
Используется в
Длинный марш 5 основной этап.
использованная литература
использованная литература[1][2]

В YF-77 первый в Китае криогенный ракетный двигатель разработан для бустерных приложений. Оно горит жидкий водород топливо и жидкий кислород окислитель с использованием газогенератор цикл. Пара этих двигателей приводит в действие LM-5 основной этап. Каждый двигатель может независимо подвес в двух плоскостях.[1][3] Хотя YF-77 воспламеняется перед взлетом, четыре накладных ускорителя LM-5 обеспечивают большую часть начальной тяги в устройстве, аналогичном европейскому. Вулкаин на Ариана 5 или японцы ЛЭ-7 на H-II.

Развитие

В январе 2002 г. разработка новых криогенных двигателей была одобрена Комиссия по науке, технологиям и промышленности национальной обороны. Ответственность за разработку была возложена на Пекинский институт аэрокосмического движения, подразделение Академия 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, при этом 30 июля газогенератор успешно провел свое первое испытание. К декабрю 2003 года все блок питания успешно прошел свои первые комплексные испытания, и 17 сентября 2004 г. был проведен 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 производительности и требования к пусковой установке были выполнены, и двигатель был готов к интеграции для первого запуска Длинный марш 5 ракета.[1]Разработка двигателя началась в 2000-х годах, испытания под руководством Китайское национальное космическое управление (CNSA) начиная с 2005 года. Двигатель был успешно испытан к середине 2007 года.[4]

Техническое описание

Требования к недорогому, высоконадежному одноразовому двигателю удовлетворяются за счет использования сдвоенных 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 с регенеративным охлаждением, в то время как в насадке сварной трубной конструкции используется отвал охлаждения. Турбонасосы используют для запуска твердотопливные патроны, а газогенератор и камеру сгорания - пиротехнические воспламенители. Клапаны и предварительные клапаны приводятся в действие гелием. шаровые краны. Тяга и соотношение смеси откалиброваны с помощью Вентури и клапан использования пороха на 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 двумя независимыми приводами. На 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 квадратный дюйм).[1]

использованная литература

  1. ^ а б c d е Ван, Вейбин; Чжэн, Дайонг; Цяот, Гуйюй (23.09.2013). «Состояние разработки криогенного кислородно-водородного двигателя YF-77 на Long-March 5» (pdf). 64-й Международный астронавтический конгресс, Пекин, Китай. Международная астронавтическая федерация. IAC-13-C4.1 (2x17679): 7. Получено 2015-07-02.
  2. ^ Нан, Чжан (23.09.2013). «Разработка двигателя LOX / LH2 в Китае» (pdf). 64-й Международный астронавтический конгресс, Пекин, Китай. Международная астронавтическая федерация. IAC-13-C4.1 (1x18525): 5. Получено 2015-07-02.
  3. ^ «Чанг Чжэн-5 (Длинный марш-5)». SinoDefence. Архивировано из оригинал на 2015-07-03. Получено 2015-07-02.
  4. ^ Чен, Минканг; Ру, 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: Shanghai Science Technology and Education Press. ISBN  7542841130. OCLC  223362195.

внешние ссылки