/
Автор: Козлов А.А. Воробьёв А.Г. Боровик И.Н.
Теги: воздушный транспорт авиация и воздушные соединения воздушные линии и аэропорты ракетные двигатели
ISBN: 978-5-4316-0143-9
Год: 2013
Текст
НАУЧНАЯ БИБЛИОТЕКА
А.А. Козлов. А.Г. Воробьев. И.Н. Боровик
ЖИДКОСТНЫЕ
РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
МАЛОЙ ТЯГИ
Издательство МАИ
А.А. КОЗЛОВ, А.Г. ВОРОБЬЕВ, И.Н. БОРОВИК
ЖИДКОСТНЫЕ
РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
МАЛОЙ ТЯГИ
Москва
Издательство МАИ
2013
ББК 39.55
К 59
Козлов А.А., Воробьев А.Г., Боровик И.Н.
К 59 Жидкостные ракетные двигатели малой тяги. — М.:
Изд-во МАИ, 2013. — 208 с.: ил.
ISBN 978-5-4316-0143-9
Рассмотрены вопросы разработки и испытания жидкостных
ракетных двигателей малых тяг. Особое внимание уделено приме-
нению экологически чистых компонентов для ЖРД МТ и задаче
прогнозирования теплового состояние камеры сгорания двигате-
ля. Показана перспектива применения современных композици-
онных материалов.
Книга предназначена для студентов, аспирантов и преподава-
телей технических вузов и университетов. Она также может быть
полезна для специалистов по ракетной и авиационной технике.
Рецензенты:
д-р техн, наук ВЛ. Бершадский;
д-р техн, наук А.Г. Галеев
ISBN 978-5-4316-0143-9
© Московский авиационный институт
(национальный исследовательский
университет), 2013
ПЕРЕЧЕНЬ ПРИНЯТЫХ СОКРАЩЕНИЙ
И УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ
АК — азотная кислота
АТ — азотный тетраоксид
АЦП — аналогово-цифровой преобразователь
ВПВ — высококонцентрированный пероксид водорода
ДУ — двигательная установка
ЖРД — жидкостный ракетный двигатель
ЖРД МТ — жидкостный ракетный двигатель малой тяги
ЖРТ — жидкое ракетное топливо
ИИиУС — информационно-измерительная и управляющая система
ИСЗ — искусственный спутник Земли
КА — космический аппарат
КК — космический корабль
КМ — композиционный материал
КРТ — компоненты ракетного топлива
КС — камера сгорания
КТР — коэффициент термического расширения
ЛА — летательный аппарат
МКС — международная космическая станция
ММГ — монометилгидразин
НДМГ — несимметричный диметилгидразин
ОС — орбитальная станция
ПГС — пневмогидравлическая схема
РБ — разгонный блок
РД — ракетный двигатель
РД МТ — ракетный двигатель малой тяги
РКТ — ракетно-комическая техника
PH — ракета-носитель
РСУ — реактивная система управления
СИУИ — силоизмерительное импульсное устройство измерения
ТНА — турбонасосный агрегат
3
ТФХ УККМ эчкт — теплофизические характеристики — углерод-керамический композиционный материал — экологически чистые компоненты топлива СОКРАЩЕНИЯ
а — выходное сечение
вх — вход
вых — выход
г Г — газообразный — горючее
доз ж — дозвуковая часть — жидкий
к — конвективный тепловой поток
кр л М ММ 0 — критическое сечение — лучистый тепловой поток — масса; число Маха — молекулярная масса — окислитель
отн — относительное
ст Ф я — стенка — форсунка — ядерное УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
^УД Л: km — удельный импульс — суммарный удельный импульс — массовое соотношение компонентов топлива
пг — массовый расход
Q 2а А — удельный тепловой поток — угол распыливания — геометрический параметр форсунки
а — коэффициент теплоотдачи
с С D, d Е — коэффициент раскрытия форсунки — теплоемкость материала — диаметр — степень расширения
4
F — площадь
h J К k P — коэффициент конвективного потока — энтальпия — коэффициент турбулентного обмена — показатель адиабаты расширения — тяга
P Pk Q R — давление — степень расширения — тепловой поток — газовая постоянная
r Re t T U X — радиус — число Рейнольдса — время — температура — внутренняя энергия — теплопроводность материала
V — кинетическая вязкость — коэффициент полноты турбулентного перемешивания
P — плотность
Ф a P — коэффициент потерь — коэффициент избытка окислителя — расходный комплекс
e — степень расширения сопла; коэффициент лучистого потока
0 — тангенциальное; градус
Ц — вязкость
ВВЕДЕНИЕ
Изучение и освоение космического пространства невозможно
без использования и непрерывного совершенствования космичес-
ких транспортных средств. Транспортные средства для выхода и
перемещения в космическом пространстве можно разделить на два
самостоятельных класса:
- транспортные средства для вывода объектов на орбиты ис-
кусственных спутников Земли;
- транспортные средства для перемещения в космосе.
Для первого класса используются ракетные и реактивные дви-
гатели большой тяги, необходимой для преодоления земного при-
тяжения и аэродинамического сопротивления атмосферы. Источ-
никами энергии для этих двигателей являются окислительно-вос-
становительные химические реакции и цепные ядерные реакции
деления тяжелых ядер. Для второго класса используются косми-
ческие ракетные двигатели различного типа и сравнительно огра-
ниченной тяги (жидкостные ракетные двигатели, электроракет-
ные двигатели, солнечные и комбинированные двигательные уста-
новки). Источниками энергии для них являются, помимо уже на-
званых для первого класса, солнечная энергия, энергия радиоак-
тивных изотопов.
Космические летательные аппараты выполняют различные за-
дачи и, в соответствии с этими задачами, оснащены различными
ракетными двигательными установками. Так, космические раз-
гонные блоки оснащаются маршевыми ДУ, которые значительно
увеличивают скорость ЛА для перехода с низких орбит Земли на
высокие или на так называемые “отлетные траектории” в сторону
планет Солнечной системы. Маршевые ДУ могут иметь большую
тягу и большой запас топлива. При выполнении программы поле-
та летательным аппаратом осуществляются такие операции управ-
ления, как ориентация и стабилизация аппарата в пространстве,
коррекция его траектории, сближение и стыковка с другим косми-
6
ческим объектом, торможение, спуск и посадка. Эти операции
обеспечиваются реактивными системами управления (РСУ), ис-
полнительными органами которых являются ракетные двигатели
малой тяги (РД МТ), которые могут работать как в постоянном,
так и в импульсном режимах.
Кроме систем управления РД МТ применяются в системах
обеспечения запуска маршевых ЖРД (с целью создания силы тя-
жести), разделения частей ЛА, спасения КА при аварийном старте
ракеты, для обеспечения мягкой посадки и др.
В качестве рабочих тел РД МТ используются жидкие, твердые
и газообразные топлива и газы, запасенные в баллонах высокого
давления. Наиболее распространены системы управления, в каче-
стве исполнительных органов которых применяются ЖРД МТ.
К жидкостным ракетным двигателям малой тяги (ЖРД МТ)
относят ЖРД с тягой от 0,01 до 1600 Н [20]. Два основных класса
ЖРД МТ составляют двухкомпонентные ЖРД МТ, работающие на
жидком и/или газообразном ракетном топливе (ЖРТ) (самовос-
пламеняющемся или несамовоспламеняющемся), и однокомпо-
нентные ЖРД МТ, также работающие на ЖРТ. ЖРТ может быть
токсичным или экологически чистым.
Двухкомпонентные ЖРД МТ широко используются в косми-
ческих двигательных установках как:
• исполнительные органы РСУ космического ЛА;
• двигатели коррекции орбиты ИСЗ или космического ЛА;
• двигатели системы обеспечения запуска (СОЗ) основной ДУ;
• двигатели орбитального маневрирования космического ЛА,
а также для выполнения других задач.
Создание ДУ для управления движением космического ЛА с
высокоэкономичными и надежными ЖРД МТ — одна из основных
задач, решаемых при проектировании космического аппарата. От
успешного решения этой задачи зависит эффективность космичес-
кого ЛА и надежность выполнения программы полета. Если на
первых этапах создания ДУ систем управления, в 60—70-е гг.
XX в., требования к энергетической эффективности ЖРД МТ со-
ставляли значения не более 250—270 с удельного импульса, то в
настоящее время требования возросли до 290—300 с и более. Это
оправдано, так как расчеты показывают: повышение экономич-
ности ЖРД МТ тягой, например, 100 Н (10 кгс) от величины
удельного импульса 250 с до 290 с при ресурсе огневой работы
50000 с эквивалентно экономии ~280 кг топлива или соответству-
7
ющему увеличению полезной нагрузки. Для ДУ, имеющей в своем
составе, например, 12 ЖРД МТ, экономия составит уже -3,3 т. Од-
нако высокая экономичность двигателя, работающего на компо-
нентах химического топлива с высокой температурой горения, оп-
ределяет и высокую тепловую напряженность конструкции. Сле-
довательно, основная задача разработчика — создание ресурсного
ЖРД МТ с высокими энергетическими характеристиками и одно-
временно с надежным тепловым состоянием.
ЖРД МТ космического ЛА имеют следующие существенные
конструктивные отличия от маршевых ЖРД [8, 48, 19]:
• импульсные режимы работы;
• малые размеры;
• обычно отсутствие наружного проточного охлаждения каме-
ры сгорания и сопла, т.е. охлаждение только за счет излуче-
ния тепла нагретой стенкой;
• небольшое число топливных форсунок (у ЖРД МТ косми-
ческого ЛА обычно одна) в камере сгорания.
Достаточно много организаций занимаются разработкой ЖРД
МТ, как в России, так и за рубежом. Большие наработки в области
создания непосредственно ЖРД МТ принадлежат отечественным
производителям — это конструкторское бюро химического ма-
шиностроения имени А.М. Исаева, ОАО “ТМКБ “Союз”, ФГУП
“Научно-исследовательский институт машиностроения” (ФГУП
“НИИМаш”), которое с 1981 г. является головным предприятием
отрасли в области разработки и изготовления жидкостных ракет-
ных двигателей малой тяги для космических аппаратов различно-
го назначения (в том числе пилотируемых).
Среди зарубежных можно отметить организации и институты
США (Boeing, Northrop Grumman Space Technology, Lockheed Mar-
tin), Европы (EADS с подразделениями в Германии и Франции),
Китая (Beijing Aerospace Propulsion Institute, Space Flight Insti-
tute of Power Machinery Shanghai), Бразилии (INPE).
В связи с требованиями экологической безопасности на пило-
тируемых космических ЛА большой интерес представляют разра-
ботки и внедрение ЖРД МТ на экологически чистых компонентах
топлива, в частности: кислород (О2) + керосин (CNHN), кислород
(О2) + водород (Н2), кислород (О2) + метан (СН4), пероксид водоро-
да (Н2О2) + керосин (CNHN) и др. [70]. Под экологически чистыми
8
компонентами топлива следует понимать малотоксичные и эколо-
гически безопасные жидкие компоненты топлива.
В данной книге сделана попытка изложить современное состо-
яние развития жидкостных ракетных двигателей малой тяги,
общие основы и методы проектирования их конструкции, пер-
спективы применения экологически чистых компонентов топлива
в них, а также наиболее важные проблемы разработки ЖРД МТ
на экологически чистых компонентах ракетного топлива с учетом
основных особенностей данных типов ракетных двигателей, в том
числе различных способов зажигания несамовоспламеняющихся
компонентов топлива.
Ввиду ограниченности объема книги в некоторых ее частях
рассмотрены лишь общие вопросы, связанные с созданием ЖРД МТ.
Кратко изложено проектирование отдельных частей ЖРД МТ,
общие принципы организации рабочего процесса, испытания жид-
костных ракетных двигателей малой тяги. Отдельное внимание
уделено вопросу теплозащиты конструкции неохлаждаемой каме-
ры сгорания и математическому моделированию ее теплового со-
стояния.
Большой задачей является определение направления развития
жидкостных ракетных двигателей малого тяги. Среди всех воз-
можных авторы книги выделяют применение композиционных
материалов для стенок камеры сгорания как наиболее эффектив-
ное в целях повышения энергомассовых характеристик двигате-
лей. Рассмотренные в этом направлении разработки некоторых ком-
паний и институтов свидетельствуют об актуальности и открываю-
щихся перспективах использования композиционных материалов
на основе карбида кремния для изготовления камер сгорания.
В основу данной книги положены разработки, опыт и мате-
риалы, собранные авторами при работе на кафедре “Ракетные дви-
гатели” факультета “Двигатели летательных аппаратов” Москов-
ского авиационного института (НИУ). Авторы выражают благо-
дарность сотрудникам лаборатории жидкостных ракетных двига-
телей малой тяги: Ю.С. Коватевой, С.С. Загорнян, Д.Ю. Богаче-
вой, А.Н. Хохлову, И.С. Казеннову, В.П. Ташеву, И.А. Заранке-
вичу, С.У. Ха, сделавшим большой вклад в развитие лаборатории,
результаты работы которой в той или иной мере отображены в дан-
ной монографии. Авторы благодарны В.А. Бершадскому и А.Г. Га-
лееву за ряд ценных замечаний при рецензировании рукописи.
9
1. ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ОРГАНЫ
РЕАКТИВНОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ
КОСМИЧЕСКИМ АППАРАТОМ
В качестве рабочих тел РД МТ используются жидкие, твердые
и газообразные топлива и газы, запасенные в баллонах высокого
давления или получаемые при возгонке сублимирующих веществ.
Большое разнообразие РД МТ объясняется различными задачами,
выполняемыми данными типами двигателей. Каждый тип РД МТ
наиболее эффективен на определенных уровнях тяги с учетом ис-
пользованного типа рабочего тела. В настоящей главе рассмотре-
ны различные типы реактивных систем управления космически-
ми ЛА с анализом применения компонентов ракетного топлива
для жидкостных ракетных двигателей малой тяги.
1.1. РЕАКТИВНЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ
КОСМИЧЕСКИМ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ
Космические объекты 50-х гг. XX в. были неуправляемыми. Во
время своего полета они совершали беспорядочное движение отно-
сительно центра масс. В октябре 1959 г. в СССР была запущена
автоматическая межпланетная станция “Луна-3”, впервые сфото-
графировавшая обратную сторону Луны. На этой станции была ре-
ализована система ориентации относительно центра масс, без ко-
торой выполнение задачи фотографирования было бы невозможно.
Более чем за 50 лет, прошедших после полета космической
станции “Луна-3”, реактивные системы управления непрерывно
совершенствовались и сегодня имеют значительно лучшие дина-
мические и массовые характеристики.
Анализ существующих и перспективных РСУ показывает, что
можно выделить следующие способы создания управляющих мо-
ментов:
10
Космические РД
Рис. 1.1. Классификация космических ракетных двигателей
- газодинамический;
- инерционный;
- гироскопический;
- аэродинамический;
- электромагнитный;
- гравитационный;
- комбинированный.
На рис. 1.1 приводится классификация космических РД для
РСУ, а на рис. 1.2 — области их рационального применения.
Рис. 1.2. Области рационального применения РСУ космического ЛА:
1 — сублимируюшие вещества; 2 — сжатые газы; 3 — электроракет-
ные двигатели (ЭРД); 4 — жидкое топливо; 5 — А-50 + гидразин
(N2H4); 6 — гидразин (N2H4); 7 — водород (Н2) + фтор (F2), 8 — жид-
кое топливо
Наиболее простым по конструктивному выполнению способом
создания управляющих моментов являяется газодинамический
способ, основанный на использовании реакции отбрасываемой
массы, которая запасена на борту ЛА в виде сжатого газа или жид-
кого топлива. Для управления ЛА на каждой из осей устанавлива-
ется минимум по два двигателя, которые расположены симметрич-
но относительно центра масс аппарата. Как пример, на рис. 1.3
представлено размещение двигателей управления на различных
модулях КК “Аполлон”.
12
Двпгатечи
управчення
разгонным
блоком
Двигатели
управления
спускаемым
аппаратом
Рис. 1.3. Размещение двигателей управления
на различных блоках космического корабля “Аполлон”
Основные достоинства газодинамического способа создания
управляющих моментов:
- высокое быстродействие;
- широкий диапазон управляющих моментов (за счет тяги уп-
равляющих двигателей и плеча ее приложения);
- относительная простота конструкции;
- сравнительно низкая стоимость изготовления и отработки;
- простота эксплуатации;
- достаточно высокая надежность;
- высокая унификация элементов ДУ.
К недостаткам газодинамического способа управления можно
отнести:
- ограниченный запас рабочего тела на борту ЛА;
13
- постоянство тяги управляющих двигателей из-за сложнос-
тей ее регулирования;
- ограниченность ресурса по количеству включений;
- ограниченность в получении минимального импульса тяги.
1.1.1. Двигательные установки на сжатом газе
ДУ на сжатом газе являются самыми простыми по своему уст-
ройству (рис. 1.4). В этих ДУ сжатый газ, размещенный в баллонах
Рис. 1.4. Пневмосхема ДУ на сжатом газе:
1 — баллон; 2 — датчик температуры; 3 — датчик давления;
4 — электропневмоклапан (нормально закрыт); 5 — регулятор (редуктор);
6 — датчик давления; 7 — фильтр; 8 — управляющий электропнев-
моклапан двигателя (нормально закрыт); 9 — управляющий двигатель;
10 — заправочная горловина; 11 — предохранительный клапан;
12 — дренажный штуцер газа
14
/, через электропневмоклапан 4 и редуктор 5, а также управляю-
щие клапана 10, подается к управляющим двигателям 9, где в со-
пловой части происходит превращение потенциальной энергии
сжатого газа в кинетическую энергию реактивной струи.
Основные достоинства этих ДУ:
- простота конструкции и высокая надежность;
- хорошие динамические качества;
- возможность получения малой тяги и единичных импуль-
сов;
- большой ресурс по количеству срабатываний;
- отсутствие агрессивных и токсичных продуктов;
- сравнительно низкая стоимость изготовления и отработки;
- взрыво- и пожаробезопасность;
- простота заправочного оборудования.
К недостаткам газовых ДУ следует отнести невысокую эконо-
мичность (I <710 м/с и суммарный импульс тяги = 5000—
уд
30000 Н с), а также достаточно большую массу ДУ.
Область применения газовых дви-
гателей может быть расширена за счет
использования:
- новых конструкционных мате-
риалов для баллонов компози-
тов, титановых сплавов;
- сжиженных газов и газификато-
ров, а также в объединенных ДУ
на криогенных компонентах топ-
лива.
Пример ДУ на сжатом газе — га-
зореактивная двигательная установка,
разработанная в КБ “Южное” [39].
Другой пример газового ракетного
двигателя — двигатель ФГУП “НИИМаш”
МД5 [40] (рис. 1.5), предназначенный
для управления положением и переме-
щения средства передвижения космо-
навта (рис. 1.6), а также точной ориен-
тации космического аппарата в про-
странстве по командам системы управ-
ления.
Рис. 1.5. Двигатель МД5
ФГУП “НИИМаш”
15
Рис. 1.6. Применение двигателя МД4 для управления положением
и перемещением средства передвижения космонавта
1.1.2. Сублимационные ракетные двигатели
Газовый ракетный двигатель, работающий на продуктах суб-
лимации твердого вещества, называется сублимационным РД
(рис. 1.7). Использование этих двигателей целесообразно при
малых потребных суммарных импульсах тяги (7^ = 8000 Н с) и
тяги менее 1 Н.
1.1.3. Унитарные ракетные двигатели
Применение монотоплив (пероксид водорода, гидразин) огра-
ничивается величиной располагаемого суммарного импульса тяги
3 3
50 10 —60 10 Н с, а величина тяги управляющих двигателей от
2 до 3000 Н.
Основные недостатки двигателей на унитарном топливе по срав-
нению с двигателями на сжатых газах:
- худшие динамические характеристики (достаточно длитель-
ный процесс разложения монотоплива на катализаторе);
16
Рис. 1.7. Конструкция РСУ на твердом сублимирующем топливе
фирмы “Рокит Рисеч”:
1 — сопло; 2 — электроклапан; 3 — коллектор с фильтрами; 4 — тер-
морегулируемый дроссель; 5 — топливный бак; 6 — полость с азотом;
7 — сублимирующее твердое топливо; 8 — термочувствительный рас-
ширяющийся элемент
- снижение Z к концу ресурса работы вследствие снижения
активности катализатора;
- ограниченный ресурс хранения ВПВ в заправленном состоя-
нии.
Наиболее важное преимущество однокомпонентного ЖРД на
монотопливе — существенное упрощение конструкции, что важно
при регулировании тяги. В двухкомпонентных ЖРД система уп-
равления значительно усложняется из-за наличия, кроме органов
регулирования расходов компонентов, системы стабилизации со-
отношения компонентов и т.д. Это обусловливает использование
гидразина в качестве топлива ДУ реактивной системы управления
космического ЛА. К недостаткам монотоплив можно отнести их
невысокие энергетические показатели, ограничивающие их широ-
кое применение. Удельный пустотный импульс ЖРД на гидразине
составляет 2200—2300 м/с. Рабочий процесс в камере ЖРД на
гидразине обычно организуется двумя способами: каталитическим
17
или термическим разложением монотоплива. ЖРД МТ на гидра-
зине включают в себя: топливный бак, изготавливаемый из ком-
позиционных материалов, вытеснительную систему питания, ка-
меру, в которой организуется процесс разложения монотоплива.
На рис. 1.8 показана типичная схема двигательной установки с
ЖРД на монотопливе. Топливо хранится в эластичном мешке,
размещенном в баке, и поступает в камеру под давлением газа:
Рис. 1.8. Состав ДУ с ЖРД МТ, работающими на гидразине:
1, 10 — заправочные клапаны; 2 — эластичный мешок; 3 — топлив-
ный бак; 4, 6, 8 — управляющие клапаны; 5 — фильтр; 7, 9, 13,15 —
дренажно-предохранительные клапаны; 11 — газовый баллон высоко-
го давления; 12 — редуктор давления; 14 — сливной кран; 16 — ка-
мера ЖРД
18
азота или гелия. Катализатор для разложения топлива находится
в самой камере. Управление подачей топлива в камеру произво-
дится при помощи быстродействующего электроклапана соленоид-
ного типа. Активным веществом катализатора, обеспечивающим
разложение, является иридий или окись молибдена. Иридий нано-
сится на пористые гранулы вещества-носителя, которым является
окись алюминия. Для устойчивого разложения катализаторы
(Шелл 405 и LCH-202 (США), К205 (Россия)) требуют предвари-
тельного разогрева. Температура газов в камере разложения гид-
разиновых двигателей сравнительно невысока (около 1300 К), что
позволяет изготавливать камеры ЖРД из жаропрочных сплавов,
рассчитывая их охлаждение путем излучения.
Гидразиновые ЖРД используются на спутниках связи, функ-
ционирующих на геосинхронных орбитах. Обычно эти спутники
стабилизируются вращением, и в них применяется несколько пар
ЖРД с тягой около 20 Н, обеспечивающих заданную угловую ско-
рость вращения спутника (обычно 60—100 об/мин), разворот оси
вращения, а также удержание и маневры спутника в плоскости
орбиты. ЖРД МТ могут работать как в импульсном, так и в непре-
рывном стационарном режиме. Типичный импульсный режим за-
ключается в выдаче серии импульсов тяги продолжительностью в
0,1 с с паузой между ними в 0,9 с. Серия может состоять как из
нескольких импульсов, так и из нескольких сотен импульсов.
Гидразиновые ЖРД самой малой тяги используются в систе-
мах ориентации спутников, стабилизированных по трем осям.
Тяга таких ЖРД составляет менее 0,5 Н; они рассчитаны на ре-
сурс до 450000 рабочих импульсов. Суммарная продолжитель-
ность работы двигателей в стационарном режиме тяги достигает
нескольких часов. ЖРД МТ рассчитаны на эксплуатацию в тече-
ние нескольких лет.
Гидразин хранится в топливных баках вместе с газом наддува
и отделен от азота диафрагмой из эластомерного материала. Пред-
усмотрен электрообогрев всей двигательной установки спутника, с
целью поддержания катализаторного пакета ЖРД при температу-
ре около 593 К. Необходимость обогрева связана с тем, что боль-
шое количество запусков гидразиновых ЖРД при холодном ката-
лизаторе приводит к эрозии катализатора. Каталитические ЖРД
обладают худшими динамическими характеристиками и большим
импульсом последействия. Поэтому в ЖРД МТ, особенно при им-
19
пульсной его работе, в основном используется термическое разло-
жение гидразина, достигаемое при его нагреве выше критической
температуры. В некоторых современных ЖРД МТ процесс разло-
жения гидразина осуществляется за счет электрического нагрева
нихромовой спирали, иногда для нагрева применяются другие близ-
кие по свойствам сплавы. Запуск и отсечка двигателя осуществляет-
ся электроотсечными клапанами, расположенными непосредствен-
но на камере, для уменьшения заклапанных полостей.
Европейским концерном EADS разработаны монотопливные
ЖРД МТ на гидразине: СНТ 1, СНТ 2, СНТ 5, СНТ 20, СНТ 10,
СНТ 400 (рис. 1.9), последняя цифра в обозначении двигателя оз-
начает тягу в ньютонах.
Рис. 1.9. Модель EADS СНТ 400
В ряде двигателей вместо каталитического используется электро-
термический режим разложения гидразина с последующим разо-
гревом и разгоном продуктов сгорания электрической дугой.
20
1.1.4. Двухкомпонентные ракетные двигатели
Наибольшую энергетическую эффективность имеют ЖРД МТ
на жидком двухкомпонентном топливе (удельный импульс до
3200 м/с и тягой от 1 Н до 5000 Н).
Основные преимущества ДУ на двухкомпонентных топливах,
по сравнению с ДУ на унитарном топливе:
- лучшие динамические характеристики (времена протекания
физико-химических процессов в камерах сгорания сравни-
тельно невелики);
- более широкий температурный диапазон применения ком-
понентов топлива;
- стабильность динамических характеристик двигателей;
- высокая надежность запуска двигателей в условиях косми-
ческого пространства;
- большой ресурс по времени работы в космическом простран-
стве.
Основной эксплуатационный недостаток ЖРД МТ на АТ и
НДМГ — токсичность названных компонентов. В связи с этим
большую перспективу представляют разработки ЖРД МТ на эко-
логически чистых компонентах топлива.
Разработкой двухкомпопентных ЖРД МТ занимаются среди
отечественных фирм: ФГУП “Научно-исследовательский институт
машиностроения”, ФГУП “Конструкторское бюро химического ма-
шиностроения имени А.М. Исаева” (рис. 1.10), ТМКБ СОЮЗ и др.,
среди зарубежных фирм: EADS (Европа), Aerojet (США) (рис. 1.11),
TWR, Atlantic Research Corporation’s (ARC) (США), Northrop
Grumman (США) и др.
В табл. 1.1 представлены характеристики двигателей малой
тяги с разным уровнем тяги и составом топлива разных произво-
дителей.
1.2. ТРЕБОВАНИЯ К ДВИГАТЕЛЯМ МАЛОЙ ТЯГИ
КАК К ИСПОЛНИТЕЛЬНЫМ ОРГАНАМ
РЕАКТИВНОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ
Для двигателей малой тяги необходим повышенный уровень
надежности. Это требование обеспечивается дублированием двига-
телей, клапанов, топливных емкостей, фильтров и приводов топ-
ливных клапанов. Также не допускается использование клапанов,
21
Рис. 1.10. Фотография семейства двигателей ориентации,
разработанных в ФГУП “КБХМ им. А.М. Исаева”
Рис. 1.11. Двигатели Aerojet / R-4D-11, R-4D-15(HiPAT), AMBR
22
ьо
со
Таблица 1.1
Характеристики двигателей
№ п/п Индекс двигателя Страна/фирма Тяга, Н Топливо (&т) /уд. М/С Е ^summ’ с ^вкл Кт1пвкл ’ с Рк * МПа Масса, кг
1 LEROS 2В Великобритания, RoyalOrdnance 22 MON + ММН 3170
2 LEROS 20С Великобритания, RoyalOrdnance 400 MON + ММН (fem = 1.65) 3050 180
3 LEROS 1b Великобритания, RoyalOrdnance 645 MON + Hydrazine (Лт = 0.85) 3119 150 20000 4,11
4 S10/1 Германия, DASA 10 MON + ММН (Лт = 1,65) 2815 150 2000000 0,35
5 S400/2 Германия, DASA 400 MON + ММН (»т=1.65) 3120 1 3,6
6 МТ-2.6 Россия, ТМКБ “Союз” 2,65 АТ + НДМГ 2100 30000 2500 1,1
7 МТ-6 Россия, ТМКБ “Союз” 6 АТ + НДМГ 2200 1750 25000
8 МТ-10 Россия, ТМКБ “Союз” 10 АТ + НДМГ 2000 800 600 1,4
9 С7.10.1220-0 Россия, КБХМ 50 АТ + НДМГ 2900 90 20000 300000 1,2
10 С5.144 Россия, КБХМ 100 АТ + НДМГ 3000 100 50000 450000 1,4
11 С5.211 Россия, КБХМ 400 АТ + НДМГ 2850 45 20000 40000 2,7
12 17Д58Э Россия, ФГУП “НИИМаш” 12 АТИН + НДМГ (*т = 1.85) 2740 132 60000 300000 0,015 1,5 0,55
13 11Д457Э Россия, ФГУП “НИИМаш” 50 АТИН + НДМГ 2852 52,5 10000 100000 0,03 1,2 1,3
1X3
№ п/п Индекс двигателя Страна/фирма Тяга, H Топливо (^m) /уд, М/С
14 11Д428А-14 Россия, ФГУП “НИИМаш” 100 АТИН + НДМГ (Am = l,85) 2842
15 11Д459М Россия, ФГУП “НИИМаш” 110 АТИН + НДМГ (*m = l,85) 2852
16 МВСК260 Россия, ФГУП “НИИМаш” 200 C>2 (г) + спирт 2650
17 11Д587 Россия, ФГУП “НИИМаш” 200 AT + НДМГ 2740
18 РДМТ 200 Россия, ФГУП “НИИМаш” 400 AT + НДМГ 2500
19 РДМТ 200К Россия, ФГУП “НИИМаш” 400 C>2 (г) +керосин 2600
20 R-40A США 3870 N2O4 + MMH (»m = l,60) 3040
21 R-1E США, Marquardt (Kaiser Marquardt) 100 AT + MMH 2700
22 R-1E-3 США, Marquardt (Kaiser Marquardt) 110 N2O4 + MMH (*m = 1.65) 2760
23 R-4D-11 США, Marquardt (Kaiser Marquardt) 490 MON + MMH (*m = l,65) 3057,6
24 MR-1L США, Rocket Research 4,5 AT + A-50 3000
25 MR-104 США, Rocket Research 205— 572(445) Гидразин 2234— 2343
26 TR308 США, Northrop Grumman ST 470 AT гидразин 3155,6
Окончание табл. 1.1
Е (summ’ с ^вкл кпппвкл’ с Рк ’ МПа Масса, н кг п
52,9 5000 100000 0,03 1,8 1,5
52,7 10000 100000 0,05 1,5 2,1
56,2 0,06
300000 60000
10000 3000 2
5000 920 2
100 20000 50000 0,04 6,13
20 1,6
40 125000 500000 0,02 1,6
154 20000 50000 0,01 0,684 3,63 1
0,23 [
53 0,38— 1,9 1,86
204 24190 1,4 4,76
редукторов давления, термостатов и других элементов с понижен-
ной надежностью. При прочих равных условиях предпочтение от-
дается более легкому, а не дешевому элементу. Так, например,
топливные баки ДУ с ЖРД МТ КА изготовляют из алюминия и
его сплавов, а газовые шар-баллоны высокого давления — из тита-
на. В целях дальнейшего уменьшения стоимости создания РСУ
все двигатели обычно выполняют унифицированными с одинако-
вой тягой, а потребные управляющие моменты по всем каналам
определяются углом предварительной установки сопел двигате-
лей.
Для ЖРД МТ важным требованием является максимально
возможная унификация двигателей РСУ КА с двигателями других
космических летательных аппаратов. Это требование объясняется
большим количеством ЖРД МТ, необходимых для РСУ любого
КА.
Другое важное требование — использование компонентов ра-
кетного топлива, заданных разработчиком КА. От назначения КА
в целом зависят требования к компонентам ракетного топлива.
1.3. ТРЕБОВАНИЯ
К КОМПОНЕНТАМ РАКЕТНОГО ТОПЛИВА
Современное ракетное топливо должно удовлетворять большо-
му числу технических требований [23]. Выдвигая технические
требования к топливу, необходимо, прежде всего, хорошо знать
назначение и условия работы двигателя, для которого выбирается
топливо или рабочее тело. Требования, предъявляемые к компо-
нентам топлива РД, можно разделить на три группы: основные,
конструктивные и эксплуатационные.
Основные требования определяются необходимостью получе-
ния наибольшего удельного импульса при возможно меньшей
массе двигательной установки. Окончательно их формулируют
следующим образом: топливо должно обладать большим запасом
химической энергии и высокой плотностью, а продукты сгорания
— хорошими термодинамическими свойствами (значением газо-
вой постоянной, показателем адиабаты и т.д.) [22].
Конструктивные и эксплуатационные требования определяют-
ся необходимостью создания надежной, удобной в эксплуатации
и, по возможности, дешевой двигательной установки. В соответст-
вии с этими требованиями оцениваются физические свойства топ-
25
лива, охлаждающие свойства, способность к самовоспламенению и
пределы воспламеняемости, химическая стойкость, взрывоопас-
ность, агрессивность по отношению к металлам, токсичность, тем-
пературы кипения и плавления и, наконец, стоимость топлива.
Многочисленные разнообразные требования, предъявляемые к
компонентам топлива, одновременно не удовлетворяются ни
одним из компонентов.
1) Требования к топливу как к источнику энергии.
Топливо или его компоненты должны:
1. Обладать наибольшей теплопроизводительностыо, что обес-
печит высокий удельный импульс.
2. Иметь наибольшую плотность.
3. Иметь наибольшее значение газовой постоянной или на-
именьшую молекулярную массу продуктов сгорания, что обеспе-
чит высокую скорость истечения газов из сопла и, следовательно,
большой удельный импульс.
4. Иметь умеренную температуру сгорания, обеспечивающую
надежную работу конструкции камеры.
5. Обеспечивать наибольшую скорость сгорания, что сокраща-
ет время пребывания в камере, уменьшает объем и вес камеры сго-
рания.
6. Иметь наименьший период задержки воспламенения, что
обеспечит плавный и надежный пуск двигателя.
2) Требования к топливу как к веществу, использующемуся
для охлаждения двигателя.
Для двигателей с высокими тепловыми нагрузками принята
комбинированная схема охлаждения. В этой схеме внешнее ох-
лаждение стенок камеры и сопла осуществляется компонентом
топлива, протекающим через зазор между стенкой камеры и ру-
башкой. В то же время через специальные отверстия в стенках ка-
меры определенное количество компонента направляется непо-
средственно внутрь камеры и образует жидкую пленку, которая
защищает часть стенки камеры или сопла. Жидкая пленка испа-
ряется за счет тепла, поступающего от горячих газов, и таким об-
разом осуществляется внутреннее охлаждение стенок.
Требование, предъявляемое к топливам при регенеративном
охлаждении камер сгорания, для двигателей малой тяги не суще-
ственно. Основные требования к топливам ЖРД МТ предъявляют-
ся исходя из их использования в качестве завесного пленочного
охлаждения.
26
Такие топлива должны обладать:
- высокой удельной теплоемкостью, в этом случае единицей
веса жидкости, растекающейся по стенке камеры сгорания,
поглощается наибольшее количество тепла, исходящее от
продуктов сгорания;
- значительной скрытой теплотой парообразования: при более
высокой скрытой теплоте парообразования охлаждающая
жидкость закипит при большей температуре и будет способ-
на отнять от стенок большее количества тепла;
- наиболее высокой температурой кипения, что обеспечит
большую продолжительность движения жидкой пленки
вдоль камеры сгорания;
- высокой химической стойкостью к разложению при повы-
шенной температуре в полости смесительной головки.
3) Требования к топливу как к веществу, находящемуся в экс-
плуатации вне двигателя (например на складе, на испытательном
стенде, на ракете или космическом аппарате).
Эти требования определяются условиями производства, хране-
ния и транспортировки, условиями взаимодействия с окружаю-
щей средой, с обслуживающим персоналом, с конструкционными
материалами.
Топливо для двигателей малой тяги должно обладать:
- высокой стойкостью физико-химических свойств при хране-
нии при изменяющихся внешних условиях — температуре
и давлении окружающей среды, вибрации и т.д.;
- высокой химической нейтральностью по отношению к кон-
струкционным материалам систем хранения на складе, сис-
темам питания двигателя на ракете;
- низкой температурой застывания, что гарантирует жидко-
фазное состояние топлива в системах хранения, питания и
транспортировки;
- наибольшей пожаробезопасностью в условиях эксплуатации
и хранения топлива;
- наибольшей взрывобезопасностыо при воздействии внешних
импульсов: тепловых, световых ударов, механическом воз-
действии и т.д.
4) Требования к воспламеняемости топливной композиции.
Данные требования — одни из важнейших для двигателей
малой тяги, что обусловлено необходимостью большого числа (не-
сколько тысяч раз) включений ЖРД МТ, работой двигателей в им-
27
пульсных режимах с длительностью включений от нескольких
сотых долей секунды до сотен секунд. Несамовоспламеняющиеся
компоненты топлива требуют наличия в двигателе специальной
системы зажигания, что увеличивает массу двигателя или двига-
тельной установки и в целом снижает надежность.
5) Требования к нетоксичности топлива.
Это особые требования, предъявляемые к топливу и его ком-
понентам, определяются нормами экологической безопасности
при производстве, хранении, транспортировке, эксплуатации и
последующей утилизации ракетно-космической техники. Токсич-
ность компонентов подразумевает точное выполнение инструкций
по обслуживанию подобного рода топлив, постоянный контроль за
поведением и распространением компонентов топлив в окружаю-
щей среде, специальную подготовку обслуживающего персонала.
Экологическую опасность представляют все стадии цикла ра-
кетно-космической деятельности, что определяет очень широкие,
фактически глобальные, масштабы проблемы. Токсичность компо-
нентов топлива ставит ракетно-космическую деятельность в один
ряд с самыми грязными промышленными производствами. Необ-
ходимо выделить несколько основных аспектов экологической
опасности применения токсичных компонентов топлива:
- загрязнение окружающей среды в районе расположения
космодромов;
- загрязнение токсичными отходами поверхности Земли в
районах падения отделяющихся ступеней ракет;
- загрязнение околоземного космического пространства при
старте ракеты;
- применение токсичных компонентов топлива в двигатель-
ных установках пилотируемых аппаратов.
Очевидно, что использование токсичных компонентов топлив
приводит к значительному увеличению стоимости создания двига-
телей и эксплуатации ЛА.
1.3.1. Окислители
Окислители можно классифицировать по фазовому состоя-
нию, химической структуре, энергетическим признакам и по при-
меняемости. По фазовому состоянию жидкие окислители делят на
нормальные и криогенные. Нормальными называются жидкости,
28
находящиеся в жидкофазном состоянии при нормальном давле-
нии р = 1,033-105 и температуре Т = 288 К.
Криогенными называются окислители, имеющие низкие тем-
пературы кипения. Такие жидкости при нормальном давлении и
температуре находятся в парообразном или газофазном состоянии.
В соответствии с современными экологическими требования-
ми и наметившейся тенденцией к их ужесточению подробно рас-
смотрим экологически чистые окислители и азотный тетраоксид
как наиболее распространенный окислитель для ЖРД МТ.
В табл. 1.2 приведено сравнение типичных характеристик хи-
мических веществ, которые могут использоваться в качестве окис-
лителя для РД.
1.3.1.1. Азотный тетраоксид
Окислители на основе азотной кислоты нашли широкое при-
менение в качестве компонентов ракетного топлива. Они состоят
из концентрированной азотной кислоты (АК — HNO3), четырехоки-
си азота (азотный тетраоксид — АТ — N2O4) и присадок (йода,
фтористого водорода, фосфорной кислоты), вносимых для умень-
шения коррозионного действия азотной кислоты на материалы ем-
костей и баков ракет, топливной и регулирующей арматуры.
По своему токсическому воздействию окислители АК и АТ яв-
ляются сильнодействующими ядовитыми веществами с выражен-
ным раздражающим и обжигающим действием и относятся к пер-
вому классу токсичности, второму классу опасности.
АК и АТ характеризуются сильно выраженными окислитель-
ными и сильнодействующими ядовитыми свойствами. Контакт с
рядом органических веществ (спиртами, аминами, гидразинами и
т.д.) способствует их самовоспламенению. Окислители на основе
азотной кислоты разрушают большинство неметаллических мате-
риалов: дерево, резину, кожу, текстиль, картон и т.д. АК и АТ от-
носятся к группе невзрывоопасных веществ, нечувствительных к
воздействию внешних импульсов. Окислители на основе азотной
кислоты гигроскопичны: при контакте с водой окислители гидро-
лизуются с образованием азотной, а затем азотистой кислот.
В присутствии кислорода воздуха азотная кислота окисляется
до азотистой. С попаданием паров окислителя в атмосферу наблю-
дается гидролиз из-за взаимодействия с влагой воздуха.
29
CO
О
Таблица 1.2
Характеристики химических веществ, используемых в качестве окислителей
Свойства \ окислитель n2o4 HNO3 н2о2 °2
Название азотный тетраоксид азотная кислота пероксид водорода жидкий кислород
2 Плотность, кг/м 1470 1520 1460 1140
Температура замерза- ния, К 262 231 272 55
Температура кипения, К 295 359 423 90
Давление пара 300 Па (298 К) 0.1 МПа (90 К)
Взрывоопасность безопасное безопасное условно безопасное условно безопасное 1
Преимущества - экологически чистое - очень низкое давление пара - экологически чистое - недорогое
Недостатки - токсичное - узкий температурный диапазон в состоянии жидкости - токсичное - коррозирующее - высокая температура замерзания - низкая плотность - криогенное
Активность окисления высокая низкая низкая очень высокая
Окислитель АТ представляет собой легколетучую жидкость
красно-бурого цвета, с температурой кипения 294,3 К, температу-
Q
рой замерзания 163 К, плотностью 1,4 г/см .
Окислитель АК представляет собой легколетучую жидкость от
темно-вишневого до красно-бурого цвета (в зависимости от приса-
док). Температура кипения окислителей АК зависит от содержа-
ния азотной кислоты и массовой доли четырехокиси азота и меня-
ется от 317,4 К до 329,2 К. Окислители АК — высокоагрессивные
жидкости, многие металлические материалы в их растворах под-
вергаются щелевой коррозии. В окислителях на основе азотной
кислоты разрушается или значительно набухает большинство
полимерных материалов. Исключение составляют только фторо-
пласты.
1,3,1,2. Пероксид водорода
Пероксид водорода (Н2О2) — самый простой представитель се-
мейства пероксидов. С точки зрения химических структур перок-
сид водорода считается нестабильным, так как легко разлагается
с выделением тепла и кислорода, вследствие чего его можно ис-
пользовать как окислитель.
Пероксид водорода представляет собой бесцветную жидкость без
запаха, обладающую вязкостью воды. Она обладает высокой плот-
Q
ностью (1,44 г/см ), что положительно скажется на массовой харак-
теристике конструкции двигательной установки, малой вязкостью
и высокой температурой замерзания (застывания) (Тпл = 271,3 К).
В зависимости от концентрации пероксида водорода меняется не
только его температура замерзания, но и температура кипения и
плотность. С уменьшением концентрации из-за разбавления водой
величина удельного импульса тяги уменьшается. Замерзая, рас-
творы пероксида водорода сжимаются и поэтому не разрывают ем-
костей, в которых находятся.
Пероксид водорода слабо токсичен, попадание его на кожу вы-
зывает побеление и ощущение ожога, однако вскоре эти явления
проходят. Предельно допустимая концентрация паров пероксидов
водорода в воздухе 0,01 мг/л. Пары пероксида водорода раздража-
ют дыхательные пути, глаза. При работе с пероксидом водорода
персонал должен иметь средства индивидуальной защиты: очки,
маски для лица и соответствующую одежду — перчатки, фартуки
31
и пр. Обмундирование должно быть изготовлено из полихлорвини-
ла или полиэтилена, так как одежда из шерстяных или хлопчато-
бумажных тканей в атмосфере пероксида водорода может внезап-
но воспламениться.
Пероксид водорода может неограниченно растворяться в воде,
и поэтому он обычно производится в качестве водных растворов.
Активными считаются концентрированные водные растворы —
они являются взрывоопасными.
Н2О2(ж) —> Н20 + О2(г) + 54046 Дж/моль;
Н2О2(ж) —> H2q - 44040 Дж/моль.
Пероксид водорода имеет очень низкое давление пара (300 Па
при 298 К).
Пероксид водорода имеет высокую скрытую теплоту (2,628 кДж/кг - К
при 298 К), поэтому компонент может использоваться для регене-
ративного охлаждения камеры сгорания.
Вследствие непрочности молекулярных связей пероксид водо-
рода очень склонен к разложению, при нормальной температуре
под действием света происходит его медленное разложение с поте-
рей 1 — 2 % объема в год. Разложение ускоряется с повышением
температуры. Разложение концентрированного пероксида водоро-
да сразу начинается после того, как он производится. Такое свой-
ство называется саморазложением и считается главным недостат-
ком пероксида водорода, но теперь, благодаря развитию техноло-
гии стабилизирующей добавки, его можно длительно хранить.
Разложение пероксида водорода на пар и газообразный кисло-
род является экзотермической реакцией, а преобразование жид-
костной воды в газообразную — эндотермической. Чем больше
концентрация пероксида водорода, тем выше температура продук-
тов разложения.
Самое мощное разложение выполняется катализаторами и на-
зывается каталитическим разложением. Катализатором является
химическое вещество, которое увеличивает скорость реакции. В
присутствии катализатора разложение идет с очень большой ско-
ростью и может самоускоряться за счет местного локального теп-
ловыделения. Такое явление называется термическим разложени-
ем или терморазложением.
32
Пероксид водорода разлагает металлы (медь, инконель, сви-
нец, магниевые сплавы, нержавеющие сплавы), органические ма-
териалы (каучук, дерево, кожа) и другие материалы. Но на прак-
тике обычно применяются катализаторы, включающие в себя
оксид марганца (МпО2) и серебро (Ag). За рубежом более широко
используется серебряная сетка, а в России — гранула пермангана-
та калия КМпО4. Их химические реакции могут коротко выра-
жаться так:
при использовании Ag:
Н2О2 + Ag -> Н2о + ^- + Ag + Q;
и2
при использовании КМпО4:
Н2О2 + 2КМпО4 -4 2МпО2 + КОН + 2О2 + Q;
КМпО4 -> К+ + "
2МпО7 + Н909 —> 2МпО9 + 2JY“ + 2О9
К+ + ОН- -> JOH
\ /
Н2О2 + МпО2 —Н2о2 + о2 + MnO2 + Q.
Перманганат калия часто называют катализатором, однако сам
он не является таковым. При реакции с ВПВ перманганат калия
разлагается и создает оксид марганца, который и работает в каче-
стве катализатора. При реакции количество перманганата калия
уменьшается из-за разложения, а оксида марганца — из-за плав-
ления при температуре выше 808 К. Температура плавления катали-
заторов, ограничивающая их применение, приведена в табл. 1.3.
Несмотря на то, что при реакции теряются КМпО4 и МпО2, из-за
чего ограничено время, обеспечивающее его работоспособность, он
широко используется в областях, где необходимо активное разло-
жение пероксида водорода.
В условиях эксплуатации для надежного и длительного хране-
ния пероксид водорода должен стабилизироваться добавкой от 2
до 5% раствора специального стабилизатора. Стабилизированный
33
пероксид водорода может храниться на протяжении продолжи-
тельного времени.
Таблица 1.3
Температура плавления катализаторов
Катализатор Температура плавления, К
Ag 1235
КМпО4 808
МпО2 513
Для емкостей хранилищ и баков ракеты лучшим конструкци-
онным материалом является алюминий высокой чистоты (99,6%).
Алюминиевые емкости перед наполнением должны быть хорошо
очищены, промыты в течение нескольких часов раствором едкого
натра, затем водой и раствором 10%-ной серной кислоты высокой
чистоты. Завершает этап промывки промывка пероксидом водоро-
да малой концентрации.
У. Шамб (W. Schumb), Ч. Сеттерфилд (С. Satterfield) и Р. Вен-
творс (R. Wentworth) [71] привели несколько материалов, приме-
нимых с ВПВ, представленных в табл. 1.4.
Из этих материалов с практической точки зрения для долго-
хранения ВПВ в пневмогидравлической системе наиболее реко-
мендуются чистый алюминий из конструкционных материалов и
тефлон — для уплотнений или внутреннего покрытия. Но прочность
чистого алюминия и его сплавов относительно низкая, а их стои-
мость высокая, поэтому в пневмогидравлической системе, где ВПВ
контактирует с материалом неоднократно и кратковременно, часто
применяется нержавеющая сталь 12Х18Н10Т (ANSI 304, 306).
Класс 1 — материалы, которые могут быть использованы для
длительного контакта с ВПВ.
Класс 2 — материалы, которые подходят для неоднократного
кратковременного контакта с ВПВ.
Класс 3 — материалы, которые разрешается применять лишь
для кратковременного контакта с ВПВ.
Класс 4 — материалы, которые вообще не рекомендуются для
применения в контакте с ВПВ.
Баки хранилищ и аппаратов должны иметь дренажные уст-
ройства для отвода паров пероксида водорода.
34
Таблица 1.4
Классификация материалов для работы с пероксидом водорода концентрацией 90%
Класс Алюминий Нержавеющая сталь Другие металлы Полимеры Смазочные масла
Чистый алю- миний (выше 99.6%) Сплав 2S Олово (выше 99%) Боросиликатное стекло, вис- кин, политен, тритен, джес- колайт 231, Кел-F, стекло- ткань, синтетический сапфир Флуоролюбы, галои- доуглеводородные мас- ла, полимеры кел-фло, перфлуоролюбы
2 Сплав 43, 3S, 52S, 61S, 63S, 150S, В214, 355, 356, А360 STS 303, 304, 309, 310,316, 317, 318, 321, 322, 347, 613 Дуримент 20, малин-уилстаб- райт Оросил 116, 117, 700, плайо- вик, полихлорвинил, поли- стирол, саран, велоформ, ви- нилит
3 Сплав 24S Хастеллой В, хас- теллой С, мульти- мет N-155, реф- ракталлой 26, 27, 70, юниверсал сай- клопс 19-9 DL, вортит
4 Сплав 13, 40Е, 53S, 214, 75S 443, 446, 440 Медь, дуримент Т, инконель, чугун или углеродистая сталь, свинец, маг- ниевые сплавы, марганец-содержа- щие сплавы, мо- нель-металл, стел- лит № 6 Бутадиенстирольный каучук, бутадиенакрилонитрильный каучук, джеон 8372, жайкар, неопрен, найлон, силиконовая резина, тиокол, тайгон 2807, дерево, пробка, углеводород- ные смазочные масла и дру- гие окисляемые вещества Ароклоры, парафин, гидравлическая жид- кость RPM, силико- ны, гидравлическая жидкость скайдрол, юкон жейдролюб U-4
Коррозионная активность ВПВ достаточно высока, и в силу
каталитической нестабильности нужно учитывать не только кор-
розионную активность самой жидкости, но и, главным образом,
действие на нее продуктов коррозии. Коррозионная активность
ВПВ заметно снижается добавкой ингибиторов, лучшим из них
является нитрат аммония.
В качестве прокладочного материала рекомендуются только
полихлорвинил, винипласт и фторопласт, а для сальников турбо-
насосных агрегатов — бутадиеностирольные синтетические каучу-
ки. С ВПВ можно применять этилсилоксановые смазки.
С ВПВ категорически запрещается использование резьбовых
соединений труб, так как в резьбе даже при специальной очистке
всегда остается некоторое количество технологической грязи, ко-
торое может привести к каталитическому разложению ВПВ и
взрыву.
ВПВ может быть использован в РСУ как мопотопливо, так и
совместно с горючим для создания большего удельного импульса.
Управление американскими пилотируемыми КК “Меркурий” осу-
ществлялось с помощью ДУ, работающими на пероксиде водорода.
Управление спуском российского корабля “Союз” также осущест-
вляется двигателями, работающими на продуктах разложения пе-
рокида водорода.
7.3.7.3. Кислород
Жидкий кислород, используемый в ракетных двигателях, явля-
ется окислителем с высоким энергетическим уровнем. Он представ-
ляет собой криогенную жидкость, без запаха, в тонких слоях прозрач-
ную, бесцветную, в толстых слоях имеющую голубоватый цвет.
Кислород получают из сжиженного воздуха. Он не токсичен,
не ядовит, но длительное пребывание в его атмосфере не рекомен-
дуется. Попадание жидкого кислорода на одежду может вызвать
ее воспламенение, иногда со слабым взрывом. Контакт жидкого
кислорода с маслами нефтяного происхождения всегда приводит к
взрыву. Все емкости и трубопроводы для жидкого кислорода
перед заполнением должны тщательно обезжириваться и обезво-
живаться. Баки и трубопроводы перед заполнением жидким кис-
лородом должны продуваться горячим воздухом для полного уда-
ления влаги, иначе возможны примерзания клапанов и другой ар-
матуры.
36
Жидкий кислород обладает хорошей текучестью, он способен
проникать через очень малые зазоры и в силу этих свойств явля-
ется хорошим смазывающим материалом для подшипников турбо-
насосных агрегатов.
Кислород не является коррозионноактивным, и поэтому выбор
конструкционных материалов не ограничен. Однако надо учиты-
вать, что жидкий кислород — жидкость с высокой степенью крио-
генности, и ее контакт с конструкционными материалами вызыва-
ет так называемое “охрупчивание” материала. Материал становит-
ся хрупким, теряет пластичность, ковкость, и под нагрузкой со-
противляемость его падает.
В качестве прокладочного материала при работе с жидким
кислородом применяют фторопласты, винипласты, специальные
сорта резины из изопренового каучука. Прокладки органического
происхождения недопустимы, так как они могут воспламеняться.
Лучшими металлическими прокладками являются свинец, чис-
тый алюминий и медь.
Кислород в газообразной форме — хороший окислитель, это
бесцветный газ без запаха и вкуса. Температура кипения кислоро-
да — 90 К, температура плавления — 54,2 К. Газообразный кис-
лород не оказывает вредного воздействия на окружающую среду,
не токсичен, не горюч и не взрывоопасен, однако, являясь силь-
ным окислителем, он увеличивает способность материалов к горе-
нию; при взаимодействии со смазочными веществами взрывается.
Длительная ингаляция газообразного кислорода вызывает пора-
жение органов дыхания и легких. Попадание холодного кислоро-
да на кожу и в глаза вызывает обморожение. После пребывания в
среде, обогащенной кислородом, не разрешается курить, использо-
вать открытый огонь и приближаться к огню. Одежда должна про-
ветриваться в течение 30 мин.
1.3.2. Горючие
Горючее — компонент топлива, вступающий в химическую ре-
акцию с окислителем; это вещество или совокупность веществ, ко-
торые в процессе химической реакции отдают электроны с внеш-
них оболочек своих атомов. Важнейшие показатели при подборе
горючих для ракетных двигателей — это удельный импульс с за-
данным окислителем, плотность горючего или топлива с данным
горючим, его газообразование и температура продуктов сгорания.
37
Из горючих только жидкий водород, углеводороды и спирты
являются экологически чистыми компонентами топлива. Исполь-
зование синтетических углеводородов (синтин, боктан) экономи-
чески невыгодно, вследствие высокой стоимости их производства
на малопроизводительных установках, к тому же синтин исклю-
чительно токсичен.
Используемые для РСУ гидразин и его производные (мономе-
тилгидразин, диметилгидразин, аэрозин) с азотнокислотными
окислителями, безусловно, привлекают потребителей такими
свойствами, как стабильность, долгохранимость, самовоспламеня-
емость. Однако их высокая токсичность и негативное воздействие
на озоновый слой Земли заставляют разрабатывать исполнитель-
ные органы РСУ на экологически чистых топливах.
1.3,2.1. Гидразин и его производные
Гидразин (N2H4) и особенно его алкилзамещенные производ-
ные широко распространены в ракетной технике в качестве самовос-
пламеняющихся горючих. Рассмотрим физико-химические и экс-
плуатационные свойства гидразина и его производных (табл. 1.5).
Таблица 1.5
Физико-химические и эксплуатационные свойства гидразина
и его производных
Свойство Гидразин ММГ НДМГ
Молекулярный вес 32,04 46,07 60,08
Плотность при 293 К, г/см3 1,010 0,871 0,783
Вязкость при 298 К, мПас 0,90 0,893 0,51
Коэффициент преломления при 298 К 1,4690 1,4050
Диэлектрическая проницаемость при 298 К 51,7 3,5
Температура кипения, К 386,5 360,5 336,1
Температура вспышки, К 313 290 274,1
Температура самовоспламенения, К 405 469 523
38
Окончание табл, 1.5
Свойство Гидразин ММГ НДМГ
Температура кристаллизации, К 275 220,6 215
Температура критическая, К 380 294 250
Поверхностное натяжение при 298 К, мН/м 66,67 — 28
Давление насыщенных паров:
при 298 К, гПа 26,7 66,3 210
при 293 К, мм. рт. ст 20 49,6 157
критическое, МПа 14,5 8,26 5,35
Коэффициент объемного расширения при 298 К — — 0,00133
Удельная теплоемкость при 293 К, ДжДмоль К) — 135,0 164,2
Теплопроводность при 298 К, Вт/ (м-К) — — 0,2012
Теплота сгорания, кДж/кг 14700 — 9230
Теплота образования, кДж/моль -50,3 -53,3 -47,4
Теплота плавления, кДж/моль 12,66 10,41 —
Теплота парообразования при 298 К, кДж моль 44,8 40,5 —
1.3.2.1.1. Монометилгидразин
Монометилгидразин (ММГ — CH3NHNH2) — бесцветная жид-
кость с характерным аммиачным запахом. ММГ нечувствителен к
трению и удару, имеет слабые щелочные свойства и является
очень сильным восстановителем. Самовоспламеняется в контакте
ссыльными окислителями (фтором, трехфтористым хлором, четы-
рехокисью азота, пероксидом водорода и дымящей азотной кисло-
той). ММГ способен смешиваться в любых соотношениях с водой,
гидразином, низкомолекулярными одноатомными спиртами и уг-
леводородами. По эксплуатационным свойствам ММГ занимает
промежуточное положение между гидразином и НДМГ. Смесь
39
50% ММГ и 50% гидразина имеет несколько лучшие энергетичес-
кие характеристики, чем ракетное горючее Аэрозин-50.
1.3.2.1.2. Несимметричный диметилгидразин
НДМГ (C2HgN2) — легколетучая, легковоспламеняющаяся жид-
кость, от бесцветного до слабо-желтого цвета, с характерным ам-
миачным запахом, легко поглощающая из воздуха кислород,
влагу и углекислоту. Температура кипения 336 К.
Горючее НДМГ относится к разряду ядовитых высокотоксич-
ных веществ, к первому классу опасности, оно обладает общеток-
сическим и местным раздражающим действием на организм чело-
века независимо от путей поступления. Запах горючего ощущает-
Q
ся при концентрации его в воздухе 0,029 мг/м . Предельно допус-
Q
тимая концентрация НДМГ в воздухе рабочей зоны — 0,1 мг/м ,
о
в атмосферном воздухе населенных мест — 0,001 мг/м , в воде во-
доемов — 0,02 мг/л.
НДМГ растворим в воде, спиртах, углеводородах, аминах и
эфирах; является гигроскопической жидкостью и энергичным вос-
становителем. При взаимодействии его с водой образуются: диме-
тиламин, тетраметилтетразен, формальдегид, нитрозометиламин
и аммиак; водные растворы горючего обладают щелочными свой-
ствами.
НДМГ легко окисляется кислородом воздуха, при этом на про-
цесс окисления влияют температура, время контакта, состав кон-
тактирующей поверхности. При взаимодействии с кислородом
воздуха горючее окисляется до тетраметилтетразена, нитрозоди-
метиламина, метилендиметилгидразина, воды и азота.
Горючее НДМГ относится к классу легковоспламеняющихся
жидкостей, температура вспышки 453 К. НДМГ легко самовоспла-
меняется с окислителями на основе азотной кислоты, как в паро-
вой, так и в жидкой фазе, период задержки самовоспламенения —
несколько миллисекунд. Водные растворы НДМГ самовоспламеня-
ются с окислителями на основе азотной кислоты с малыми вели-
чинами задержек воспламенения при содержании воды в НДМГ до
50%. Нижний температурный предел самовоспламенения паров
НДМГ с АТ составляет 363 К, с АК — 453 К. Пределы воспламе-
нения НДМГ с азотно-кислородной смесью нижний — 423 К, верх-
ний — 853 К.
40
С воздухом НДМГ образует взрывоопасные смеси, в связи с
чем работы с открытым огнем и искрящим инструментом возмож-
ны при концентрации НДМГ до 2 мг/л.
НДМГ не вызывает коррозии основных конструкционных ма-
териалов — сплавов на железной и алюминиевой основе, горючее
активно разлагается при взаимодействии с медными сплавами в
присутствии кислорода воздуха. При розливах на развитую метал-
лическую поверхность (окислы железа) возможно самовоспламе-
нение.
Большая часть полимерных материалов растворяется или на-
бухает в НДМГ, относительно стойкими являются полиолефины,
полиамиды, фторопласты, а также специальные резины.
1.З.2.2. Керосин
Керосин — смесь индивидуальных углеводородов (обычно от
С12НХ до С15НХ), прозрачная, желтовато-зеленая жидкость с харак-
Q
терным запахом. Средняя плотность его 0,82—0,86 г/см , молеку-
лярный вес в зависимости от происхождения нефти 164—188.
Керосин — нормальная жидкость, температура его застыва-
ния — 213 К, кипения — около 425 К, температурный диапазон
жидкофазного состояния обеспечивает ему большие удобства в
эксплуатации. Минимальная температура самовоспламенения на
воздухе при атмосферном давлении — около 535 К.
Упругость пара керосина при низких температурах сравни-
тельно низка, поэтому опасные для здоровья людей концентрации
паров не образуются и случаи отравления парами керосина очень
редки. Предельно допустимая концентрация паров в воздухе рабо-
чих помещений не более 0,3 мг/л.
Керосин, полученный методом перегонки или крекинга нефти
и содержащий большое количество парафинистых углеводородов,
недостаточно стойкий и быстро осмоляется.
Керосин коррозионно не активен и не имеет ограничений по
применению конструкционных материалов, однако при наличии
примесей воды сернистых соединений и органических кислот его
коррозионная активность становится заметной, особенно по отно-
шению к черным металлам.
При равновесных расчетах важны: отношение чисел атомов в
заданной молекуле, ее энтальпия и масса, поэтому в расчетах ке-
41
росин часто выражается как CjHi 95. А для неравновесных расче-
тов и расчетов по уравнению газового состояния необходимо знать
количество углерода и водорода в молекуле и ее молекулярную
массу. В табл. 1.6 указано несколько марок керосина, широко ис-
пользуемых в мире: 6 американских и 2 российских, у каждого из
них есть своя особенность. У керосина молекулярная масса нахо-
дится в диапазоне от 119 до 225, а соотношение количества атомов
водорода к углероду — от 1,83 до 2,08.
В вычислительных расчетах для приближенного выражения
керосина часто применяется формула С12Н23, при этом керосин
считается одномолекулярным веществом.
Таблица 1.6
Марки керосина
Наименование Приблизительная формула Молекулярная масса Соотношение I атомов (Н/С) |
JP-4 С8,5Н17 119 2,00 |
JP-5 С12Н22 166 1,83
С12Н23 167 1,92
JP-7 С12Н25 169 2,08 J
JP-8 С11Н21 153 1,91 J
Jet А-1 С11Н21 153 1,91
С12Н23 167 1,92
RP-1 С12Н23,4 167,4 1,95
С12Н24 168 2,00
Т-1 С12Н23,4 167,4 1,95
Т-6 С16Н33 225 2,06
7.3.2.3. Метан
Метан — первый член гомологического ряда насыщенных уг-
леводородов, химическая формула — СН4, наиболее устойчив к хи-
мическим воздействиям.
42
Метан — бесцветный газ без запаха, малорастворим в воде,
легче воздуха, сам по себе не токсичен и не опасен для здоровья
человека.
Температура кипения метана — 111,5 К, плотность жидкой
3 3
фазы — 420 кг/м , плотность газовой фазы — 0,72 кг/м .
Природный газ (и его составляющая метан) как горючее с на-
чала космической эры привлекал к себе внимание конструкторов
ракетных двигателей. Сжиженный природный газ на 90% и более
состоит из метана. Он не ядовит, коррозионно пассивен. При сго-
рании в кислороде, при оптимальном соотношении, окислитель/
горючее дает экологически чистые газообразные продукты, состо-
ящие из водяного пара, а также из моно- и двуокиси углерода.
Использование сжиженного природного газа (метана) позволя-
ет:
- обеспечить безопасность окружающей среды даже при ава-
рийном сливе компонентов топлива;
- повысить удельный импульс тяги и улучшить энергомассо-
вые характеристики PH;
- повысить эффективность охлаждения камеры сгорания;
- снизить стоимость горючего;
- обеспечить длительность использования сырьевой базы при
наличии больших природных запасов горючего;
- обеспечить доступность природного газа для любых нацио-
нальных программ;
- использовать материалы, технологии и оборудование, при-
сущие криогенной технике.
Интерес отечественных разработчиков к метановым двигате-
лям остро проявился в середине 1990-х гг., когда стала актуаль-
ной тема истощения нефтяных месторождений и уменьшения за-
пасов углеводородного горючего. Многие заводы — поставщики
высококачественного керосинового горючего остались за границей
России.
Промышленность освоила получение сжиженного природного
газа и метана в необходимых количествах, благодаря чему по сто-
имости он сопоставим с керосином, а для регионов, богатых неф-
тью (к которым относится и Россия), даже дешевле. Таким обра-
зом, для многоразовых носителей метановое топливо выгодно и в
силу своей относительно малой удельной стоимости. Кроме того, в
отличие от керосина, пятна пролива жидкого природного газа бы-
стро испаряются, не нанося вреда окружающей среде.
43
Из отрицательных качеств метана можно выделить следую-
щие:
- меньшая плотность по сравнению с керосином;
- взрывоопасность смеси СН4 + воздух (метан в смеси с возду-
хом образует взрывоопасные смеси в диапазоне концентра-
ций 5—14 %);
- отсутствие развитой инфраструктуры для транспортировки
и хранения больших количеств жидкого метана.
1.З.2.4. Этиловый спирт
Этиловый спирт — этанол, химическая формула — С2Н2ОН,
представляет собой легкоподвижную жидкость с приятным алко-
гольным запахом. В ракетной технике широко используется спирт
96%-й концентрации, а иногда и более низкой.
Токсичность этилового спирта низка, предельно допустимая
концентрация его в воздухе рабочих помещений — не более 1 мг/л.
о
Плотность — 789,3 кг/м . Температура кипения этилового спирта
— 351,3 К при нормальном давлении. С уменьшением концентра-
ции спирта температура кипения увеличивается до 373 К. Тем-
пература застывания абсолютного чистого этилового спирта равна
155,7 К. Критическая температура этилового спирта — 516 К.
Этиловый спирт коррозионного действия на большинство кон-
струкционных материалов не оказывает, но реагирует со свинцом
и магнием. Алюминий под действием этилового спирта медленно
корродирует. Применение прокладочных материалов не ограничи-
вается.
1.З.2.5. Водород
Водород (Н2) при нормальной температуре— бесцветный газ,
без запаха, нетоксичный. Жидкий водород представляет собой
бесцветную жидкость без запаха, с весьма высокой степенью крио-
генности.
Сжижается водород при 20 К, а при 14 К переходит в твердое
о
состояние. Плотность жидкого водорода 0,071 г/см низка по срав-
нению с другими жидкими горючими, что является одним из
главных недостатков водорода как горючего. Второй, и также су-
44
щественный, недостаток жидкого водорода — его способность
сжиматься при увеличении давления. Сжимаемость жидкого водо-
рода вызывает серьезные трудности в работе и конструкции насо-
сов ТНА ракетной установки.
Водород представляет собой пожароопасную жидкость, по-
скольку в контакте с кислородом и воздухом образуются легковос-
пламеняющиеся смеси в очень широком диапазоне концентраций
(с кислородом — от 4% до 94%, с воздухом — от 12% до 84%).
Жидкий водород не обладает коррозионной активностью по
отношению ко всем конструкционным материалам, но может вы-
зывать разрушение материала за счет его охрупчивания при очень
низкой температуре. В качестве конструкционных материалов
применяют нержавеющие сплавы, алюминий и его сплавы, титан,
так как их прочность снижается незначительно.
Воздействие жидкого водорода на конструкционные материа-
лы не ограничивается только охрупчиванием, водород обладает
способностью проникновения через толщу материала, в частности
металлов. Это явление называется наводораживанием материала,
оно зависит от материала и методов его обработки.
Одна из главных трудностей применения жидкого водорода —
задача сохранения в жидком виде длительное время. Другая труд-
ность — очистка баков от возможных посторонних примесей, влаги
и воздуха, поскольку при контакте с жидким водородом влажный
воздух почти мгновенно конденсируется и застывает. Значитель-
ное количество образовавшейся твердой фазы может привести к
закупорке трубопроводов к насосам и вызвать механические по-
вреждения агрегатов. Малые количества влаги могут вызвать при-
мерзание различных клапанов и элементов систем управления ра-
ботой систем.
1.3.3. Унитарные топлива
1.3.3.1. Гидразин
Гидразин представляет собой бесцветную, довольно вязкую,
дымящую на воздухе жидкость с содержанием 95% основного ве-
щества. Он очень гигроскопичен, хорошо растворяется в воде,
спиртах, аминах и других полярных растворителях, в неполяр-
ных растворителях не растворяется.
45
Теплота сгорания гидразина невысока: 8120 кДж/кг с кисло-
родом и 10170 кДж/кг с фтором, однако для сгорания гидразина
требуется небольшое количество окислителя (процесс протекает с
большим газовыделением). Гидразин имеет сравнительно невысо-
кую температуру горения, в результате чего потери тепла на дис-
социацию продуктов его сгорания невелики. Высокая температура
кристаллизации гидразина затрудняет его применение в холодное
время, поэтому он используется в ракетной технике в смесях с
низкозастывающими горючими. Температуру кристаллизации
гидразина можно понизить с помощью депрессантов (вода, амми-
ак, литийборгидрид, циангидрид, гидразиннитрат и тиоцианис-
тый аммоний). В отличие от воды гидразин сжимается при затвер-
девании, поэтому нет опасности разрыва тары при температурах
ниже нуля.
За рубежом в двигателях коррекции и управления космичес-
ких аппаратов гидразин применяют как унитарное топливо с ири-
диевым катализатором разложения Shell-405 (==30% иридия и
70% окиси алюминия). В качестве носителя для катализаторов
разложения гидразина используется окись алюминия. Стандарт-
ный заводской катализатор Shell-405 обеспечивает 100 холодных
запусков ЖРД на гидразине при его температуре 283 К и темпера-
туре слоя катализатора 283—300 К без заметного разрушения.
Прокаливание носителя при высоких температурах не улучшает
характеристик катализаторов.
На активность катализатора влияет количество жидкого гид-
разина, приходящегося на каждую гранулу; избыток гидразина
оказывает тормозящее влияние и обусловливает снижение эффек-
тивности катализатора. Задержка воспламенения при экзотерми-
ческом разложении гидразина составляет 0,01 с. За это время
жидкий гидразин проникает глубоко в пористый катализатор и
вызывает растрескивание гранул. Тепловой эффект разложения
гидразина пропорционален скорости и глубине его проникания в
поры катализатора. Глубина проникновения зависит от положи-
тельного давления окружающей среды, капиллярного давления и
отрицательного обратного давления, обусловленного накоплением
газообразных продуктов разложения. Скорость изменения началь-
ной температуры катализатора при использовании жидкого гидра-
зина значительно выше, чем для газообразного, так как скорость
проникания жидкости выше скорости диффузии газа. Необходимо
оптимальное соотношение жидкости и катализатора, обеспечиваю-
46
щее наибольшую скорость повышения температуры и давления до
достижения режима “пленочного кипения”.
Разложение гидразина протекает с выделением 46 кДж тепла
на 1 моль продукта. При каталитическом разложении состав про-
дуктов и их температура зависят от времени пребывания продукта
в каталитическом пакете, которое в свою очередь определяется
длиной пакета, рабочим давлением и массовой скоростью потока
на единицу площади поверхности катализатора. На катализаторе
гидразин разлагается с образованием аммиака и азота, причем
30—40% образующегося аммиака разлагается на азот и водород.
При такой степени разложения аммиака наиболее эффективно ис-
пользовать горячие газы в ЖРД. На практике это достигается
применением каталитического пакета длиной 25—50 мм (частицы
катализатора размером 0,54—0,83 мм на входе и более крупные
на выходе) при давлении в камере 1 — 2 МПа, удельном расходе
гидразина (15—60)10~6 кг/(мм2 с) и температуре газов =1373 К.
Температура внутри каталитического слоя несколько выше 1373 К.
Обычно для достижения тяги 1 Н применяют слой катализатора
длиной 25 мм и диаметром 6,5 мм.
Двигательная установка стабилизации, ориентации и обеспе-
чения запуска маршевой ДУ разгонного блока “Фрегат” имеет в
качестве исполнительных органов гидразиновые двигатели
С.5.221 тягой 49,05 Н.
В табл. 1.7 приведены основные характеристики четырех гид-
разиновых двигателей, разработанных КБ ХИММАШ [43]. Разло-
жение гидразина реализовано на иридиевом катализаторе, нагре-
том до температуры 620 К.
Таблица 1.7
Характеристики гидразиновых двигателей КБХИММАШ
Индекс двига- теля Тяга, кг Удельный импульс, м/с Давле- ние в ка- мере, МПа Степень расшире- ния по площади Суммар- ное вре- мя рабо- ты, с Масса, кг Макс, число цик- лов
Док-10 1 2246 1,0 46 1500 1
Док-50 5 2246 0,8 42 1500 1 40000
Дот-25 3 2305 0,45 55 25000 1 50000
Дот-5 1 2256 0,38 60 12000 1 550000
47
Ниже приводятся характеристики гидразиновых двигателей,
установленных на автоматической межпланетной станции Касси-
ни—Гюйгенс (табл. 1.8).
Таблица 1.8
Характеристики гидразиновых двигателей
Диапазон изменения тяги, Н Удедьный импульс, м/с Суммарный импульс, Нс Число циклов Масса, кг
СНТ-1 [41] 0.32—1.1 1962—2187 112 59000 0.29
СНТ-20 [42] 7.9—24.6 2197—2256 517000 93130 0.395
ЖРД, работающие на гидразине, по сравнению с двигателями,
работающими на ВПВ, более надежны и безопасны в эксплуата-
ции, имеют большой срок службы, легко запускаются повторно и
значительно дешевле в производстве.
1.З.З.2. Топливо на основе
нитрата гидроксиламмония и метанола
В последнее время активно ведутся работы по поиску унитар-
ного топлива, которое могло бы заменить гидразин, но было не-
токсичным и обладало более высокими энергетическими характе-
ристиками. Такое топливо было найдено в виде раствора нитрата
гидроксиламмония (НГА), воды и метанола [66, 67]. В виде водно-
го раствора НГА является окислителем, но обладает способностью
разлагаться на катализаторе из оксида алюминия и металлов пла-
тиновой группы с выделением тепла. При этом температура разло-
жения около 950 К. Для создания ракетного топлива НГА раство-
ряют в метаноле, тем самым получая унитарное топливо, содержа-
щее в своем составе и горючее, и окислитель.
Данный раствор очень перспективен с точки зрения характе-
ристик горения, влияния на окружающую среду, плотности и воз-
можности длительного хранения. Он имеет достаточно низкую
температуру плавления, высокую плотность, слабую токсичность,
а параметр р/уд значительно выше, чем у гидразина. Однако при
высоких давлениях он обладает очень высокой скоростью горения,
что может привести к серьезным инцидентам.
48
Основной катализатор, применяемый в ЖРД МТ на НГА —
Shell-405.
Результаты экспериментов показали, что составы НГА/нитрат
аммония (НА)/Н2О/метанол при определенных соотношениях
указанных компонентов имеют умеренную скорость горения и хо-
рошие физико-химические характеристики: плотность, вязкость,
температуру плавления и реакционную способность в присутствии
катализаторов (см. табл. 1.9, 1.10, 1.11).
Таблица 1.9
Состав унитарного топлива на основе НГА
Компонент Энтальпия, кДж/кгмоль Массовая концентрация, %
Метанол, СН^ОН -238910 15,2
НГА, NH3OHNO3 -368610 67,9
Вода,Н2О -285830 16,9
Таблица 1.10
Равновесный состав продуктов сгорания унитарного топлива
при давлении в камере сгорания 1 МПа.
Результаты получены с помощью программного комплекса СЕА
для двигателя тягой 1 Н
№ п/п Параметр Камера сгора- ния Критичес- кое сече- ние Выход- ное сече- ние сопла
1 Температура в камере сгорания, К 2052 1880 535
2 Давление в камере сгорания, МПа 1 0,56573 0,001
3 Плотность, кг/м 1,3047 0,80695 0,0050131
4 Показатель изоэнтропы k = Cp/cv 1,1794 1,1921 1,3033
5 Молекулярная масса, г/моль 22,270 22,297 22,311
6 Скорость звука, м/с 950,8 914,2 509,9
7 Удельная теплоемкость, кДж/кг-К 2,5670 2,3608 1,6015
49
Окончание табл. 1.1\
№ п/п Параметр Камера сгора- ния Критичес- кое сече- ние Выход- ное сече- ние сопла
8 Число Маха 0,000 1,000 4,836
9 Степень расширения по площадям — 1 59 10
10 Степень расширения по давлениям — 1,76 1000
11 Соотношение компонентов топлива 5,57 5,57 5,57
12 Удельный импульс в вакууме, м/с — 1681,1 2547
13 Характеристическая скорость, м/с — 1355,5 —
14 Диаметр, м — 0,0008 0,0048
15 Расход топлива, кг/с 0,000394
Таблица 1.1
Состав продуктов сгорания унитарного топлива на основе НГА
в мольных долях
№ п/п Продукт сгорания Камера сгорания Критическое сечение Выходное сечение сопла
1 СО 0,00204 0,00111 0,00000
2 со2 0,10360 0,10466 0,10583
3 н 0,00004 0,00001 0,00000
4 Н2 0,00301 0,00189 0,00205
5 н2о 0,73144 0,73388 0,73439
6 NO 0,00028 0,00009 0,00000
7 N2 0,15730 0,15759 0,15773
8 О 0,00001 0,00000 0,00000
9 он 0,00121 0,00044 0,00000
10 о2 0,00107 0,00000 0,00032
50
Температура в камере сгорания ЖРД МТ с топливом на основе
НГА и метанола зависит от содержания метанола, т.е. от соотно-
шения компонентов, что вполне логично. Факторами, определяю-
щими соотношение компонентов, являются допустимая темпера-
тура стенки камеры сгорания и требуемый удельный импульс дви-
гателя. В случае уменьшения содержания метанола температура в
камере сгорания становится недопустимо высокой, а в случае уве-
личения — энергетические характеристики ЖРД МТ снижаются
ниже требуемых.
Работы по созданию ЖРД МТ с топливом на основе метанола
и НГА ведутся в России (ОКБ “Факел” и ФГУП РНЦ “Прикладная
химия”), Японии (Mitsubishi Heavy Industries), США (Primex
Aerospace, Aerojet).
В настоящее время компания Raytheon успешно завершила
испытания двигательной системы для ракетного комплекса проти-
воракетной обороны воздушного базирования с двигателем второй
ступени, использующим в качестве топлива нитрат гидроксилам-
мония. Двигатель разработан компанией Aerojet и носит название
AF-M315E (рис. 1.12).
Рис. 1.12. Общий вид ЖРД МТ на топливе HAN и метаноле,
разработанного компанией Primex Aerospace (США) [64]
1.З.З.З. Топливо на основе динитрамида аммония,
аммиака и метанола
Помимо топлива на основе HAN для замены гидразина пред-
лагается топливо на основе динитрамида аммония (NH4N(NO2)2 Am-
51
monium Dinitramide (ADN)). Это топливо и ЖРД МТ, использую-
щий это топливо, разработаны компанией ECAPS, являющейся
частью шведской компании Swedish Space Corporation Group [72].
Официальное название этого топлива — LMP-103S. Оно представ-
ляет собой раствор ADN, метанола, аммиака и воды (табл. 1.12).
Плотность данного топлива на 24% больше, чем у гидразина, а
удельный импульс — на 6%. По своим свойствам LMP-103S схоже
с HAN. Экспериментальную проверку данное топливо прошло на
ЖРД МТ тягой 1 Н, установленном на КА “PRISMA” (рис. 1.13).
Таблица 1.12
Состав топлива LMP-103S
Компонент Содержание, %
Динитрамида аммония ADN 63,0
Метанол 18,4 1
Аммиак 4,6
Вода 14
Рис. 1.13. ЖРД МТ КА “PRISMA” тягой 1 Н,
использующий топливо на основе ADN, аммиака и метанола
52
1.3.4. Характеристики пар компонентов топлива
Рассмотрим вопрос применения компонентов топлив с точки
зрения их энергетических характеристик и выделим преимущест-
ва и недостатки использования конкретных пар компонентов.
1.3.4.1. Топливные пары
с окислителем — пероксид водорода
1.3.4.1.1. Пероксид водорода + керосин
Применение топливной пары ВПВ + керосин имеет ряд осо-
бенностей:
- компоненты могут храниться при нормальной температуре
(не требуются криогенные комплектующие);
- компоненты не токсичны (сами компоненты и их продукты
сгорания считаются экологически чистыми);
- пара ВПВ + керосин имеет высокое соотношение компонен-
тов 7,5 (а = 1);
- в случае аварии пожар может быть потушен водой (добавле-
ние воды уменьшает концентрацию Н2О2, в результате чего
ее активность окисления теряется);
- для наддува ВПВ и керосина могут применяться различные
газы;
- жидкие компоненты топлива требуют надежной системы за-
жигания;
- компоненты широко производятся и требуются в различных
отраслях промышленности.
Россия является единственной страной, в которой ВПВ срав-
нительно широко применяется в ракетно-космической технике, в
частности: в парогазогенераторах ТНА двигателей первой и второй
ступеней PH “Союз-У”, в микро-ЖРД систем управления спуском
СА серии “Союз” [2].
Тем не менее по результатам НИОКР и реальных разработок
ВПВ как окислитель был признан весьма перспективным по кри-
терию стоимость/эффективность. Время разработки и запуска в
производство двигателей на топливе ВПВ + керосин составляет от
1/2 до 1/4 аналогичного времени для ЖРД на топливе жидкий
кислород + керосин и 1/5 — 1/10 для двигателя на топливе жид-
53
кий кислород + жидкий водород открытого цикла. Это доля еще
меньше для аналогичных ЖРД замкнутого цикла.
Комбинация пероксид водорода + керосин имеет ряд важных
характеристик, которые делают ее весьма удобной для использова-
ния в ракетах, особенно в случаях, где необходимо регулирование
тяги в широком диапазоне. Ее исключительные преимущества:
- пероксид водорода + керосин имеет одну из самых высоких
плотностей топлива (примерно 1270 кг/м3) среди комбина-
ций жидкого топлива;
- баки ВПВ могут быть изготовлены из алюминиевых спла-
вов;
- топливная пара относительно проста в обращении;
- оба компонента не испускают ядовитых паров при хранении
и не оставляют после сгорания токсичных веществ;
- с экологической точки зрения эта топливная комбинация
сопоставима с топливом жидкий кислород И- жидкий водо-
род.
Использование этой комбинации может гарантировать, что за-
траты на разработку и поставку ЖРД и PH будут низкими, и ми-
нимизирует работы по подготовке ДУ к запуску.
Рассматриваются и другие аспекты применения ВПВ, в част-
ности, в качестве окислителя для ЖРД комбинированных ДУ
межпланетных пилотируемых кораблей (например, планетных
модулей), как рабочее тело для газотурбинных энергоустановок, а
также как источник кислорода, воды и тепла для жизнеобеспече-
ния космонавтов.
1.3.4.1.2. Пероксид водорода + метан
Применение топлива ВПВ 4- метан имеет ряд особенностей:
- в случае использования в двигателе метана в газообразной
форме и наличии его в жидкой фазе на борту необходим га-
зификатор;
- компоненты и их продукты сгорания не токсичны и счита-
ются экологически чистыми;
- ВПВ + метан имеет высокое соотношение компонентов 8,4
(а=1);
- метан в газообразной форме может быть хорошим распыли-
телем в газо-жидкостной форсунке;
54
- компоненты широко производятся и требуются в различных
отраслях промышленности.
1.3.4.1,3. Пероксид водорода 4- этиловый спирт
Применение топлива ВПВ 4- этиловый спирт имеет ряд особен-
ностей:
- компоненты и их продукты сгорания не токсичны и счита-
ются экологически чистыми;
- для наддува ВПВ + этанол могут применяться различные
газы;
- жидкие компоненты топлива требуют надежной системы за-
жигания;
- компоненты широко производятся и требуются в различных
отраслях промышленности.
1.3.4.1.4. Пероксид водорода + водород
Применение топлива ВПВ 4- водород имеет ряд особенностей:
- компоненты и их продукты сгорания не токсичны и счита-
ются экологически чистыми;
- ВПВ в паре с водородом обладает наибольшим удельным им-
пульсом, чем ВПВ в паре с другими горючими;
- использование жидкого водорода требует специальной под-
готовки системы питания двигательной установки;
- для воспламенения жидких компонентов топлива требуется
надежная система зажигания.
1.З.4.2. Топливные пары с окислителем — кислород
Применение кислорода для всех пар топлива имеет ряд осо-
бенностей:
- компоненты и их продукты сгорания не токсичны и счита-
ются экологически чистыми;
- для воспламенения жидких компонентов топлива требуется
надежная система зажигания, как правило, электроискро-
вая;
- жидкий кислород — криогенный компонент.
55
1.3.4.2.1. Кислород + керосин
Кислород и керосин считаются недорогими и экологически
чистыми компонентами топлива, поскольку они сами не токсичны
и выделяют в качестве продуктов сгорания, в основном, воду и уг-
лекислый газ.
Кислород + керосин для ЖРД МТ может найти свое примене-
ние в качестве топлива реактивной системы управления разгон-
ных блоков, чьи маршевые двигатели работают на этих компонен-
тах, например для блока ДМ ракеты “Протон”.
Примером применения топливной пары кислород + керосин для
ЖРД МТ является двигатель 17Д16 ФГУП “НИИМаш” (рис. 1.14),
используемый для управления ориентацией космического корабля
“Буран”.
Рис. 1.14. Двигатель ФГУП “НИИМаш” 17Д16, тягой 196,2 Н,
на компонентах керосин 4- кислород (газ)
56
1.3.4.2.2. Кислород 4- метан
Метан значительно дешевле традици-
онного керосина и обладает большей теп-
лоемкостью, а также рассматривается как
перспективный компонент для многоразо-
вой космической системы. Применение
топлива кислород 4- метан перспективно
ввиду интереса использования метана в ка-
честве компонента маршевых ЖРД верх-
них ступеней космического ЛА. Использо-
вание идентичных компонентов для РСУ
и маршевого двигателя позволит поднять
эффективность КА.
Разработки маршевых двигателей на
метане ведутся в КБ Химмаш им. А.М. Иса-
ева (двигатель С5.86.1000), ОАО “Кон-
структорское бюро химавтоматики” (пер-
спективный двигатель РД-0162М), НПО
“Энергомаш” имени академика В.П. Глуш-
ко (перевод имеющихся РД-169, РД-182,
РД-183, РД-190, РД-192 на топливе “жид-
кий кислород 4- природный газ”).
Рис. 1.15. Экспери-
ментальный двигатель
ФГУП“НИИМаш”
тягой 2600 Н,
на компонентах спирт
4- кислород (газ)
1.3.4.2.3. Кислород 4- спирт
Пара кислород 4- спирт может рассматриваться как экологи-
чески чистое недорогое топливо для экспериментальных и иссле-
довательских работ. Примером двигателя на данных компонентах
топлива является экспериментальный двигатель НИИ Машино-
строения (рис. 1.15). Как и для других топливных пар с кислоро-
дом, для данной пары в ЖРД МТ необходимо предусмотреть сис-
тему зажигания.
1.3.4.2.4. Кислород 4- водород
Пара кислород 4- водород считается экологически чистым и
высоко-энергическим топливом, обладающим высоким удельным
57
импульсом. Однако водородный двигатель имеет относительно
низкую тяговооруженность (отношение тяги ДУ к его массе), низ-
кую плотность топлива, высокую взрывоопасность, к тому же на
его разработку и изготовление требуются большие затраты.
Применение топлива кислород + водород для ЖРД МТ пер-
спективно ввиду возможности замены двигателей системы ориен-
тации ЖРД С5.142А и двигателей обеспечения запуска 11Д428А
для кислородно-водородного разгонного блока КВТК ГКНПЦ им.
М.В. Хруничева [37]. В настоящее время имеющиеся двигатели
работают на топливе АТ + НДМГ, однако при наличии на борту
космического ЛА кислорода и водорода целесообразно использо-
вать унифицированную объединенную двигательную установку,
работающую на основных компонентах.
1.3.4.3. Азотный тетраоксид + несимметричный
диметилгидразин
Топливная пара АТ + НДМГ используется наиболее часто для
ЖРД МТ (см. табл. 1.1) по причине того, что компоненты топлива
самовоспламеняющиеся и не криогенны. Это ведет к минимальной
задержке воспламенения, отсутствию дополнительных систем за-
жигания, что для РСУ наиболее важно. Эта пара хорошо отработа-
на во множестве конструкций для двигателей разных по уровню
тяги. Единственный серьезный недостаток данной пары — токсич-
ность.
1.4. АНАЛИЗ ЭФФЕКТИВНОСТИ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ
КОМПОНЕНТОВ РАКЕТНОГО ТОПЛИВА
Проведенные расчеты позволяют проанализировать эффектив-
ность использования рассмотренных выше компонентов ракетного
топлива [70].
На рис. 1.16, 1.17, 1.18 представлены сравнения удельного им-
пульса, температуры продуктов сгорания в КС и плотностей топ-
лива для расчетного случая.
Как видно, топливо с кислородом энергетически более эффек-
тивно, чем топливо с ВПВ для рассматриваемых параметров дви-
гателя (давление в камере 1 МПа, стехиометрическое соотношение
компонентов топлива, степень расширения по давлению 1000). Од-
58
ly. [м/сек]
Удельный импульс
И1. ВПВ+керосин
2. ВПВ+метон
О 3. ВПВ+спирт
@ 4. ВПВ+МороЗ
5. Кислород+керосин
6. КислороЗ+метин
7. КислороЗ+спирт
ЕЗ 8 КислороМоЗороЗ
9. АТ+НПМГ
Рис. 1.16. Сравнение удельного импульса различных пар топлив
для расчетных условий
Темперотура ПС
Рис. 1.17. Сравнение температуры ПС различных пар топлив
для расчетных условий
59
Рис. 1.18. Сравнение плотностей топлив для расчетных условий
нако при этом плотность топлива с кислородом значительно мень-
ше, что ведет к увеличению объема конструкции баков компонен-
тов и, следовательно, к увеличению конструкции массы ДУ в
целом. Помимо этого, наличие на борту криогенного кислорода
влечет за собой усложнение и утяжеление массы ДУ.
Из пар, работающих на пероксиде водорода, только по паре
ВПВ + керосин были проведены работы по использованию этой
комбинации в ЖРД. По остальным горючим (метану, спирту и во-
дороду) их применение пока носит лишь исследовательский инте-
рес. Из топлив с кислородом все пары имеют перспективы приме-
нения на том или ином КА.
Исходя из требований, предъявляемых к компонентам ракет-
ного топлива ЖРД МТ, являющихся главными исполнительными
органами реактивной системы управления ЛА, из анализа харак-
теристик и эффективности применения КРТ очевидно, что для
ЖРД МТ экологически чистые компоненты топлива, такие как
ВПВ + керосин, кислород + керосин, кислород + метан, кислород
+ спирт, кислород + водород, наиболее перспективные, что обу-
словлено достаточно высоким уровнем удельного импульса, не
ниже 2900 м/с, которым обладают данные топливные пары, эко-
логичностью компонентов, отсутствием разрушающего воздейст-
вия продуктами горения на конструкцию ЖРД и возможностью
обеспечить многоразовое использование ДУ.
60
2. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ
МАЛОЙ ТЯГИ
Задача проектирования ракетного двигателя — разработать
конструкцию, обеспечивающую наибольший удельный импульс
при возможно минимальной массе двигателя. При этом разработ-
чик ограничен большим количеством факторов, связанных с со-
хранением надежности двигателя, выполнением условий техноло-
гичности изготовления двигателя, габаритными ограничениями,
выбором материала конструкции и другими требованиями. Это
приводит к итерационному процессу поиска компромиссного ре-
шения, которое в конечном счете должно удовлетворить условиям
заказчика двигателя. Данная глава посвящена рассмотрению ос-
новных этапов и особенностей разработки жидкостных ракетных
двигателей малой тяги.
Эскизное проектирование ЖРД МТ (рис. 2.1) включает в себя:
расчет газодинамического профиля камеры сгорания и сопла, рас-
чет и размещение на плоскости смесительной головки двухкомпо-
нентных центробежных форсунок, расчет перемешивания завесы с
пристеночным слоем продуктов сгорания, расчет течения компо-
нентов внутри смесительной головки и другие расчеты, позволяю-
щие на этапе разработки проанализировать эффективность техни-
ческих решений и оценить будущие характеристики двигателя.
Проектирование двигателей без регенеративного охлаждения
ограничено, в первую очередь, максимальной допустимой темпе-
ратурой конструкции. Для определения этой температуры приме-
няется модель теплового состояния ЖРД МТ, позволяющая на
этапе проектирования выбирать оптимальные значения соотноше-
ния компонентов в пристеночном слое и ядре камеры, расход на
завесу, число форсунок и другие параметры ЖРД МТ.
На основе полученных геометрических размеров изготавлива-
ются сначала отдельные элементы смесительной головки (форсун-
ки, каналы завесы), а затем полная точная физическая модель
61
Рис. 2.1. Схема разработки ЖРД МТ
62
всей смесительной головки из специальной пластмассы методом
лазерной литографии. На полученной модели смесительной голов-
ки проводятся гидравлические испытания, по результатам кото-
рых возможна коррекция гидравлических трактов для каждой
форсунки и выходных каналов завесы. После возможной коррек-
ции каналов выполняется смесительная головка из высокотемпе-
ратурных металлических сплавов. По результатам гидравличес-
ких испытаний делается заключение о качестве проектирования и
изготовления смесительной головки.
Далее производятся короткие огневые пуски для проверки ус-
тойчивого зажигания топлива, верификации расчетов, оценки ха-
рактеристик двигателя. Короткие пуски дают возможность спрог-
нозировать тепловое состояние двигателя при последующих про-
должительных пусках, проанализировать выход двигателя на
режим и, в целом, избежать повреждений материальной части при
дальнейших испытаниях.
Заключительные ресурсные испытания позволяют исследо-
вать состояние конструкции двигателя во время его работы, ста-
бильность расходных и энергетических характеристик в процессе
функционирования объекта испытаний при увеличении времени
работы двигателя.
2.1. ФИЗИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ ЖИДКОСТНОГО
РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ
Как и в двигателях большой тяги, процессы в камерах двух-
компонентных ЖРД МТ отличаются от принимаемой в термодина-
мических расчетах идеализированной схемы. Эти отличия обу-
словлены неоднородным распределением компонентов топлива по
поперечному сечению камеры, неодномерностью течения, потеря-
ми в сопле из-за рассеяния, трения и химической неравновеснос-
ти, отсутствием регенеративного охлаждения и др. Для ЖРД МТ
почти все из указанных отличий имеют более существенное, по
сравнению с двигателями большой тяги, значение. К таким отли-
чиям отнесятся:
- неоднородность параметров по сечению камеры (из-за мало-
го числа смесительных элементов и внутреннего охлажде-
ния);
- неполнота сгорания и химическая неравновесность;
63
- повышенные потери импульса из-за трения, что связано с
малыми размерами камеры;
- нестационарность режима работы.
Методы оценки влияния неоднородности потока и неполноты
горения на рабочий процесс в КС, расчет потерь из-за химической
неравновесности и трения в сопле аналогичны соответствующим
методам для двигателей большой тяги. Характер влияния прин-
ципиально тот же, но потери удельного импульса, обусловленные
этими факторами, значительно выше [48].
При увеличении тяги двигателя, во время выхода его на ре-
жим, и при уменьшении тяги, в момент выключения, процессы
смесеобразования, горения и истечения происходят в нерасчетных
условиях; экономичность двигателя существенно снижается. Поэ-
тому при работе ЖРД МТ в импульсном режиме параметры двига-
теля зависят от времени и частоты включения. Зависимость пара-
метров от времени включения определяется также временем за-
полнения заклапанных объемов и временем выхода ЖРД МТ на
стационарный тепловой режим [53].
Обеспечение качественного смешения компонентов и полного
сгорания топлива в камере ЖРД МТ представляет большие труд-
ности в связи с малыми расходами компонентов топлива, ограни-
ченными размерами смесительной головки, необходимостью со-
здания больших расходов компонента (по отношению к общему
расходу) на завесное охлаждение. Поэтому особое внимание при
проектировании уделяют организации рабочего процесса в камере
сгорания. Повысить эффективность двигателя можно путем сни-
жения расхода компонентов топлива на завесное охлаждение, при
сохранении допустимой температуры конструкции камеры сгора-
ния и сопла.
Применение завесы требует выполнения сложной конструк-
ции форсуночной головки и владения методикой расчета нестаци-
онарного рабочего процесса в камере с учетом пристеночного слоя
компонента топлива [15].
В связи с импульсным режимом работы и весьма малыми рас-
ходами компонентов топлива организация регенеративного ох-
лаждения ЖРД МТ представляет большие трудности. В корпусе
ЖРД МТ возникают продольные тепловые потоки, направленные
со стороны сопла (области с более высокой температурой стенок) к
камере сгорания. В период паузы между включениями температу-
ра участка камеры сгорания, охлаждаемого во время работы дви-
64
гателя жидкой пленкой, начинает сначала возрастать, а при недо-
статочной паузе, при последующих включениях, может превысить
максимально допустимую температуру по условиям возникнове-
ния пленочного кипения.
В камере сгорания ЖРД МТ происходят достаточно сложные
процессы, и их полное описание затруднительно. Схематично эти
процессы представлены на рис. 2.2, 2.3 [22].
Рис. 2.2. Схема процессов превращения топлива
в продукты сгорания для самовоспламеняющихся топлив
Такая последовательность может иметь те или иные отклоне-
ния. По некоторым процессам, например стационарному горению,
понимания до сих пор не достигнуто. Поэтому, рассматривая тот
или иной процесс, важно четко понимать его роль в реальном ра-
бочем процессе.
Физические особенности теплообмена в ЖРД МТ тесно связа-
ны с внутрикамерными рабочими процессами — образованием вы-
сокотемпературных продуктов сгорания в камере сгорания и их
течением в сопле, которые, в свою очередь, существенно зависят
от типа компонентов топлива (самовоспламеняющиеся или нет), а
также от схемы смесеобразования.
Ниже дается краткое описание основных процессов в камере
двигателя.
65
Рис. 2.3. Схема процессов превращения топлива
в продукты сгорания для несамовоспламеняющихся топлив
2.1.1. Распределение соотношения компонентов
Соотношение компонентов — один из важнейших параметров,
характеризующий процесс горения. От соотношения компонентов
зависят полнота сгорания топлива и устойчивость рабочего про-
цесса. Соотношение компонентов определяет также химические и
тепловые условия работы стенок камеры. Хотя ни одно из возмож-
ных распределений соотношения компонентов не удовлетворяет
всем предъявленным к рабочему процессу требованиям, опыты по-
казывают важность хорошо контролируемого и воспроизводимого
распределения соотношения компонентов. Так же как и в случае
распределения расходонапряженности, здесь логично исходить из
представления о том, что рабочий процесс будет высокоэффектив-
ным при равномерном составе продуктов сгорания в горловине
сопла, обеспечиваемом на минимальной длине камеры. Следует
отметить, что начальное распределение соотношения компонен-
тов, создаваемое форсуночной головкой, мало изменяется вторич-
ными процессами перемешивания, поэтому качество рабочего про-
цесса решающим образом зависит от схемы впрыска топлива.
Смешение компонентов топлива происходит в жидкой и паро-
вой фазах, а также при движении капель в гетерогенной среде.
66
2.1.2. Пространственное распределение топлива
Большой интерес представляет распределение массового пото-
ка топлива в плоскости, перпендикулярной оси камеры сгорания
(распределение расходонапряженности). Для получения однород-
ного состава продуктов сгорания на входе в сопло необходимо ор-
ганизовать соответствующее распределение топлива вблизи форсу-
ночной головки. Это распределение может быть и неравномерным,
но неравномерность должна иметь достаточно малые размеры и
исчезать при перемешивании, например под действием диффузии.
Основная задача распределения топлива состоит в том, чтобы при
минимальной длине камеры и прочих неизменных параметрах до-
биться равномерности распределения массового потока продуктов
сгорания на входе в сопло. Таким образом, форсуночная головка
создает трехмерное распределение капель топлива. Сложность об-
разующейся при этом двухфазной системы заставляет использо-
вать упрощенные модели распределения массового потока компо-
нентов.
Физические процессы в пристеночной области и ядре потока
тесно взаимодействуют. В результате этого уже вблизи форсуноч-
ной головки формируется поперечная эпюра соотношения компо-
нентов, а на основной части длины камеры сгорания происходит
тепловыделение при сформировавшейся эпюре соотношения ком-
понентов.
2.1.3. Горение топлива
В нашей стране и за рубежом проводились и продолжаются
экспериментальные исследования горения распыленного топлива.
Независимо от времени и условий проведения эксперимента,
опыты показывают неравномерность распределения компонентов
в поперечном сечении, неоднородность потока в камере, присутст-
вие капель компонентов различных размеров, движущихся с раз-
ными скоростями. Из результатов экспериментов по горению рас-
пыленного топлива следует, что интенсивное тепловыделение
самовоспламеняющихся компонентов топлива начинается там, где
пересекаются факелы распыла горючего и окислителя, и что более
летучий компонент быстро испаряется, при этом капли менее ле-
тучего компонента сгорают уже в подготовленной газообразной
среде. Максимумы интенсивности свечения, простирающиеся
67
вниз по потоку, совпадают с осями вееров распыла менее летучего
компонента. Таким образом, создание теоретической модели ста-
ционарного процесса в камере — задача очень трудная.
Процесс сгорания капель в факеле распыла представляет со-
бой статическую совокупность последовательных процессов нагре-
вания, испарения и химических реакций для различных капель в
разных локальных условиях.
Физическая картина взаимодействия жидких пленок самовос-
пламеняющихся компонентов применительно к проблеме воспла-
менения компонентов экспериментально исследовалась в нашей
стране в ГИПХ, ФГУП “НИИМаш” и других организациях. В ходе
этих исследований был установлен чрезвычайно сложный харак-
тер гидродинамических процессов, химической кинетики, испаре-
ния и диффузии с ведущей ролью жидкофазного взаимодействия
самовоспламеняющихся компонентов в зоне контакта жидких
пленок.
2.1.4. Течение в ядре потока
Стационарное течение газа в камере сгорания зависит от кон-
струкции форсуночной головки. Время пребывания капель в каме-
ре должно быть достаточным большим, чтобы из сопла не вылета-
ли несгоревшие капли.
Во многих двигателях вихревое движение газа создается ис-
кусственно для обеспечения высокой полноты сгорания. Однако
при этом усложняются условия работы стенок камеры. При вихре-
вом движении газа пограничный слой размывается, а коэффици-
ент теплопередачи возрастает вследствие повышения скорости и
температуры газа вблизи стенок. Поперечное течение газа к стен-
кам может быть вызвано и взаимодействием потоков, истекающих
из форсунок, поскольку у некоторых смесительных элементов ре-
зультирующее направление потока компонентов не осевое. Особен-
но часто отклонение направления потока топлива от осевого про-
исходит при отклонении режима работы от номинального.
На основной части длины камеры сгорания ЖРД МТ ведущую
роль играют термогазодинамические процессы в газовой фазе, оп-
ределяющие химический состав и термодинамические свойства
продуктов сгорания, которые влияют на параметры течения и на
теплообмен.
68
В ядре потока вблизи форсуночной головки основную роль иг-
рает жидкофазное взаимодействие пленок окислителя и горючего,
в результате чего происходит превращение компонентов топлива в
химически активные промежуточные продукты сгорания с темпе-
ратурой порядка 600—1700 К. Вблизи стенки камеры сгорания (в
пристенке) дополнительно происходит взаимодействие компонен-
тов из центральной и периферийных форсунок со стенкой, при ко-
тором образуются газообразные промежуточные продукты сгора-
ния и жидкая пленка. Физические процессы, связанные с форми-
рованием пристенка, не менее сложные, чем в ядре потока и вбли-
зи форсуночной головки, а степень их понимания далека от же-
лаемой. Значительную роль при этом играет то, какой из компо-
нентов используется для формирования пристенка.
2.1.5. Обратные токи
Обратные токи газа в камере сгорания ЖРД МТ возникают в
узкой области огневого днища форсуночной головки при обмене
количествами движения между впрыскиваемым топливом и окру-
жающим газом, сопровождаемом турбулизацией потока. Рецирку-
ляционный поток газа состоит либо из холодных непрореагировав-
ших паров топлива, либо из продуктов сгорания. Небольшие зоны
обратных токов могут образоваться возле каждой форсунки. Иног-
да зона обратных токов имеет большие размеры; в этом случае
происходит перетекание газа вдоль огневого днища камеры сгора-
ния. В зависимости от масштаба, интенсивности, состава продук-
тов и температуры обратные токи либо благоприятно влияют на
рабочий процесс, либо нежелательны.
2.1.6. Течение в пристеночной области
Основное назначение пристеночной завесы — защита стенок
камеры или перегородок. Наибольшую опасность для стенок пред-
ставляет взаимодействие ядра потока с пристеночной завесой, по-
скольку при этом происходит размывание или отрыв погранично-
го слоя. Как правило, камера сгорания разрушается в тех точках,
где создаются наиболее трудные условия работы конструкцион-
ных материалов. Обычно на стенках камеры сгорания после испы-
тания также заметны более теплонапряженные области, которые
69
имеют вид продольных полос. Например, легко обнаружить место
на стенке, где нормальное течение пленки нарушается попере-
чным потоком газа. Области эрозии на стенке обычно соответству-
ют области внутри камеры, где существуют вихревые течения или
образуются газы, химически активные по отношению к материалу
стенки.
2.1.7. Распределение энерговыделения
Энергия топлива выделяется при контакте и реакции горюче-
го с окислителем. Скорость выделения энергии определяется кон-
струкцией форсунок. Полнота выделения энергии определяется
долей топлива, сгорающего в имеющемся объеме камеры сгора-
ния.
Если форсуночная головка обеспечивает равномерное распре-
деление топлива, то и энерговыделение будет одинаковым во всех
линиях тока. При достаточной мелкости распыления топлива
обеспечивается его быстрое сгорание вблизи форсуночной головки,
что предопределяет высокую экономичность камеры.
Характер энерговыделения, главным образом, зависит от рас-
пределения капель по размерам. Размер капель, в свою очередь,
зависит от типа и размеров форсунок, а также от свойств топлива.
Для самовоспламеняющихся компонентов характерен еще один про-
цесс, от которого зависит размер капель,— процесс самоизоляции
струй, связанный с быстрыми реакциями на границе раздела при
соприкосновении струй и капель.
Характеристическая (приведенная) длина камеры — важный
конструктивный параметр камеры сгорания. Характеристическая
длина, необходимая для достижения требуемой полноты сгора-
ния, определяется форсуночной головкой, конструкционными осо-
бенностями камеры и, в меньшей степени, свойствами топлива.
2.2. ТЕХНИЧЕСКОЕ ЗАДАНИЕ НА ДВИГАТЕЛЬ
Техническое задание является основным документом для Раз-
работчика. В нем указываются согласованные между Заказчиком
и Разработчиком основные характеристики будущего двигателя
или двигательной установки, которая обычно включает маршевый
двигатель и двигатели реактивной системы управления (РСУ).
70
Требования к основным характеристикам двигателя определя-
ются выполняемой летательным аппаратом (ЛА) задачей (или не-
сколькими задачами) и формируются на основе баллистических
расчетов. В табл. 2.1 приводится одно из возможных примеров
Технического задания.
Таблица 2.1
Техническое задание на разработку кислород-керосинового
ЖРД МТ РСУ космического разгонного блока
№ Название параметра Величина и размерность
1 Тяга двигателя 500 Н
2 Компоненты топлива ВПВ (96%) + керосин
3 Температура компонентов топлива 288 К
4 Массовое соотношение компонентов 7,4
5 Удельный импульс в вакууме 2800 м/с
6 Давление в камере сгорания 1,0 МПа
7 Геометрическая степень расширения сопла 71,60 (е = 1000)
8 Минимальная длительность импульса 30 мс
9 Давление на входе в клапаны 1,5 МПа
10 Масса двигателя не более 4 кг
11 Напряжение питания электроклапанов 27±3 В
Поскольку динамические характеристики ЖРД МТ в значи-
тельной степени определяются динамическими характеристиками
электроклапанов, то в Техническом задании на двигатель могут
быть записаны специальные требования к клапанам, например ко-
личество циклов включения-выключения (400000...500000) и дру-
гие.
Для большей определенности в Техническое задание следует
добавить запас топлива РСУ для выполнения поставленных перед
ЛА задач, что позволит выбрать оптимальную для рассматривае-
71
мой задачи систему питания исполнительных органов РСУ. Для
запаса топлива более 200 кг электронасосная система питания [68]
будет более предпочтительной по сравнению с вытеснительной.
В данном случае топливо является несамовоспламеняющимся
и, следовательно, в состав каждого двигателя должна быть вклю-
чена система зажигания. Для несамовоспламеняющихся компо-
нентов топлива требования к зажиганию компонентов задаются
отдельно.
Важный пункт Технического задания — состав компонентов
топлива (обычно указывается ГОСТ на компоненты топлива), так
как состав примесей может существенно повлиять на энергетичес-
кие характеристики (удельный импульс и период задержки вос-
пламенения).
Разработка нового двигателя всегда является итерационным
процессом. На ранних этапах проектирования для выполнения по-
ставленной задачи выбираются топливо, система питания и основ-
ные параметры двигателя (тяга, давление в камере, степень рас-
ширения сопла, массовое соотношение компонентов топлива и др.)
[3, 4, 5]. Применительно к Техническому заданию тяга двигателя
и топливо уже заданы, давление компонентов на входе в клапаны
(1,5 МПа) определяет, по существу, вытеснительную систему пи-
тания для компонентов топлива, массовое соотношение компонен-
тов и степень расширения сопла также заданы. Следовательно,
можно переходить к термодинамическому расчету двигателя и
далее к расчету и построению газодинамического профиля камеры
сгорания и сопла.
2.3. ТЕПЛОЗАЩИТА КАМЕРЫ СГОРАНИЯ
ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
МАЛОЙ ТЯГИ
Для исследуемых ЖРД МТ защита стенки КС происходит
путем поглощения (аккумулирования) теплоты массой стенки —
так называемым методом емкостного охлаждения, со снятием из-
быточной температуры завесным охлаждением.
В момент начала работы двигателя температура стенки КС по-
стоянна и равна температуре окружающей среды. По прошествии
некоторого времени работы двигателя часть теплоты передается
стенке и последняя нагревается. Так как процесс передачи тепло-
ты в стенку КС происходит с конечной скоростью, зависящей от
72
теплопроводности материала, то распределение температур будет
определяться последовательными кривыми. По мере нагревания
стенки растет температура “горячей” и “холодной” поверхности.
Температуры будут увеличиваться до тех пор, пока не наступит
стационарный режим, характеризуемый равенством теплопереда-
чи от газа в стенку и от стенки в окружающую среду.
Так как в данном случае наружная поверхность стенки специ-
ального охлаждения не имеет, то ее теплоотдача в окружающую
среду мала, а для того чтобы таким же малым стал тепловой поток
от газа в стенку, температура горячей поверхности стенки должна
установиться близкой к температуре газа.
При высокой температуре газа стационарный режим охлажде-
ния такой стенки устанавливается при очень высоких температу-
рах стенки, далеко превосходящих допустимые. Поэтому неох-
лаждаемые двигатели могут работать лишь короткое время, пока
не успеет установиться стационарный режим.
В неохлаждаемых двигателях наиболее пригодными материа-
лами для стенок КС и сопла будут материалы с высокой теплопро-
водностью. Тогда тепловое сопротивление стенок будет низким и
распределение температуры поперек стенки получится более поло-
гим. Иначе говоря, воспринимаемая стенкой теплота будет равно-
мерно распределяться по толщине стенки, и двигатель может ра-
ботать более длительное время, так как температура “горячей” по-
верхности растет значительно медленнее, чем в случае нетепло-
проводной стенки.
Наиболее теплонапряженное место в ЖРД МТ — сама камера
сгорания, особенно область критического сечения, сверхзвуковая
часть сопла является менее теплонапряженной. Поэтому при ана-
лизе теплонапряженности двигателя необходимо, в первую оче-
редь, обращать внимание на тепловое состояние камеры в районе
критической части, а затем уже и на другие сечения.
Для ЖРД МТ проблема избыточной температуры на “горячей”
стенке решается путем создания завесного охлаждения на одном
компоненте через отверстия в головке двигателя. Вблизи стенки
создается низкотемпературный пристеночный слой жидкой плен-
ки, с малым значением избытка окислителя при использовании
горючего в завесе, с большим значением избытка окислителя при
использовании окислителя. После выгорания топлива образуются
ПС с более низкой температурой, чем в основном потоке. В резуль-
тате взаимодействия с основным потоком струи жидкости прижи-
73
маются к стенке, образуя на ней сплошную жидкую пленку. Жид-
кая пленка, двигаясь по стенке, прогревается, испаряется и, пере-
мешиваясь с ближайшими слоями газа, постепенно выгорает, об-
разуя низкотемпературный слой газа. Вблизи головки пристеноч-
ный слой формируется исключительно одним компонентом завесы
и представляет собой жидкую пленку, стелющуюся по стенкам ка-
меры: соотношение компонентов в этой области близко к 100% ох-
ладителя. Лишь по мере прогрева, испарения, а затем и переме-
шивания завесы с основным слоем газа, можно говорить о форми-
ровании полноценного пристеночного слоя с заданным соотноше-
нием компонентов. Схематично процесс развития процессов возле
стенки представлен на рис. 2.4.
Рис. 2.4. Схема развития процессов возле стенки:
/нач — начальный участок, на котором заканчивается газификация
компонентов в пристеночном слое; HQ — начальная толщина присте-
ночного слоя с начальным соотношением компонентов km ст 0; h — рас-
ширяющаяся зона перемешивания пристеночного слоя с ядром пото-
ка; о — толщина пограничного слоя; Н — уменьшающаяся толщина
исходного пристеночного слоя; х — координата от начала образова-
ния пограничного слоя
Из-за сравнительно слабого поперечного перемешивания ПС
при их движении вдоль КС пристеночный слой, созданный голов-
кой, достаточно устойчив и сохраняется на значительном расстоя-
нии, вплоть до сопла ЖРД МТ.
Наличие низкотемпературного пристеночного слоя вызывает
определенные потери удельного импульса.
74
Особенностью ЖРД МТ является малое количество смеситель-
ных элементов, при такой схеме из основного потока сложно вы-
делить отдельно пристеночный слой, который будет участвовать в
расчете перемешивания с завесой. Можно лишь условно принять
относительный расход топлива в пристеночном слое как часть рас-
хода от периферийных форсунок. Для однофорсуночных головок
ЖРД МТ относительный расход топлива в пристеночном слое при-
нимается за половину расхода компонента центральной форсунки.
Поэтому расчет состава газа возле стенки представляет собой опре-
деленную условность.
Ввиду относительно низкой температуры пристеночного газа
химические реакции протекают сравнительно медленно, в отли-
чие от рабочего процесса в ядре камеры. В результате необходимое
время для установления равновесного состава пристеночного газа
превышает время его пребывания в камере, и состав продуктов
сгорания в этом слое получается неравновесным.
Качественная картина протекания рабочего процесса в камере
ЖРД МТ при завесном охлаждении горючим выглядит так. В ядре
при номинальном значении соотношения компонентов быстро ус-
танавливается химическое равновесие. Затем к этим продуктам
сгорания постепенно подмешивается завесный компонент, кото-
рый вступает в химическое взаимодействие с ядром потока. По
мере перемешивания с горючим коэффициент избытка окислите-
ля, а также температура продуктов сгорания и скорость химичес-
ких реакций уменьшаются. Однако, пока температура на границе
пристеночного слоя и ядра остается достаточно высокой, в этих
ПС все еще успевает устанавливаться химическое равновесие.
Так будет продолжаться до тех пор, пока температура ПС не
достигнет такой величины, при которой скорости химических ре-
акций будут недостаточны для установления химического равно-
весия. При дальнейшем перемешивании с компонентом завесного
охлаждения и снижении температуры химические реакции между
ПС и завесой вообще прекращаются. Наступает стадия испарения
и разложения завесного компонента. Таким образом, термодина-
мический расчет неравновесной системы представляет собой до-
статочно сложную задачу.
Расчет состава и температуры горения при низких соотноше-
ниях компонентов сопряжен с большими трудностями из-за нали-
чия твердой фазы и значительной степени неравновесности, поэто-
75
му при расчетах в математической модели применялись данные
для термодинамических расчетов генераторных газов с малым
значением коэффициента избытка окислителя, соответствующие
равновесному составу.
Выделим особенности ЖРД МТ, существенно влияниющие на
его тепловое состояние:
1) Для ЖРД МТ ядро основного потока формируется малым
числом смесительных элементов, поэтому для таких типов двига-
телей горение топлива происходит по поверхностям смешения фа-
келов распыла компонентов. Для ЖРД большой тяги, из-за боль-
шего числа смесительных элементов и больших геометрических
размеров камеры, ядро основного потока можно представить как
цилиндр объема горения; большее число форсунок и большая длина
камеры сгорания обеспечивают более равномерное распыливание и
горение компонентов топлива. Поэтому для двигателей малой тяги
присущи неравномерность и “рваная” поверхность горения, для
камер большой тяги — неравномерность, хотя и присутствует, ее
влияние на рабочий процесс не столь существенно.
2) На местах пересечения конусов распыла имеются пики кон-
центрации компонентов, которые оказывают более существенное
влияние на поверхность горения, чем на больших ЖРД. Для одно-
форсуночной головки конус имеет двухпиковый характер, прису-
щий конструкции двухкомпонентной центробежной форсунки
внешнего смешения, поэтому наблюдается различие характерис-
тик смеси по сечению.
3) Из-за близости основных смесительных элементов к присте-
ночному слою и завесе происходит смешение потоков. В области
смешения перемешанной реагирующей жидкости из основных
форсунок в пристеночный слой и завесу степень турбулизации из-
меняется, перестраивается пристеночный слой, меняются условия
конвективного теплообмена между стенкой и газом.
4) Неравномерное по объему горение топлива, неоднородность
пристеночного слоя влияют на тепловое излучение продуктов сго-
рания и на поглощение радиационного потока стенкой. Точный
расчет лучистого теплообмена для таких условий не представля-
ется возможным, поэтому такой расчет заменяется на упрощен-
ный.
76
2.4. ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ДВИГАТЕЛЯ
Термодинамический расчет двигателя ставит своей целью оп-
ределение состава и температуры продуктов сгорания, их тепло-
физических свойств и удельного импульса тяги. Обычно эти пара-
метры определяются в трех характерных сечениях: в камере сго-
рания, в критическом сечении и выходном сечении сопла.
Ниже представлены файл начальных данных и результаты
термодинамического расчета параметров ЖРД МТ с давлением в
камере сгорания 1 МПа, с давлением на выходе 0,0001 МПа, рабо-
тающего на компонентах ВПВ + керосин для программного ком-
плекса “Астра-М” [62]. Полученные результаты используются в
последующих расчетах: определение газодинамического профиля
камеры сгорания и сопла, определение лучистого и конвективного
тепловых потоков, определение теплового состояния конструкции
камеры сгорания и сопла.
Файл исходных данных:
< insi< noion< prdom<prsi<prp>
Date = 03.01.07, varl, I =0,
P =1, pa = kp, 0.001,
Ox = (h2o2[-5530]),
Fuel = (c7.21hl3.29[-1728]),
Alpha = 0.7, 0.8, 0.9, 1.0, 1.2, 1.5;
Основные результаты термодинамического расчета при раз-
личном коэффициенте избытка окислителя приведены в табл. 2.2.
Для сравнения приведены результаты для ВПВ с концентрацией
96%.
Таблица 2,2
Результаты расчета термодинамических параметров
для компонентов ВПВ 4- керосин при различном коэффициенте
избытка окислителя
Параметр / а 0.7 0.8 0.9 1.0 1.2 1.5 1.0
Концентрация ВПВ, % 100 100 100 100 100 100 96
2783 2849 2860 2841 2766,5 2629 2779
У ’ М/С 3196,1 3253,7 3293,2 3313,8 3170,6 2997 3253,5
77
Окончание табл. 2.2
Параметр / а 0.7 0.8 0.9 1.0 1.2 1.5 1.0
В, м /с 168,6 169,2 168,3 166,7 162,8 157 164,83
п 1,197 1,184 1,169 1,154 1,175 1,196 1,161
рн2о 0,6308 0,666 0,6867 0,699 0,7125 0,7194 0,722
рсо2 0,12 0,136 0,144 0,1476 0,1446 0,1306 0,148
рсо 0,128 0,0934 0,0668 0,0477 0,0243 0,0091 0,0397
ч 0,0968 0,0645 0,0445 0,0318 0,0173 0,0076 0,0278
F аотн 70,15 72,96 76,656 81,95 75,145 69,64 79,37
2.5. РАСЧЕТ И ПРОЕКТИРОВАНИЕ
ГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО ПРОФИЛЯ
КАМЕРЫ СГОРАНИЯ И СОПЛА
Для расчета и проектирования газодинамического профиля
камеры сгорания и сопла используются следующие исходные дан-
ные:
- тяга камеры в пустоте Рп = 500 Н;
- давление в камере сгорания рк = 1,0 МПа;
- массовое соотношение компонентов km = 7,4;
- степень расширения сопла е = 1000
( F
Ротн_____О_
Fa - р
кр
79,37 ;
теоретический удельный импульс в пустоте I™ = 3256,92 м/с
(332 с);
- показатель изоэнтропы расширения п = 1,161;
- газовая постоянная продуктов сгорания в камере
R = 376,34 [Дж/кг К];
- температура продуктов сгорания в камере Тк = 2779 К.
Для построения газодинамического профиля камеры сгорания
и сопла необходимо определить:
- диаметр критического сечения dRp;
78
- диаметр выходного сечения сопла D&;
- диаметр камеры сгорания DK;
- длину камеры сгорания (цилиндрической части) LK;
- длину дозвуковой части сопла £дозв;
- длину сверхзвуковой части сопла La;
- угол наклона вектора скорости в критическом сечении рт;
- угол непараллельное™ потока на выходе из сопла Ра.
На первом этапе зададимся коэффициентами потерь удельного
импульса в камере и сопле: (рк = 0,93, (рс = 0,97 (на основе опыта
проектирования подобных двигателей).
Дальнейший расчет проведем по установившейся методике
[22]:
1. Определяем суммарный расход топлива через камеру сгора-
ния [кг/с]:
рп
Шу =---------= 0,169.
(2.1)
2. Определяем площадь критического сечения камеры
ния FKp [м2]:
сгора-
^кр
/пх(ЯТк)0’5
---------------------п- = 0,2709-10'3-
Рк
(2.2)
3. Определяем диаметр критического сечения dKp [м]:
d
кр
= 0,01875.
(2.3)
4. Определяем относительную площадь среза сопла и диа-
метр среза сопла Da [м] :
рОТН
а
Z . ч1/(/?-1)
— >/(/f-l)/(fc+l)
Ан-1
*-----Z-------------------------- 79,37;
(2.4)
79
D°TH = 8,909;
(2.5)
Da = dKP^T=0-165- (2-6)
5. Определяем диаметр камеры сгорания DK, используя реко-
мендации по относительной расходонапряженности [1/с] для
. 9
ЖРД МТ, в формуле используется: [кг/с], FKp [м ], рк [Па]:
л
%Тн = У^- = 4>7Ю-4; (2.7)
кр^к
q
F =----— = 3,596 10 , (2.8)
^отн^к
DK = ^lFK~ = °’068 М- (2.9)
6. Используем понятие приведенной длины камеры сгорания
Lnp [м] для определения длины цилиндрического участка камеры
ик
сгорания £ц [м]. Для ВПВ — керосинового топлива Lnp = —— =1,5
[м], тогда Ьц определяется:
L = 0,112, (2.10)
Ц d2
котн
DK
где D = — = 3,66.
М КОТН
кр
7. Примем форму дозвуковой части сопла конической (под
углом 30 к оси двигателя), она сопрягается с цилиндром радиусом
D d
г» К КР
RK = , а с критическим сечением — радиусом гкр = —, тогда
длина дозвуковой части сопла Ьдозв = DK - l,232dKp = 0,045 [м].
8. Длину сверхзвуковой части сопла найдем, используя табли-
цы сопел [48] для исходных данных:
D°TH = 9,909, 2ра = 20°, k = 1,2.
80
Используем две строчки:
D°™ = 9,8706, = 22,71038, 0т1 = 0,64032;
D°™= 10,02, Х°™ = 25,8451, рт9 = 0,6575.
Выполним линейную интерполяцию по соотношениям:
д.0ТН _ £0ТН
отн = отн /потн _ дОтнЛ^г-------а1_
a al I a al I потн потн v 7
V 7 ^2 “ ^al
В - В + (Лотн - Лотн>1 - — (2 1 2^
Pm “ Plm + l^a ^al потн потн ’
V 7 ~ ^al
Тогда:
х”тн = = 22,81; (2.13)
гкр
х& = *аТНгкр = °-212 м. (2.14)
890 ча
Рис. 2.5. Газодинамический профиль камеры сгорания и сопла
81
Итак, для построения газодинамического профиля получены
следующие данные:
dKp = 0,01857 [м], Пк = 0,068 [м], Па = 0,164 [м], £ц = 0,112 [м];
Ьдозв = 0,045 [м], ха = 0,212 [м], Ра = 10’, Рт = 36,72’.
На рис. 2.5 приводится газодинамический профиль, построен-
ный по полученным данным.
2.6. ОСОБЕННОСТИ РАСЧЕТА И КОНСТРУИРОВАНИЯ
СМЕСИТЕЛЬНЫХ ГОЛОВОК
Конструкция смесительной головки должна решать одновре-
менно две противоречивые задачи:
• подготовить топливную смесь к наиболее полному сгоранию
(т.е. качественно распылить и перемешать компоненты топ-
лива);
• надежно защитить стенки камеры от воздействия высоко-
температурных продуктов сгорания.
Для качественного распыливания и перемешивания компо-
нентов топлива используются форсунки различного типа, в кото-
рых дробление жидкой фазы достигается за счет взаимодействия
жидкой пленки с сильно турбулизированным газовым потоком.
Турбулизация потока в свою очередь размывает пристеночный
слой и увеличивает теплоотдачу в стенки камеры.
Эти же проблемы решаются в ракетном двигателе любого типа
и размерности, однако для ЖРД МТ они значительно усложняют-
ся вследствие отсутствия регенеративного охлаждения, а также
из-за малого объема камеры сгорания Ик и, соответственно, боль-
шего отношения поверхности камеры SK к ее объему.
Конструкция смесительной головки для несамовоспламеняю-
щихся компонентов топлива сильно зависит от расположения и
устройства системы воспламенения топливной смеси. Поэтому до
разработки смесительной головки необходимо выбрать тип и мес-
тоположение системы воспламенения. В качестве системы зажига-
ния для разрабатываемого двигателя выберем катализационную
систему, о чем отдельно сказано в главе 5. Катализационная сис-
тема предполагает наличие в смесительной головке определенного
объема катализатора и прохождение через него окислителя. Рас-
82
смотрим следующие концепции для конструкции смесительной
головки:
• используется одна центральная однокомпопентная центро-
бежная жидкостная форсунка горючего с расположенным
вокруг нее катализационым пакетом;
• используется одна центральная однокомпонентная центро-
бежная жидкостная форсунка горючего с расположенным
вокруг нее катализационым пакетом, а также 6 переферий-
ных двухкомпонентных форсунок.
В первом случае весь расход окислителя идет через катализа-
тор, а расход горючего — через единственную центральную фор-
сунку. Достоинства данной схемы: простота конструкции, разло-
жение всего окислителя через катализаторный пакет.
Во втором случае только часть расхода окислителя проходит
через катализационный пакет, и часть расхода горючего поступает
в центральную форсунку для перемешивания с продуктами разло-
жения окислителя. При этом возможно получить более высокую
полноту сгорания топлива на стационарном режиме работы за счет
большей равномерности распределения смеси по диаметру камеры
сгорания, однако следует ожидать худшей полноты сгорания и ди-
намических характеристик двигателя на коротких импульсах.
Схематичное расположение форсунок для данного варианта пред-
ставлено на рис. 2.6. Окончательный выбор компоновки следует
произвести после проведения огневых испытаний обеих головок
на стационарном и импульсном режимах.
Форсунка-
зажигатель
Рис. 2.6. Расположение форсунок для варианта
шестифорсуночной головки с центральным зажигателем
83
Для защиты стенок камеры сгорания используется завеса из
окислителя.
2.7. РАСЧЕТ ЦЕНТРОБЕЖНОЙ ФОРСУНКИ
Для двухкомпонентного несамовоспламеняющегося топлива
ВПВ + керосин необходимо организовать хороший распыл и сме-
шение компонентов. Основной проблемой организации рабочего
процесса в ЖРД МТ является малый объем камеры сгорания, в
котором трудно совместить качественный распыл и смешение с не
менее качественной защитой стенок от высокотемпературных про-
дуктов сгорания. Равномерное распределение компонентов топли-
ва по сечению камеры сгорания реализуется при большом количе-
стве смесительных элементов. Однако для ЖРД МТ нецелесооб-
разно снижать расход на одну ступень ниже 2 г/с, так как при
малых размерах проточной части форсунки погрешности техноло-
гических процессов изготовления начинают существенно влиять
на ее характеристики.
Рассмотрим расчет центробежной форсунки варианта шести-
форсуночной головки с двухкомпонентными центробежными фор-
сунками и центральным воспламенителем. При этом форсунка го-
рючего является внутренней ступенью, а форсунка окислителя —
внешней. Выбираем окислительную завесу, а относительный рас-
ход на завесное охлаждение составляет 20% от суммарного расхо-
да.
Для определения геометрических размеров форсунок (рис. 2.7)
сначала задают:
- расход топлива (?Пф),
- плотность (р),
- перепад давлений (АРф),
- количество входных каналов (п),
- коэффициент раскрытия форсунки (с),
- радиус сопла (гс).
Процесс расчета проточной части форсунки носит итерацион-
ный характер. Основным расчетным уравнением является:
гп = цРс л/2рДр,
(2.15)
84
,2
к ас
где Ц — коэффициент расхода, Fc = — площадь среза сопла
форсунки, р — плотность компонента, Др — перепад давлений на
форсунке. Коэффициент расхода Ц определяется по геометричес-
кой характеристике форсунки А [48]:
Цф = kA~p;
„ Л
А = ----
с пг
вх
(2.16)
(2.17)
где гс — радиус сопла форсунки, R — радиус камеры закручива-
ния, п — число тангенциальных каналов, гвх — радиус входного
отверстия k = 0,44, р = 0,65 при 0,75 < А < 7,5 и k = 0,67, р = 0,905
при А < 7,5 -ь 40.
Рис. 2.7. Геометрические параметры форсунки
При Дрфг = 5-105 МПа, рг = 830 [кг/м3], р0 = 1430 [кг/м3], пос-
ле нескольких итерационных расчетов получим:
- для форсунки горючего:
Rk = 4; гс = 0,4; Гвх = 0,4; п = 2; А = 5;
85
Ифг = 0>154; пгфг = 2,23 г/с;
- для форсунки окислителя:
R =5; г = 1,4; г = 0,5; п = 2; А = 14;
Л. С Вл
Нфо = 0.0614; тф0 = 16,6 г/с.
2.8. ЭЛЕКТРОКЛАПАНЫ
Обычно при проектировании ЖРД МТ электроклапаны ис-
пользуются как готовые изделия, удовлетворяющие требованиям
динамических характеристик двигателя, оговоренным в Техничес-
ком задании. В рассматриваемом примере используются клапаны
РТ.200 и 6РТ.200 (для газообразного кислорода), разработанные в
ФГУП “НИИМаш”. В табл. 2.3 приводятся основные характерис-
тики клапана РТ.200. Основные элементы электроклапана пред-
ставлены на рис. 2.8.
Таблица 2.3
Основные характеристики клапана РТ.200
1 Рабочее давление р < 3 МПа
2 Напряжение питания 27±6 В
3 Время закрытия (U = 34 В, рвх = 1 МПа) <0,03 с
4 Перепад давления на клапане <0,15 МПа
5 Электросопротивление катушки (293 К) 78±15 Ом
6 Сопротивление изоляции электромагнита >20 МОм
7 Ход клапана (0,25—0,33) мм
8 Герметичность по паре “седло-клапан” за 10 мин. <0,25 см3
9 Вес <180 г
10 Суммарное время во включенном состоянии на штатном рабочем теле 50000 с
86
Электромагнит
Пружина
Вход компонента
Втулка с
отверстиями
Рис. 2.8. Модель конструкции электроклапана
Прижимной
элемент
2.9. МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ
ТЕПЛОВОГО СОСТОЯНИЯ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ
ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
МАЛОЙ ТЯГИ
Для предварительного анализа эффективности ЖРД МТ, оцен-
ки его удельного импульса в зависимости от параметров его рабо-
ты, целесообразно применить численные модели теплового состоя-
ния КС ЖРД МТ [16,9], которые учитывают специфику двигате-
лей данных типов и рассматривают большинство из факторов,
влияющих на рабочий процесс в камере двигателя.
Общая схема математической модели теплового состояния КС
ЖРД МТ [16] представлена на рис. 2.9.
Рис. 2.9. Схема экспериментально-теоретической модели
теплового состояния КС ЖРД МТ
Начальный блок 1 включает в себя информацию, определяю-
щую объект исследования. Задачи определения теплового состоя-
ния КС ЖРД МТ — это геометрия, характеристики материала ка-
меры, ограничения по работоспособности (допустимые параметры
^стенки’ Р)’ расчетные параметры работы двигателя km) и
другая информация.
Блок 2 физического моделирования включает проведение гид-
равлических и огневых испытаний на натурном ЖРД МТ с после-
88
дующей первичной обработкой результатов. Результатами экспе-
риментов являются параметры смесеобразования, рабочие пара-
метры двигателя, тепловое поле конструкции камеры двигателя.
Данные этого раздела используются для дальнейших расчетов по
математической модели. Данные экспериментов используются для
отладки и настройки модели.
Блок 3 включает проведение математического моделирования
с применением разработанного программного комплекса модели.
В блоке 4 происходит сравнение результатов моделирования с
результатами испытаний, что дает возможность делать вывод об
эффективности организации завесного охлаждения, определить
оптимальные параметры смесеобразования, выявить возможности
увеличения удельного импульса двигателя.
Основываясь на анализе полученной информации, последую-
щая доработка конструкции в блоке 5 позволяет добиться увели-
чения удельного импульса двигателя.
Список параметров, участвующих в моделировании:
- параметры объекта исследования:
1) параметры камеры:
- геометрия камеры внутренняя 1/внутр(х), внешняя «/внеш(х);
- характеристики материала камеры (плотность р(Т), теп-
лопроводность Х(Т), теплоемкость с(Т));
2) общие параметры ЖРД МТ:
- тяга Рн;
- давление в камере рк и на срезе сопла ра;
- характеристики окислителя;
- характеристики горючего;
- давление на входе по тракту окислителя рвх уст 0;
- давление па входе по тракту горючего рвх уст г;
3) параметры смесеобразования:
- расход окислителя тиок;
- расход горючего тг;
- соотношения компонентов km;
- общее количество форсунок п1;
- количество форсунок в хтериферийном ряду п2 5
- соотношение компонентов в завесе :
- расход компонента в завесе /пзав;
89
- расход компонента в пристеночном слое тпр;
- соотношение компонентов в пристеночном слое km пр;
- начальная толщина пристеночного слоя ;
- коэффициент турбулентности в пристеночном слое К;
- соотношение компонентов в пристеночном слое вдоль ка-
меРы Ат_пр(х’г);
- параметры, участвующие в формировании граничных усло-
вий:
- удельный тепловой поток q = f{xi, т);
- параметры теплового поля:
- коэффициент теплоотдачи at = f(xt, т) между газом и стен-
кой;
- температура продуктов ^сгорания со стороны стенки
Тг = Лхрт);
- температура стенки камеры со стороны продуктов сгора-
ння Тстг = /(ХрТ);
- температура внешней поверхности стенки камеры
Общая постановка задачи для модели сформулирована как на-
хождение зависимости влияния отдельных или совокупности
параметров двигателя на тепловое состояние камеры сгорания и
на энергетические характеристики двигателя.
Структурная схема математической модели представлена на
рис. 2.10. Порядок расчета теплового состояния ЖРД МТ с учетом
экспериментально полученных данных представлен на рис. 2.10,
2.11.
Для расчетов основных параметров камеры сгорания, форсу-
нок смесительной головки и газодинамического расчета применя-
ют методики [8, 12, 22, 48].
Алгоритм термодинамической модели берется из уже апроби-
рованных и широко используемых программ и методик [7, 10, 18,
21, 59, 60].
В качестве основы расчета перемешивания завесы с ядром по-
тока и испарения жидкой пленки завесы используются стандарт-
ные для двигателей большой тяги методики [8, 15].
Расчет тепловых потоков производится по методикам расчета
конвективного и лучистого теплообмена в камере сгорания ЖРД
90
Базы данных:
свойства материалов р(Т), Я(Т)> с(Т);
свойства топлива М, р(Т)>Т'крист»^кипения • Pc - Qиспарения' QплавленияЛ» Р(Т)»
термодинамические свойства индивидуальных веществ l(T)>Cp(T)> lgK(Ty
зависимости степени черноты материалов и газов s(T,p).
—" . .... *................................ - . ......
Начальные данные:
компоненты О и Г; тяга камеры Р, давление в камере рк;
соотношение компонентов km, степень расширения по давлению е;
материал камеры сгорания.
t
Параметры исследования:
относительный расход на завесу
общее число форсунок N*;
число форсунок в периферийном ряду
..........-t...................... . ~
Расчет камеры сгорания:
расчет основных параметров камеры (газодинамический профиль,
расходы компонентов);
расчет форсунок смесительной головки;
формирование образа камеры сгорания и головки двигателя.
-------------------------------i ---------------------------
Численный эксперимент:
термодинамический расчет;
газодинамический расчет;
расчет испарения жидкой пленки завесы;
расчет перемешивания завесы с ядром потока;
расчет тепловых потоков в стенку камеры двигателя на стационарном
н нестационарном тепловых режимах;
численное решение нестационарной задачи теплопроводности
_______________________ t
Результирующие данные:
тепловое состояние камеры Гст ,;
максимальная температура стенки на стационарном режиме Т^.
ожидаемый удельный импульс камеры /^.
Рис. 2.10. Структурная схема математической модели
теплового состояния КС ЖРД МТ
91
Рис. 2.11. Схема моделирования теплового состояния КС ЖРД МТ
с учетом экспериментально полученных данных
[7, 12, 47, 50, 52]. При расчете теплообмена стенки КС с окружаю-
щей средой необходимо учитывать условия испытаний.
Численное решение представляет собой решение нестационар-
ного уравнения теплопроводности с граничными условиями
третьего рода [11, 44, 57]. В любой постановке задачи определяет-
ся ожидаемый удельный импульс двигателя, значение которого
является оценкой энергетических возможностей исследуемого
объекта. По критерию максимального удельного импульса прово-
дится оптимизация параметров камеры сгорания. Для вычисле-
ния 7уд п используется алгоритм расчета удельного импульса по
местным соотношениям компонентов топлива kmi в заданных пло-
щадках камеры сгорания [46].
Для моделирования смесеобразования необходимо задание
параметров головки, геометрии форсунок, их расположение и т.д.
92
В порядке упрощения модели при сохранении физики процесса
весь объем камеры поделен на зоны, характерные для каждого
процесса: завеса, пристеночный слой, ядро. Таким образом, удает-
ся заменить задание параметров и характеристик форсунок и го-
ловки заданием параметров отдельных слоев. В расчете принима-
лось теоретическое равномерное распределение концентрации ПС
в поперечном сечении камеры сгорания.
Выходные данные расчета:
- соотношение компонентов вдоль камеры по пристеночному
слою;
- соотношение компонентов вдоль камеры непосредственно
возле стенки.
Пристеночный слой до завесы (начальный пристеночный слой)
характеризуется параметрами: Но — начальная толщина присте-
ночного слоя (условно считается как среднее по периметру голов-
ки расстояние от последнего ряда окислительных форсунок до
________________________ тст
стенки камеры сгорания); тст = —— — относительный расход топ-
— ^зав
лива в пристеночном слое; :— — относительный расход
тк
, ^пр о
топлива на завесу; ят = ——----начальное соотношение компо-
“ Р шпр_г
нентов в пристеночном слое, до завесы; тппр, тппр 0, тппр г — соот-
ветственно секундные расходы в пристеночном слое; тк — секунд-
ный расход через КС.
При движении паров завесы вдоль стенки в результате их тур-
булентного перемешивания с продуктами сгорания в пристеноч-
ном слое среднее соотношение компонентов в пристеночном слое
/?т пр будет постепенно меняться от исходного, или начального,
пр д0 предельного km (значение соотношения компонентов при
полном перемешивании паров завесы с пристеночным слоем).
В то же время соотношение компонентов km ст непосредствен-
но возле стенки, т.е. в зоне пограничного слоя, определяющего
конвективный теплообмен, будет соответственно меняться от
ст = О (в К0НЧе участка испарения, где со стенкой соприкасают-
93
ся только пары завесы горючего, рис. 2.12) или ст = 00 (если за-
веса из окислителя, рис. 2.13), до предельного значения km.
Рис. 2.12. Пример расчета соотношения компонентов
в пристеночном слое и возле стенки для восстановительной завесы
керосином гпзаъ = 5%
Закон изменения среднего соотношения компонентов вдоль
камеры сгорания в пристеночном слое имеет вид:
- для завесы из горючего:
£
ь = Ь° П - П +________ Ф_пР>-___
т_пр т-пр’1 S) т
l + пр)^
’ ^пр
(2.18)
- для завесы из окислителя:
^ш_пр “ & + ^ш_пр
2zn3aB
1 - "пр.
(2.19)
94
Относительная координата (x/d^)
Рис. 2.13. Пример расчета соотношения компонентов
в пристеночном слое и возле стенки для окислительной завесы
пероксида водорода тпзав = 5%
Закон изменения соотношения компонентов вдоль камеры сго-
рания непосредственно возле стенки имеет вид:
- для завесы из горючего:
k
т_ст
1 + (1 + <„р>
тпр
(2.20)
- для завесы из окислителя:
k
kQ
П1_пр
2m3aB
1 - ^n3aB_
(2.21)
где ГТТЛ — соотношение компонентов в пристеночном слое; /пргг,
III IIU v 1
тпзав — относительные расходы в пристеночном слое и завесе соот-
95
полноты турбулентного перемешивания = 1 - ехр -К х^тн
— ^зав
ветственно; ^зав = —— — относительный расход на завесу, гпк — сум-
тк
марный расход топлива через камеру сгорания; — коэффициент
Чт \
/П3ав ’
хотн = 77---относительная осевая координата; Нст — толщина
ст
пристеночного слоя; К — коэффициент интенсивности турбулент-
ности в пристеночном слое.
Основная расчетная формула для конвективного теплового
потока [7]:
= <*гРх°*Л)г - Jct)’
(2.22)
где ост — безразмерный коэффициент теплоотдачи; рх — характер-
ная плотность потока, переменная вдоль контура; JOr — энталь-
пия торможения потока; JCT — энтальпия потока при температуре
стенки Тст; со — скорость потока вне пограничного слоя.
На практике используют приближенную формулу
0.85
п т(Х) Pk S
4k~ “1.82 ^0.15 pr0.58 ’
где S — функция теплофизических параметров газа, которая зави-
сит от рода топлива, соотношения компонентов в пристеночном
слое и температуры стенки Тстг; т(Х) — газодинамическая функ-
ция.
°.15 т
S = AJQ -----------пт , (2.24)
Я0’425 (ТОг + Тстг)°’959(ЗТ0г + Тстг)°’15
где Ц1О0О — вязкость недиссоциированных продуктов сгорания
при температуре 1000 К; R — газовая постоянная недиссоцииро-
ванных продуктов сгорания того же начального состава, что и дис-
социированный газ, определяется термодинамическим расчетом;
TQr — эффективная температура продуктов сгорания, вычисляет-
ся по соотношению:
96
R T
m _ дисс дисс
7 °г R
(2.25)
где значения и Т_„„„ определяются в термодинамическом
ДИСС ДИ-ЧуЧу
расчете; Тстг — температура стенки со стороны газа; AJ0 — раз-
ность энтальпий смеси газов, соответствующая разности темпера-
турТОг+Тстг, т.е.
О Or стг’
(2.26)
AJOr — удельная энтальпия продуктов сгорания при температуре
ТОг, принимается равной удельной энтальпии топлива при на-
чальной температуре компонентов топлива JHa4,
_ Jr +J0qfem0
НаЧ 1+<ЧпО ’
(2.27)
Jr и Jq — удельные энтальпии горючего и окислителя соответст-
венно; JCTr — удельная энтальпия при температуре стенки недис-
социированных продуктов сгорания того же начального состава,
что и диссоциированный газ, рассчитывается по соотношению:
п
JcTr=4i-------- <2-28>
I ад
1
где М. — молярная масса; р. — парциальное давление; J- — эн-
тальпия моля i-ro компонента в смеси; п — число компонентов
смеси.
Для расчета комплекса S(km, Т ), числа Прандтля Рг и мно-
жителя B(fem,T ) вычисляется соотношение компонентов в при-
стеночной области непосредственно возле стенки.
Соответствующие тепловые потоки, представленные на рис. 2.14,
определяются по формулам:
?г ^л.кам ’
(2.29)
97
2(Х) р°'85 s -
4k D ^1.82 ^0.15 pr0.58 ’
^л.кам ^ст.эф^О £г
( гр м / т М
Г д ст
100 “ 4100
\ J \ 7 J
1 т - т
_ стг ст_внеш
9СТ ~ Д Д
In ст внутр
*ст внеш
^нар ^ест конв + ’
О = а (Т — Т
^ест конв ест конв' ст_внеш внеш>
(Т
_ ствнеш
~ %^ст_внеш 100
(2.30)
(2.31)
(2.32)
(2.33)
(2.34)
(2.35)
ест.эф = ест[1+(1-ест)(1-£г)]; (2.36)
98
ег “ есо2 + еН20 - еС02 еН20’
(2.37)
где ест — степень черноты стенки (ест » 0.8); ег — степень черноты
газа; есо , £н 0 — излучательная способность (степень черноты) уг-
—3
лекислого газа и паров воды соответственно; с0 = 5.7-10 — коэф-
фициент лучеиспускания абсолютно черного тела (коэффициент
Стефана—Больцмана). Конвективный поток определяется со-
гласно методу расчета конвективного теплообмена с учетом ре-
шения интегральных соотношений пограничного слоя В.М. Иев-
лева [24]. Фактически конвективный поток зависит от соотноше-
ния компонентов k и температуры стенки со стороны газа
^стг ” ~ ’ ^стг)*
Из-за наличия холодного пристеночного слоя необходимо
учесть снижение лучистого теплового потока ввиду его частичного
поглощения этим слоем:
^л.кам - ч^л.кам k 9 (2.38)
— m_cp
где q„ v — лучистый тепловой поток от ПС, заполняющих
х л • кам к v
— шер
камеру сгорания и соответствующий по составу и температуре
среднему соотношению компонентов в камере k т ср; ф — коэффи-
циент поглощения в низкотемпературном пристеночном слое. Ко-
эффициент ф меняется по линейному закону: при расходе в при-
стеночном слое 20% ф = 0.6; при расходе 10% ф = 0.8 [48].
При т —> ©о для установившегося теплового режима весь тепло-
вой поток дг, входящий во внутреннюю стенку КС, уходит из
внешней стенки (2.16) с конвективным (2.17) и лучистым тепло-
выми потоками, т.е.:
<7г = (?ст = (?нар = 7- (2.39)
По внешней поверхности стенки камеры имеем:
4
^ст ^естк^ст внеш ^внеш^ ^О^ст внеш
т
ст внеш
100
(2.40)
99
По внутренней поверхности:
Л „0.85
п р* S
qr П гД.82 ,0.15 р 0.58
27 акр *г
( т ¥
I г
+ ^ст.эф^О Ю0
(Т ¥
ст
(2.41)
г 100
Тогда, приравняв уравнения (2.23) и (2.24), получим:
—X ——- = ГУ (Т — Т 1 | fj F
'Л'естк'2 ст внеш 1 внеш' ^0 Сст_внеш
fT
ст внеш
100
^0-85
= о Pk_________________
25 7)182 ,0.15 р 0.58
27 акр гг
s
+ ^ст.эф^О
-4,
ст
100
(2.42)
f т ¥
£ I —~
г 100
г
Уравнение (2.25) используется для расчета тепловых потоков
и температуры внешней и внутренней поверхности стенки камеры
на стационарном тепловом режиме.
При наличии жидкой завесы протяженность участка испаре-
ния жидкой завесы Лж определяется из баланса тепла, передавае-
мого конвективным потоком, на прогрев от температуры до тем-
пературы испарения или разложения
ния или разложения:
и далее на теплоту испаре-
т odB
Ж-П лВ
«к^гО " Гср)
ак(^г0 ^ср).
(2.43)
?к0
(^г0 Тст.г>
(2.44)
П = ЛКезав):
(2.45)
Re___
Рж 5ж _ ^зав
Рж ” л1)Рж’
(2.46)
где Г| — коэффициент, учитывающий частичное разбрызгивание
пленки на капли; ягзав — секундный расход жидкости на завесу; сж —
Тн
теплоемкость жидкости при средней температуре Т__ = —z-;
ср о
Тн, Ts — начальная температура жидкости и температура ее ки-
100
пения или разложения при данном давлении в камере; оск — кон-
вективный коэффициент теплообмена; Тг0, Тст г — температура
газа в пристеночном слое и температура стенки при отсутствии за-
весы; Re3aB — число Рейнольдса; Qs — теплота испарения жидкос-
ти; , со , 8_, — плотность, средняя скорость движения жид-
1 ЛХ ЛХ ЛХ 1 ЛХ
кости в пленке, толщина пленки жидкости, вязкость жидкости со-
ответственно.
Определяющим в решении задачи теплового состояния ЖРД
МТ является распределение тепловых потоков на нестационарном
тепловом режиме работы двигателя. На стационарном тепловом
режиме тепловой поток в стенку считается по условию Тст г = const.
Для расчета в начальный момент времени т = О при Тст г = Т ис-
пользуется уравнение стационарного приближения (2.12). Для
Т/ 0 лучистый поток от ПС дл кам можно представить постоянным,
. Принима-
ется, что лучистый теплообмен постоянен на всем временном про-
межутке, поскольку компонентный состав смеси в камере двигате-
ля не меняется.
Для определения qK для Т О принимаем экспоненциальный
закон изменения теплового потока по времени:
/ \ | т
<7KW = М0) - 9уст 1 ехР - 7“ +(1-
\ ЕЭф,
(2.47)
уст,
где еэф — аналог постоянной или показателя термической инер-
ции е. Тогда при т = 0 получаем <7к(т) = QK(0), при Т —> °° получаем
~ ^уст ’
Величина еэф характеризует “эффективный” темп или ско-
рость теплообмена стенки камеры с продуктами сгорания. Величи-
на еэф определяется для т = 0 из соотношения
(2.48)
101
Температура газа Тг определяется из термогазодинамического
расчета по соотношению компонентов возле стенки камеры; р, 8,
ср — плотность, толщина и теплоемкость стенки камеры соответ-
ственно; ОЦ,ЭЭф — эффективный коэффициент теплоотдачи; qr —
суммарный тепловой поток в стенку камеры.
Результаты экспериментов и анализ изменения тепловых по-
токов в стенку камеры позволяют для первого приближения при-
нять закон изменения теплового потока по (2.30). Для последую-
щих итераций производится корректировка величины еэф(х). Кор-
ректировка заключается в пересчете £Эф(х;т) с учетом изменения
qr и Тст г от значений предыдущего шага. При т —> «> для устано-
вившегося режима с полученными еЭф(х;т) необходимо выполне-
ние условия теплового баланса.
В математической модели используется алгоритм расчета
удельного импульса по местным соотношениям компонентов топ-
лива kmi в заданных площадках камеры сгорания. В качестве пло-
щадок выбраны соответствующие зоны камеры сгорания: ядро и
пристеночный слой. Для ядра соотношение компонентов /?т яд
не меняется вдоль камеры. Для пристенка /?ш меняется вдоль
камеры согласно закону перемешивания завесы с пристеночным
слоем. В общем виде для монотонных профилей расчет р, /уд и
ku проводят по формуле [46]
J RT J RT J (h + 1)RT
П Л Л m 7
Р = °---------; Ivn = ^----------; -----------------,(2.49)
r r ’ УД r m r у \ /
I -z^=r wdr I wdr I-----------wdr
J RT J RT J (k + 1)RT
о 0 0 m
где r — радиус камеры; г — радиус текущей площадки; R — газо-
вая постоянная; Т — температура.
В качестве примера приведем результаты математического мо-
делирования двигателя ДМТ-МАИ-500-ВПВ-К с данными: тяга —
500 Н; компоненты — (ВПВ + керосин); давление в камере сгора-
ния — 1 МПа; давление на срезе сопла — 0,0001 МПа; степень
102
расширения сопла по давлению — 1000; коэффициент избытка
окислителя — 1; окислительная завеса; материал — нержавею-
щая сталь (Т < 1400 К).
По математической модели были получены расчетные значе-
ния расходов компонентов: расход окислителя — 140 г/с, расход
горючего — 20 г/с. Построен геометрический профиль камеры сго-
рания и сопла с учетом толщины стенки (рис. 2.15).
На рис. 2.16 показана расчетная зависимость температуры
стенки со стороны газа в районе критического сечения, а на рис.
2.17 — расчетная зависимость удельного импульса от относитель-
ного расхода на завесу при различных коэффициентах избытка
окислителя.
Расчет показал, что при заданных параметрах (ос = 1, нержа-
веющая сталь) для обеспечения работоспособности камеры по тем-
пературе значение величины относительного расхода компонента
на завесу должно составлять не меньше 20%. При этом удельный
импульс не поднимется выше, чем 2700 м/с.
На рис. 2.18 представлен расчет температуры по камере при
установившемся тепловом режиме (^зав= 20%, однофорсуночная
головка). Из расчета видно, что установившаяся температура не
превышает максимально допустимую проектную температуру.
Рассмотрим применения трех вариантов форсуночной голов-
ки: с одной центральной форсункой, с 7 форсунками и с 19 фор-
сунками.
Условия расчета:
• сохраняется материал камеры сгорания и сопла;
• сохраняется предельно допустимая температура на внутрен-
ней стенке камеры сгорания;
• значение относительного расхода на завесу считается для
каждого случая отдельно с учетом предыдущего условия.
Результаты расчета (рис. 2.19) показали, что предпочтитель-
ней схема с большим числом форсунок. При увеличении числа фор-
сунок удельный импульс увеличивается из-за вовлечения в про-
цесс горения окислительного пристенка, тогда как в ядре его не
хватает.
Однако величина удельного импульса мала по сравнению с со-
временными аналогами подобных двигателей. Существенно повы-
сить эффективность ЖРД МТ можно за счет использования в кон-
103
о
Рис. 2.15. Геометрический профиль камеры сгорания и сопла
Рис. 2.16. Расчетная зависимость Тг в районе критического сечения
от тпзав при различных коэффициентах избытка окислителя
I [mfcec]
Рис. 2.17. Расчетная зависимость 1уд от /изав при различных
коэффициентах избытка окислителя
105
Рис. 2.19. Расчетная зависимость удельного импульса двигателя
от коэффициента избытка окислителя для различного числа форсунок
в смесительной головке
106
струкции камеры сгорания и сопла современных жаропрочных
материалов.
На рис. 2.20 показана расчетная зависимость удельного им-
пульса двигателя от коэффициента избытка окислителя при раз-
личной максимальной температуре стенки камеры сгорания. При-
рост удельного импульса посредством использования жаропроч-
ных материалов существенно выше, чем посредством оптимиза-
ции рабочих параметров ЖРД МТ.
Рис. 2.20. Расчетная зависимость удельного импульса двигателя
от коэффициента избытка окислителя для различной
максимальной температуры стенки камеры сгорания
Математическое моделирование, основанное на решении ана-
литически-эмпирических уравнений, позволяет рассчитывать
параметры ЖРД МТ по начальным данным Технического задания
или задавать напрямую часть данных с уже существующих двига-
телей. Это дает возможность проводить моделирование вновь раз-
рабатываемых двигателей и анализировать работу уже созданных
ЖРД МТ.
107
2.10. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ПРОЦЕССОВ
В ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ
МАЛОЙ ТЯГИ С ПРИМЕНЕНИЕМ ПРОГРАММ
ЧИСЛЕННОЙ ГАЗОВОЙ ДИНАМИКИ
Основную стоимость новых разработок составляют производ-
ство и испытания новых двигателей. Для их снижения необходи-
мо максимально использовать математическое моделирование ра-
бочих процессов и автоматизацию огневых экспериментов.
Современное развитие вычислительной гидрогазодинамики
позволяет успешно применять численное математическое модели-
рование при разработке образцов ракетно-космической и авиаци-
онной техники. Преимущества численного моделирования по
сравнению с соответствующим экспериментальным исследовани-
ем: низкая стоимость численного эксперимента, возможность по-
лучения гораздо большего количества параметров в любой точке
расчетной области объекта, возможность решения задачи парамет-
рической оптимизации и многое другое.
Применительно к ЖРД МТ математическое моделирование
представляет интерес в следующих областях:
1) моделирование процессов в смесительной головке;
2) моделирование внутрикамерных процессов в двигателе;
3) моделирование температурного поля конструкции двигате-
ля.
Наиболее распространенными программными продуктами
computational fluid dynamics (CFD) являются:
- ANSYS с пакетом FLUENT;
- ANSYS CFX — для решения широкого спектра задач вычис-
лительной газо- и гидродинамики;
- NX Flow — полный набор возможностей моделирования ди-
намики жидкости и газа (CFD) компании Siemens;
- SolidWorks с пакетом FlowSimulation — универсальным ин-
струментом для анализа гидрогазодинамики и теплопереда-
чи в конструкциях.
Использование одновременно двух программ дает возмож-
ность, сравнивая результаты, находить ошибки в постановке зада-
чи и корректировать задачу.
Расчет при использовании различных CFD программ, как пра-
вило, имеет один порядок:
1) создание геометрической модели;
108
2) создание проекта расчета;
3) задание расчетной области течения жидкости;
4) построение расчетной сетки, проверка ее качества;
5) задание начальных условий для расчета задачи (тип задачи,
выбор рабочего тела и материалов для конструкции головки, ше-
роховатости поверхностей деталей и др.);
6) задание граничных условий;
7) контроль результатов в ходе расчетов.
Основополагающим при расчете является построение расчет-
ной сетки модели. Сетка определяет точность полученных после
расчета данных. Решение математической задачи будет тем точ-
нее, чем мельче расчетная сетка, но при этом требуется больший
объем оперативной памяти компьютера и возрастает время расче-
та. Решение правильнее начинать, используя крупный масштаб
расчетной сетки. При этом оценивается правильность задания на-
чальных и граничных данных, сходимость решения задачи в
целом. Далее переходят на решение с более мелкой сеткой, отсле-
живая качество сетки в местах сложной геометрии: каналах, тон-
ких стенках, сопряжениях поверхностей.
Иногда целесообразно проводить расчет не всей модели цели-
ком, а лишь небольшой ее части: отдельной детали или подсборки.
Для симметричных деталей разумно использовать возможность
расчета модели с применением условия симметрии. Такие приемы
позволяют быстро проверить правильность того или иного техни-
ческого решения и сэкономить время расчета. После расчета от-
дельных частей конструкции можно переходить к более крупным
узлам, вплоть до двигателя целиком.
Контроль расчета в программах осуществляется по значениям
сходимости решения и контрольных параметров (давление, кон-
центрация компонентов, скорость и т.д.) на заданной поверхнос-
ти, в конкретной точке, выделенном объеме или для всей задачи
целиком. Благодаря постоянному отслеживанию значений можно
в процессе вычисления оценить перспективу того или иного тех-
нического решения и при заведомо неудовлетворительных резуль-
татах, не дожидаясь окончания расчета, остановить его.
Применение CAD/CAE систем для моделирования процессов в
смесительной головке позволяет:
- определить распределение давления, скоростей, температу-
ры и других параметров компонента от входа в головку до
выхода из форсунки;
109
- определить расходы и отношение компонентов на форсун-
ках при заданных входных давлениях или расходах;
- смоделировать нестационарное течение жидкости и газа в
полостях смесительной головки, с определением давления,
скоростей, моментов заполнения компонентами полостей,
соотношением компонентов и т.д.;
- смоделировать тепловое состояние головки двигателя на
стационарном и нестационарном режимах и влияние нагре-
ва головки на прогрев компонентов.
Применение автоматизированных CAD/CAE систем позволяет
выявлять в конструкции головки проблемные места: застойные
зоны, области турбулентных течений, места вскипания компонен-
тов, наиболее теплонапряженные зоны головки.
Моделирование дает возможность решить специфические за-
дачи для ЖРД МТ: оценить нагрев клапанов и доклапанных об-
ластей и топлива в них, тепловой режим ЖРД МТ в условиях кос-
мического пространства, распространение тепла при применении
катализатора для однокомпонентных двигателей.
Граничными условиями при расчете моделирования распреде-
ления компонента в объеме смесительной головки являются значе-
ния расходов компонентов и давление компонентов на входе/вы-
ходе из головки.
Моделирование внутрикамерных процессов в ЖРД МТ позво-
ляет:
- определить распределение компонентов, продуктов их сго-
рания, давления, скоростей, температуры и других парамет-
ров в камере сгорания и на срезе сопла;
- оценить равномерность параметров в поперечном сечении
камеры;
- получить температурное поле в пограничном слое для даль-
нейшего расчета теплового анализа конструкции двигателя.
Моделирование температурного поля двигателя позволяет:
- оценить неравномерность нагрева стенки КС;
- оценить напряженно-деформированное состояние стыковоч-
ных узлов;
- проанализировать излучение конструкции двигателя в эле-
менты летательного аппарата.
В качестве примера рассмотрим результаты расчетов для дви-
гателя с тягой 200 Н, работающего на компонентах кислород +
110
метан, с окислительной завесой, с давлением в камере сгорания
1 МПа.
Начальными условиями для расчета одного из 6 сегментов яв-
ляются: расход окислителя через форсунку — 3 г/с, горючего че-
рез форсунку — 1,5 г/с, расход в завесу окислителя — 4 г/с. Мо-
дель горения — модель диссипации больших вихрей и бесконечно
больших скоростей химических реакций.
На рис. 2.21 представлен расчет температуры газа со стороны
стенки, где показано, что максимальная температура составляет
2500 К в зоне критического сечения.
Рис. 2.21. Расчет температуры газа на внутренней поверхности
камеры сгорания
На рис. 2.22 представлен расчет температуры газа в камере
сгорания. Отчетливо видно ядро потока, пристеночный слой и рас-
пределение температуры ПС в районе распыла форсунки. Хорошо
прослеживается снижение температуры от ядра потока до внут-
ренней поверхности стенки камеры сгорания за счет применения
завесного охлаждения. Расчеты показывают, что окислительная
завеса сохраняет свою эффективность вплоть до сверхзвуковой
части сопла.
111
Temperature
Contour 4 Figure 2
2590
2333
2076
1819
1562
1305
1046
791
534
277
20
Рис. 2.22. Расчет температуры газа в камере сгорания
На рис. 2.23 представлен расчет скорости потока в камере сго-
рания. Показана характерная зона обратных токов возле смеси-
тельной головки, сверхзвуковой переход и отрыв потока возле
среза камеры сгорания.
На рис. 2.24—2.27 представлены расчеты концентраций наи-
более весомых продуктов сгорания вдоль камеры сгорания.
На рис. 2.28 представлен расчет соотношения компонентов
вдоль камеры сгорания. Зоны с большим значением характерны
для пристеночной области и периферийной зоны факела распыла
форсунки.
Использование CAD/CAE систем при проектировании и довод-
ке ЖРД большой и малой тяг позволяет уменьшить количество
дорогостоящих огневых экспериментов, так как дает инженеру
возможность быстрого изменения конструкции двигателя, осно-
вываясь на результатах моделирования процессов гидрогазодина-
мики и тепломассообмена в узлах и агрегатах двигателей.
Несмотря на кажущуюся простоту конструкции жидкостных
ракетных двигателей малых тяг, они являются ответственным ор-
ганом управления космическим ЛА, от решения задачи проекти-
рования которого во многом зависит эффективность работы реак-
тивной системы управления, а значит, и всего космического ЛА.
112
00
Velocity [msM|
Contour 11
Рис. 2.23. Расчет скорости потока в камере сгорания
Рис. 2.24. Расчет концентрации кислорода в камере сгорания
114
CH4.Mass Fraction
Contour 11 Figure 7
Рис. 2.25. Расчет концентрации метана в камере сгорания
Рис. 2.26. Расчет концентрации углекислого газа в камере сгорания
115
Рис. 2.27. Расчет концентрации водяного пара в камере сгорания
Рис. 2.28. Расчет соотношения компонентов в камере сгорания
Более эффективные двигатели малой тяги позволяют увеличить
срок пребывания ЛА на орбите, а значит, и сэкономить ресурсы
для выведения нового аппарата.
Как следует из главы, важнейшим в проектировании двигате-
ля малой тяги является обеспечение заданного теплового режима
неохлаждаемой камеры сгорания с одновременным сохранением
высокого показателя удельного импульса. Найти оптимальное
проектное решение с учетом этих несовместимых требований и
есть задача разработчика двигателя.
3. СПОСОБЫ ЗАЖИГАНИЯ
НЕСАМОВОСПЛАМЕНЯЮЩИХСЯ
КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА
Жидкостной ракетный двигатель малых тяг, работающий на
несамовоспламеняющихся компонентах топлива, должен обладать
надежным источником воспламенения основных компонентов.
Способ зажигания топливной смеси определяет динамические ха-
рактеристики двигателя и потери удельного импульса от времени
задержки воспламенения компонентов. С учетом назначения ЖРД
МТ, для которого число включений может достигать нескольких
сотен, надежное зажигание с неизменными характеристиками
воспламенения должно обеспечиваться в течение всей работы кос-
мического аппарата. В данной главе рассмотрены способы зажига-
ния, применимые для жидкостных ракетных двигателей малой
тяги, работающих на экологически чистых несамовоспламеняю-
щихся компонентах топлива.
В табл. 3.1 приведены основные характеристики существую-
щих способов зажигания и их особенности.
Подавляющее большинство горючих не самовоспламеняется с
газообразным кислородом и пероксидом водорода при нормальной
температуре. Поэтому для ЖРД МТ, работающего на газообразном
кислороде и керосине, требуется способ зажигания. Исходя из со-
временных возможностей, можно рассматривать несколько спосо-
бов зажигания:
- электроискровое зажигание от бортового источника пита-
ния (27±3 В);
- газодинамическое зажигание с использованием газообразно-
го компонента;
- катализаторное воспламенение;
- воспламенение от лазерного луча;
117
00
Таблица 3.1
Способы зажигания
Способ зажигания Достоинства Недостатки Рекомендации применения
1 Калильный 1. Малая потребляемая мощность 2. Наличие отработанных калильных свеч 1. Необходимость предва- рительного разогрева свечи 2. Экспериментальная до- водка в камере сгорания Двигатели небольшой тяги (малые расходы компонен- тов)
2 Электроискровой 1. Высокое быстродействие 2. Возможность использования авиационных электро- свечей 1. Высокое напряжение Для импульсного режима работы двигателя
3 Газодинамический 1. Отсутствие электропот- ребления 2. Возможность использования газифицированного компонента топлива 1. Экспериментальная до- водка резонатора 2. Высокая чувствительность резонатора к осевым разме- рам конструкции Необходимость обобщения опыта эксплуатации
4 Катализаторный Отсутствие электропотреб- ления 1. Индивидуальная под- борка катализатора для каждого топлива Двигатели большой тяги, криогенные компоненты | топлива
5 Лазерный 1. Высокое быстродействие 2. Возможность поджига в заданной точке объема 3. Низкое энергопотребление 1. Экспериментальная доводка зажигателя Двигатели малой тяги
- использование растворимых добавок к горючему для приоб-
ретения свойств самовоспламенения.
3.1. КАЛИЛЬНОЕ ЗАЖИГАНИЕ
Калильный способ зажигания применительно к ЖРД МТ ос-
новывается на разогреве свечой накаливания компонентов топли-
ва в отдельной форкамере до температуры воспламенения. Про-
дукты сгорания из форкамеры поступают в основную камеру сго-
рания двигателя и воспламеняют основной расход компонентов
топлива. Такой вариант создает благоприятные условия для со-
хранения калильной свечи, однако увеличивает инерционность
процесса воспламенения.
Инерционность нити накаливания составляет порядка 1 с, что
требует опережения подачи напряжения на нить накаливания при
импульсном режиме работы двигателя.
3.2. ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЕ ВОСПЛАМЕНЕНИЕ
При использовании газифицированных компонентов в ЖРД
МТ определенный интерес представляет газодинамический источ-
ник воспламенения, основанный на нагреве газа при его расшире-
нии в резонаторе Гартмана.
Истекающая из сверхзвукового сопла стационарная струя на-
текает на преграду — трубку, открытый конец которой направлен
навстречу струе, наблюдаемое при этом течение может быть как
стационарным, так и пульсирующим. При пульсирующем процес-
се в такой системе происходят сильные колебания давления, гене-
рирующие звук большой интенсивности. Было обнаружено, что
при возникновении пульсаций в таком устройстве дно резонанс-
ной трубки нагревается. Нагрев донной области происходит за
доли секунды, поэтому такие устройства нашли применение в ка-
честве воспламенителей горючих смесей. Также они используются
в качестве высокотемпературных источников тепла. Результаты
математического моделирования нагрева донной области представ-
лены на рис. 3.1, где показано, как в течение времени происходит
разогрев дна резонансной трубки.
Классический генератор Гартмана представляет собой кон-
струкцию, состоящую из сверхзвукового осесимметричного сопла
119
Oct 21 20,1
ANtYSFLUtHT H0(«( torakrtT)
ОСИ 20,2
Рис. 3.1. Распределение температуры в резонаторе Гартмана
—4 —2 —2
в момент времени 1 • 10 с, 1.1 10 с и 4.1 10 с соответственно
120
и полузамкнутой цилиндрической полости (резонатора), оси кото-
рых совпадают. Сверхзвуковая струя, втекающая в резонатор, в
зависимости от внутренних размеров системы и параметров пото-
ка, реализует мощные автоколебания.
Предварительные проработки и огневые испытания различ-
ных газодинамических воспламенителей показали невозможность
организации коротких импульсных режимов (тимп = 10 мс). Одна-
ко для стационарного режима работы ЖРД МТ газодинамический
источник воспламенения вполне может быть реализован [6].
На рис. 3.2 представлена смесительная головка двигателя
ДМТ-МАИ-6К, работающего на компонентах кислород + водород-
ная смесь с газодинамическим источником воспламенения, распо-
ложенным по центру смесительной головки. Резонатор размещен
на резьбе в центре раздаточной пластины, что позволяет регулиро-
вать расстояние от среза сопла до входного конусного канала резо-
натора.
Такая конструкция позволяет вести автономную отработку
ГИВ для шестифорсуночной головки. Кроме того, на представлен-
Подача компонента в
резонатор
Форсунки Г
Рис. 3.2. Головка ДМТ МАИ-6К с газодинамическим
источником воспламенения
121
ной конструкции впервые используется разгон газа до сверхзвуко-
вых скоростей и присоединенная емкость в канале резонатора.
Как показали эксперименты на воздухе, эти конструктивные эле-
менты существенно увеличивают эффективность ГИВ.
3.3. ЭЛЕКТРОИСКРОВОЕ ЗАЖИГАНИЕ
Электроискровое зажигание основано на воспламенении топ-
ливной смеси в электрическом разряде и дальнейшем распростра-
нении пламени за счет выделяющейся теплоты химической реак-
ции. При этом мощность электрического разряда должна превы-
шать мощность, потребную для воспламенения смеси в объеме
электрического разряда.
Для получения стабильного разряда нужной мощности необ-
ходимо подать на электроды пробойное напряжение, величина ко-
торого зависит от межэлектродного расстояния, а также от давле-
ния и состава среды в межэлектродном зазоре. Для автомобиль-
ных и авиационных электросвечей при зазоре порядка 0,8—1,0 мм
пробойное напряжение составляет 10—15 кВ. Эти данные были
взяты за основу при разработке малогабаритного преобразователя
напряжения.
На рис. 3.3 представлено использование электроискрового за-
жигания применительно к ЖРД МТ, работающему на газообраз-
ном кислороде с керосином. Рассматривается элекрозажигание на
Рис. 3.3. Модель смесительной головки ДМТ МАИ 200-7-ОК
122
базе использования электросвечи, помещенной в центральную не-
проточную часть смесительной головки и обеспечивающей в раз-
ряде достаточное для воспламенения топливной смеси энерговыде-
ление Emin=4 МДж. Компонент подается в смесительную голов-
ку, в центральной части возникает вихрь газообразного кислорода
с каплями керосина. При подаче напряжения на вход преобразо-
вателя напряжения в свече возникает разряд, воспламеняющий
кислород-керосиновую смесь. Напряжение на вход преобразовате-
ля отключается через 0,5—0,7 с. после подачи, отключение клапа-
нов осуществляет система управления двигателями.
3.4. КАТАЛИТИЧЕСКОЕ ЗАЖИГАНИЕ
Каталитическое зажигание использует способность компонен-
та к разложению с выделением тепла. Такой тип зажигания при-
меняется, например, для гидразина и ВПВ.
Для пероксида водорода разложение происходит с выделением
реакционно-активного кислорода при температуре ==1000 К. При-
менение каталитического воспламенения топливной пары ВПВ +
керосин проверено для двух типов каталитического катализатора:
- растворенный в керосине катализатор Мп(С5Н7О2)2 — аце-
тилацетонат марганца (Merk, Hohenbrunn, Германия);
- твердый катализатор Ж-ЗО-С-О производства ФГУП
“ГНИИХТЭОС”.
В первом случае, если массовая доля катализатора составляет
>2%, компоненты превращаются в самовоспламеняющиеся с пе-
риодом задержки порядка 0,03 с. Однако ацетилацетонат марган-
ца не растворяется непосредственно в керосине, поэтому необхо-
дим промежуточный растворитель, например ксилидин. Лабора-
торные испытания показали [69] надежное воспламенение кероси-
на с катализатором при контакте с ВПВ. В экспериментальных ис-
следованиях был использован пероксид водорода концентрации
92% , обеспечивающий температуру продуктов разложения на
уровне 1050 К. Следует отметить, что после смешения с катализа-
тором, растворенным в ксилидине, керосин не может считаться
экологически чистым горючим. Кроме того, при длительном хра-
нении наблюдается частичное выделение катализатора из кероси-
на и осаждение его под влиянием гравитационного поля.
123
Действие твердого катализатора Ж-ЗО-С-О ФГУП “ГНИИХТЭ-
ОС” проверялось на двигателях ДМТ МАИ-200-1П, ДМТ МАИ-
500-1П, тягой соответственно 200 и 500 Н, работающих на компо-
нентах керосин + ВПВ. В смесительной головке по магистрали пе-
роксида водорода был использован твердый катализатор для раз-
ложения ВПВ, с последующим перемешиванием продуктов разло-
жения с факелом распыла форсунки керосина. Конструктивные
схемы этих головок представлены на рис. 3.4, рис. 3.5. Катализа-
тор заправлялся в соответствующие полости в форме зерен, со
средним диаметром гранулы 2 мм. Испытания показали надежное
воспламенение смеси при единичных и повторных запусках.
Для несамовоспламеняющихся компонентов топлива способ
зажигания определяет качество и надежность воспламенения.
Рассмотренные методы зажигания топливной смеси свидетельст-
вуют о применении различного рода способов передачи компонен-
там достаточной энергии для воспламенения.
Для топлива, окислителем в котором является кислород, наи-
более предпочтителен электроискровой способ зажигания. Для
топлива керосин + кислород (газ) решением может быть поиск ка-
тализаторов, обеспечивающих самовоспламенение этих экологи-
чески чистых компонентов.
Рис. 3.4. Однофорсуночная смесительная головка 200 Н
(керосин + Н2О2) двигателя
124
Рис. 3.5. Однофорсуночная смесительная головка 500 Н
(керосин + Н2О2) двигателя
Подача ВПВ
Для топлива, окислителем в котором является пероксид водо-
рода, каталитический способ наиболее используемый. Очень пер-
спективное направление — возможность растворения ацетилацето-
ната марганца в керосине, что сделает топливную пару ВПВ + ке-
росин самовоспламеняющейся.
4. ОГНЕВЫЕ ИСПЫТАНИЯ
ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
МАЛОЙ ТЯГИ
Программа испытания жидкостных ракетных двигателей
малой тяги включает большое количество разнообразных типов
испытаний: гидравлических, вибрационных и огневых и т.д. Ог-
невые испытания ЖРД МТ являются завершающей стадией про-
граммы испытаний и разработки двигателя в целом. При огневых
испытаниях двигателя определяются основные параметры работы
двигателя, его ресурс, надежность воспламенения, другие харак-
теристики, отвечающие за общее выполнение разработчиком тре-
бований заказчика. В данной главе приведены общие сведения об
огневых испытаниях, с учетом современных требований к инфор-
мационно-измерительным системам огневых испытательных стен-
дов.
4.1. ПОРЯДОК ПРОВЕДЕНИЯ ИСПЫТАНИЙ
Программа испытаний должна включать кратковременные
технологические пуски, получение основных характеристик дви-
гателя и ресурсные испытания.
Практика огневых испытаний ЖРД МТ подсказывает целесо-
образность использования нескольких сменных смесительных го-
ловок, различающихся организацией смесеобразования, поэтому
крепление головки к камере сгорания производится за счет флан-
цевого соединения.
Планирование огневых экспериментов должно учитывать воз-
можности материальной части стенда и основные требования Тех-
нического задания. Испытания двигателя целесообразно вначале
проводить в атмосферных условиях и после отработки переходить
на вакуумные стенды. Измерение температуры стенок камеры с
126
помощью термопар полезно совмещать со съемкой в инфракрас-
ной области спектра, чтобы контролировать возможные неравно-
мерности нагрева. Обычно при настройке двигателя на номиналь-
ный режим работы используется система аварийного выключения
путем сравнения измеренной температуры конструкции в наибо-
лее теплонапряженной части с ее верхним допустимым пределом.
Испытания двигателя проводятся в четыре этапа:
1) настроечные испытания;
2) испытания “по квадрату”;
3) ресурсные испытания;
4) демонстрационные испытания.
На этапе настроечных испытаний проверяется работоспособ-
ность двигателей при различных значениях начальных давлений
горючего и окислителя на входе в двигатель. Экспериментальные
данные, полученные при испытаниях на первом этапе, использу-
ются для настройки стендовых систем на заданные режимы рабо-
ты второго этапа испытаний. Настройка стенда на заданные режи-
мы работ осуществляется установкой величин давления наддува
расходных баков компонентов топлива. После каждой работы ана-
лизируются результаты испытания и принимается решение о пос-
ледующих действиях (повторить работу, перейти к следующей ра-
боте, остановить испытания).
Технологические пуски продолжительностью 2 — 9 с ставят
своей целью проверку всех систем испытательного стенда, провер-
ку эффективности внутреннего охлаждения, а также использова-
ние полученной информации для корректировки математической
модели двигателя. После корректировки модели производятся
расчеты температурных полей конструкции на большие времена,
чтобы выйти на ее стационарное состояние. Если расчетная темпе-
ратура наиболее теплонапряженных частей камеры сгорания и
сопла превышает допустимую температуру для материала кон-
струкции или слишком занижена по сравнению с проектной, при-
нимается решение о корректировке расхода на завесное охлажде-
ние.
Перед началом каждого режима анализируется вероятность
нагрева конструкции выше предельной температуры. Если анализ
допускает увеличение температуры конструкции, то переходят к
выполнению работы на следующем режиме.
127
По экспериментальным данным, полученным на первом этапе
испытаний, определяются величины эффективных площадей по
трактам окислителя и горючего.
d -м г_______________'“ОЛуст_______
o.'-V2^OJ-pK ,.ycI) '
F — и F — Г» *»УСТ
ЭФФ’Г,/ Г,/ Г,/ ^2Рг(Рб,Г4-Ам,Уст) ’
(4.1)
(4.2)
где ^эфф^о,/ — эффективная площадь по тракту О; ^Эфф>г>/ — эф-
фективная площадь по тракту Г; Fq — площадь тракта О в харак-
терном сечении; Fr — площадь тракта Г в характерном сечении;
— коэффициент расхода окислителя; цг — коэффициент расхо-
да горючего; р0 — плотность окислителя; рг — плотность горюче-
го; рб 0 — давление наддува бака О; рб г — давление наддува бака
Г; pv — установившееся давление в камере сгорания; ?пп __ —
установившийся массовый расход окислителя; znr уст — устано-
вившийся массовый расход горючего; i — номер эксперимента.
По экспериментальным значениям давлений в камере сгора-
ния и коэффициентам массовых соотношений компонентов топли-
ва, полученным на первом этапе испытаний, термодинамическим
расчетом определяются значения величин идеального расходного
комплекса ps ид для каждой проведенной работы по формуле
Р F
П _ ^К,уст,1 кр
Раид,/- щ
Е,уст,1
(4.3)
Определяются значения коэффициентов расходных комплек
сов по формуле
фр.| =
(4.4)
ид, i
где ps z — экспериментально полученное значение расходного
комплекса на i-ой работе; ps ид • — соответствующее значение иде-
ального расходного комплекса.
128
По значениям коэффициентов расходных комплексов и задан-
ным величинам расходов компонентов топлива термодинамичес-
ким расчетом определяются величины давлений в камере сгора-
ния на каждом режиме испытаний по квадрату.
По полученным значениям эффективных площадей сечений
трактов подачи компонентов топлива, заданным расходам компо-
нентов топлива и рассчитанным давлениям в камере сгорания оп-
ределяются давления наддува расходных баков компонентов топ-
лива на каждом режиме испытаний по квадрату, используя фор-
мулы
тг,1
Рб,Г,/ “ ^к, i + О772 ’ (4.6)
^эфф.ГРг
Выполняется этап испытаний “по квадрату”, где исследуются
зависимости:
Рк,уст= Монстр = 41 =
Т0,9 = Л™Е ’ kJ> ТПД = ’ km)> Лс.тах = «^Е ’
Ктах “ Л^Е » ^т)*
На этапе испытаний на ресурс исследуются состояние кон-
струкции двигателя во время его работы, стабильность расходных
и энергетических характеристик в процессе функционирования
объекта испытаний при увеличении времени работы двигателя.
Ресурсные испытания выполняются в соответствии с требова-
ниями ТЗ. Суммарная огневая наработка может быть рассчитана
по зависимости Ту = пт _, где Т„„„ — ресурсное время, п = 2—3.
4.2. ИСПЫТАТЕЛЬНЫЙ СТЕНД
Испытательный стенд представляет собой совокупность уст-
ройств, обеспечивающих размещение, закрепление и позициони-
рование элементов испытательного комплекса. Рассмотрим огне-
вой стенд для испытания ЖРД МТ в атмосферных условиях на
129
примере стенда кафедры “Ракетные двигатели0 факультета “Дви-
гатели летательных аппаратов” Московского авиационного инсти-
тута (НИУ).
Работа ЖРД МТ обеспечивается пневмогидравлической схе-
мой (ПГС) испытательного стенда [17]. Упрощенная ПГС стенда
представлена на рис. 4.1.
В ПГС входят следующие подсистемы:
1. Магистраль подачи воздуха высокого давления (ВВД) для
управления пневматическими клапанами магистралей. Рабочее
давление воздуха 5 МПа.
2. Магистрали подачи горючего:
1) магистраль подачи керосина;
2) магистраль подачи метана;
3) магистраль подачи спирта.
3. Магистрали подачи окислителя:
1) магистраль подачи газообразного кислорода;
2) магистраль подачи ВПВ.
4. Магистраль подачи воды для окислителя и горючего. Слу-
жит средством аварийного пожаротушения и для проведения гид-
равлических испытаний (гидроопрессовка, проливки, продувки и
т.д.).
5. Блок электропневмоклапанов, управляющих подачей возду-
хом высокого давления на пневматические клапана подачи компо-
нентов к двигателю.
6. Пультовая для управления стендом, сбора и обработки реги-
стрируемых параметров.
7. Рабочий участок — место расположения испытуемого дви-
гателя, тягоизмерительного устройства.
4.3. ИНФОРМАЦИОННО-ИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА
Автоматизированная информационно-измерительная и управ-
ляющая система (ИИиУС) огневых испытаний ЖРД МТ представ-
ляет собой совокупность средств измерений, объединенных общим
алгоритмом функционирования и предназначенных для автомати-
ческого получения информации от двигателя и стендовых систем,
ее преобразования для непосредственного восприятия человеком,
использования для управления режимами работы двигателя, а
также для передачи, обработки и представления измерительной
информации в той или иной форме.
130
Рис. 4.1. Упрощенная пневмогидравлическая схема
испытательного стенда
131
Автоматизированная ИИиУС огневых испытаний ЖРД МТ
обеспечивает:
- автоматизацию управления аппаратурой;
- возможность визуального контроля параметров двигателя и
стендовых систем по выбору оператора-испытателя;
- работу средств измерений и обработку полученной информа-
ции в режиме единого времени;
- защиту двигателя при достижении критических значений
параметров;
- высокую помехозащищенность средств измерений и кана-
лов сбора и передачи информации;
- дистанционность и заданный алгоритм измерений; воможность
выборочной обработки информации в темпе испытаний [63];
- диагностику неисправных состояний [55].
Общая структурно-функциональная схема автоматизированной
ИИиУС огневых испытаний ЖРД МТ представлена на рис. 4.2.
Подсистема управления
1. 12 Команды
, Выход на 1
' 15“
Расход «Г.—и)щ.ноц |--------
РаС10-Д-*9* (OKI HOW |------1 J
["Дублирование 1
------!-----j
Расход «Г»
1 ДР
Расход «О»
►T~^t-ct I—1
1—1 ;
। Дублирование ।
Давл «Г» 1------------
^ вх~дЬигат~Ч l>St |ЦМ,||Н
Давл <0» |,S(-nfW||U AG
на вх дай га т. |_______________
Дав”- *Q» J кот ст
в магистрали П С
Давл. «Г» । „
в магистрали П ь
И '-semoUKAG
наддува «г» |__________
{JZST.O. >1 I’SIWllhtAC.
Давление
воды
PSI BOO ИМ. AG
I а
ч
U
Рис. 4.2. Структурно-функциональная схема
автоматизированной ИИиУС огневых испытаний ЖРД МТ (начало)
132
1. 12 Команды
Подсистема управления
Выход на 1
16
Расход «Г»—coRi-now |---
И — ----J _ j______
8* и Г Дублирование •
да Ч "
Расход «О» м[ | Л1, | J
та~а^г»тН K|,T-CT ~|------1
Г Дублирование •
Дави,«Г» г
в магистрали П.
Дави. *0» г
в магистрали П.
Давление . г
наддува «Г»
Давление ь Г
наддува «О» *|_
Давление
воды
•»| rsciimuBc а(> [
h
U
Рис. 4.2. Структурно-функциональная схема
автоматизированной ИИиУС огневых испытаний ЖРД МТ (окончание)
Подсистема измерения состоит из блоков, каждый из которых
отвечает за свой измеряемый параметр.
Блок измерения расхода. Значения расходов компонентов на
установившихся режимах являются исходной информацией для
расчета основных характеристик двигателя. Большое значение
также имеет определение характера изменения расходов компо-
нентов в магистралях двигательной установки на переходных ре-
жимах работы ЖРД. Задачи обеспечения надежности двигателя,
устойчивости рабочего процесса в камере сгорания значительно
расширяют диапазон частот, в котором информация о колебаниях
компонентов в магистралях должна быть получена с заданной точ-
ностью.
Расход горючего и окислителя измеряется с помощью корио-
лисовых расходомеров, обеспечивающих обмен данными как в ана-
логовом (0—10 В/4—20 мА), так и в цифровом режиме (RS232). Ко-
133
риолисовые расходомеры дублируются низкочастотными турбин-
ными преобразователями расхода ТДР.
Блок измерения давления. Большинство задач, решаемых при
испытаниях, требуют измерения давлений в узлах и магистралях.
В практике испытаний ЖРД МТ, кроме измерений статических
(установившихся) давлений, приходится иметь дело с измерением
переменных, в том числе быстроменяющихся, давлений. Опреде-
ленные в процессе испытаний величины медленноменяющихся
давлений служат критериями оценки значений основных парамет-
ров двигателей или систем, измерение пульсаций ведется с целью
оценки устойчивости рабочего процесса [56].
Давление в камере сгорания (КС) измеряется с помощью высо-
кочастотного тензометрического датчика ММД и низкочастотны-
ми тензометрическими датчиками. Давление горючего и окисли-
теля на входе в двигатель измеряется с помощью статических и
динамических тензометрических датчиков. Давление наддува рас-
ходного бака горючего и окислителя, а также давление воды изме-
ряются с помощью тензометрических датчиков с выходным сигна-
лом 0...+5 В и частотой измерения до 100 Гц.
Блок измерения тяги. Тяга двигателя — один из важнейших
параметров ЖРД МТ, по которому оцениваются его характеристи-
ки. Поэтому определение тяги — основная задача испытаний. В
связи с этим к точности ее измерения предъявляются высокие тре-
бования — допустимая предельная погрешность в большинстве
случаев не должна превышать 0,3—0,5% от номинального значе-
ния. Реализация этих требований обеспечивается:
- применением измерительных систем высокого класса точ-
ности;
- установкой их на стендах в местах, защищенных от дейст-
вия вибраций, переменных температур и других дестабили-
зирующих факторов.
Однако необходимость достоверного знания тяги не ограничи-
вается только определением ее значений на установившихся ре-
жимах. Для обеспечения динамической устойчивости и прочности
ракетной системы необходимо определить темп нарастания значе-
ния тяги и ее экстремальную величину на участке запуска двига-
теля, амплитуды свободных и вынужденных колебаний тяги на
основном режиме, темп спада тяги на режиме выключения.
134
Измерение тяги происходит с помощью высокочастотных дат-
чиков импульсной силы, которые образуют силоизмерительное
устройство (СИУИ) [56].
СИУИ предназначено для закрепления на нем испытываемой
КС с трубопроводами подачи компонентов топлива; уравновешива-
ния вектора тяги, создаваемого КС при огневых стендовых испы-
таниях; передачи осевой составляющей вектора тяги на динамо-
метры, входящие в схему уравновешивания тяги по главной оси
СИУИ; прямого измерения текущих значений импульсной силы
тяги при импульсных циклических испытаниях КС. Силоизмери-
тельное устройство в совокупности с измерительно-вычислитель-
ным комплексом обеспечивает прямое определение измеряемой
силы тяги КС с коррекцией значений измеренных усилий от вли-
яния факторов, действующих на СИУИ 1500 в ходе огневых стен-
довых испытаний КС.
Блок измерения температуры. При проведении испытаний
ЖРД МТ возникает необходимость измерения температур компо-
нентов в баках, магистралях стенда, на поверхности элементов
конструкции двигателя [49], окружающей среды. Эти измерения
необходимы для оценки энергетического состояния двигателя,
учета действия внешних факторов при определении точности его
настройки на заданный режим, оценки надежности элементов
конструкции.
Блок измерения температуры состоит из двух модулей:
- модуль измерения температуры поверхности двигателя;
- модуль измерения температуры горючего и окислителя на
входе в двигатель.
Модуль измерения температуры поверхности двигателя пред-
ставляет собой блок преобразователей термопар в виде печатной
платы для установки 8 модулей аналогово-цифровых преобразова-
телей с возможностью мультиплексирования каналов.
На корпусе ЖРД МТ закреплены 8 термопар, фиксирующих
температуру по всей длине корпуса. Сигналы с термопар поступа-
ют на универсальный разъем блока.
Модуль с гальванической изоляцией содержит нормализаторы
сигналов и устройства передачи данных производства Dataforth
Corporation. Они надежно защищают оборудование от шумов и
помех в цепях питания, эффекта “земляной петли” и других свой-
ственных промышленным условиям эксплуатации явлений. Нор-
мализаторы SCM6B позволяют согласовать различные источники
135
сигналов с входными цепями систем автоматики и измерительны-
ми устройствами.
Модуль измерения температуры горючего и окислителя на
входе в двигатель включает в себя датчики температуры ТМ-119.
Датчики ТМ-119 предназначены для измерения температуры го-
рючего и окислителя перед входом в двигатель.
Блок измерения токов и напряжений предназначен для сле-
жения за изменениями токов и напряжений на клапанах, подаю-
щих горючее и окислитель на ЖРД МТ.
Структурная схема включения модулей токов и напряжений
клапанов подачи горючего и окислителя в ИИиУС представлена
на рис. 4.3.
В схеме получения сигнала с клапана используется операци-
онный усилитель (ОУ), имеющий два канала усиления: один для
Рис. 4.3. Структурная схема включения модулей токов
и напряжений клапанов подачи горючего и окислителя в ИИиУС
136
напряжения, другой — для тока. Операционный усилитель позво-
ляет производить смещение сигналов, полученных с датчиков, что
особенно важно при использовании датчика тока.
Блок АЦП. Данные из блоков измерения расхода, измерения
давления, измерения тяги, измерения температуры, измерения
токов и напряжений приходят на блок АЦП.
Блок АЦП представляет собой модуль аналогового ввода/вы-
вода, имеющий 8 оптоизолированных дифференциальных входов с
диапазонами измерений 0..5 В, 0..10 В, +/-5 В, +/-10 В, 0..20 мА.
Измерения могут производиться несколькими модулями РВ-
ADC3, установленными на несущие платы VM0D2.
Параметры, измеряемые и регистрируемые подсистемой изме-
рения при испытаниях двигателя ДМТ МАИ-500, приведены в
табл. 4.1.
Подсистема управления представляет комплекс устройств, по-
средством которых осуществляется запуск, останов, изменение ре-
жимов работы, контроль параметров, аварийный останов двигате-
ля.
Подсистема контроля испытаний функционирует в реальном
времени, что позволяет ей следить за всеми измеряемыми пара-
метрами в процессе эксперимента и управлять исполнительными
элементами комплекса. Подсистема контроля испытаний постро-
ена на основе контроллера, обеспечивающего подключение кабель-
ных связей от датчиков и преобразования аналоговых сигналов от
датчиков в цифровую форму, необходимую для дальнейшей про-
граммной обработки системой.
Подсистема видеорегистрации. В процессе каждого экспери-
мента производится видеозапись испытания с двух 8-мимегапик-
сельных веб-камер, а также с одной скоростной видеокамеры.
Трансляция испытаний возможна за счет использования про-
грамм, обеспечивающих удаленный доступ к стендовым компью-
терам или посредством внутренних средств ИИиУС.
Подсистема отображения данных и подсистема диагностики
находятся на АРМ исследователя. АРМ исследователя представля-
ет собой ЭВМ со специальным разработанным программным обес-
печением, осуществляющим управление стендом, отображение ре-
зультатов измерения с помощью специального модуля визуально-
го контроля, вывод и хранение полученной информации с помо-
щью разработанного модуля обработки информации, диагностику
неисправных состояний.
137
w
00
Таблица 4.1
Измеряемые и регистрируемые параметры при испытаниях двигателя ДМТ МАИ-500
№№ п/п Наименование параметра, условное обозначение, единица измерения Номи- нальное значение Диапазон измере- ния Частота регистра- ций, Гц Погреш- ность из- мерения
1 Сила тяги , Н 274 0...500 5000 ±2%
2 Давление в камере сгорания, рк, МПа 0,9 0...1,5 1 — 10 ±0,5%
1000 ±6%
3 Давление наддува расходного бака окислителя, p§ q , МПа 3,5 0...5 1 — 10 ±0,25%
4 Давление окислителя перед расходной шайбой, pmQ, МПа 1,8 0...5 1 — 10 ±0,25%
5 Давление наддува расходного бака горючего, г, МПа 1,8 0...2 1 — 10 ±0,25%
6 Давление окислителя на входе в двигатель, рвх 0 , МПа 1,7 0...5 1 — 10 ±0,25%
1000 ±0,5%
7 Давление горючего на входе в двигатель, рвх г i, МПа 1,4 0...2 1 — 10 ±0,5%
1000 ±0,25%
8 Давление воды, рв , МПа 0,5 0...1 1 — 10 ±3,5%
9 Давление окружающей среды, рос, Торр 743 700...800 — ±1%
10 тэ -1 Расход горючего, р г-с 22 0...40 500 ±0,5%
11 Расход горючего, тг 2» г с 1 22 0...40 500 ±0,5%
139
Окончание табл. 4.1
№№ п/п Наименование параметра, условное обозначение, единица измерения Номи- нальное значение Диапазон измере- ния Частота регистра- ций, Гц Погреш- [ ность из- I мерения |
12 -1 Расход окислителя, р г-с 134 0...170 500 ±0,5%
13 Расход окислителя, mQ 2» г с-1 134 0...170 500 ±0,5%
14 Температура окислителя перед шайбой, TmQ, К 288 270...310 10 ±1%
15 Температура окислителя на входе в двигатель, Твх q, К 288 270...310 10 ±1% J
16 Температура горючего на входе в двигатель, Твх г, К 288 270...310 10 ±1% 1
17 Температура конструкции, TR , К (измерение TR 1000 270...1373 1 — 10 ±50 К
18 Температура конструкции, Тк ?_g, К (отбойный параметр в систему управления) 1000 270...1373 1 — 10 ±50 К
19 Напряжение питания клапана О, 17кл 0, В 27 0...30 1000 ±2%
20 Напряжение питания клапана Г, С7КЛ г, В 27 0...30 1000 ±2%
21 Напряжение питания системы зажигания, С73, В 27 20—32 1000 ±1%
22 Ток клапана О, ZRJI q , А 0,4 0...0,5 1000 ±0,03 А
23 Ток клапана Г, Р, А 0,4 0...0,5 1000 ±0,03 А
24 Ток в системе зажигания, 13, А 1000 ±1%
Вся информация в течение испытания отображается на не-
скольких мониторах, находящихся непосредственно на стенде.
4.4. ПРОГРАММНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ
Функционально разработанное программное обеспечение
ИИиУС ЖРД МТ можно разделить на два уровня [54]: верхний и
нижний.
На нижнем уровне функционируют операционная система ре-
ального времени OS-9 (Microware Systems Corp.) [13] и разработан-
ное программное обеспечение, в котором можно выделить две ос-
новные подсистемы:
- подсистема оперативной памяти и регистрации измерений,
параметров, отсчетов и команд управления (именно эта под-
система ведет полный архив работы системы);
- подсистема решения задач коммуникационного обмена —
эта подсистема непосредственно решает задачу связи верх-
него уровня с нижним, в частности, передачу параметров и
измерений, изменения значений параметров, запуска цик-
лограмм.
Программное обеспечение основано на модульном принципе,
что позволяет достаточно просто расширять функциональность в
плане поддержки новых устройств, а также циклограмм.
Программное обеспечение верхнего уровня представляет собой
набор программ, обеспечивающих гибкую автоматизацию проведе-
ния экспериментов. Ключевыми возможностями данного про-
граммного обеспечения являются:
- проведение измерений (с помощью промышленного кон-
троллера) аналоговых сигналов (до 100 каналов) с пересче-
том измеренных сигналов в физические величины по на-
страиваемым тарировочным характеристикам;
- управление промышленным контроллером:
• настройка и передача конфигурации;
• запуск/останов измерений и их регистрации;
• запуск/останов циклограмм;
• прием и обработка результатов измерений с контроллера;
• диагностика ошибок;
- возможность составлять и сохранять свои сценарии экспе-
риментов:
140
• настройка измеряемых сигналов (перечень, пересчет тари-
ровок в физические величины);
• эксперимент может состоять из нескольких шагов;
• настройка отображения (число и вид полей отображения,
частота обновления т.п.);
• поддерживаются следующие виды полей отображения: гра-
фик по времени (тренд), график по пространству (распреде-
ление), диаграмма, таблица;
- представление текущих измерений в реальном времени в
виде таблиц, диаграмм и графиков с возможностью настрой-
ки отображения;
- возможность экспортировать результаты измерений в дру-
гие программы для дальнейшей обработки [58];
- возможность распечатки результатов и сохранения электрон-
ных отчетов;
- дружественный русифицированный интерфейс пользовате-
ля.
Структурная схема программного обеспечения верхнего уров-
ня представлена на рис. 4.4.
ПО “Oscillyser” используется для настройки контроллера,
проверки преобразованных аналоговых сигналов и настройки дат-
чиков.
Данное ПО позволяет:
- добавлять новый или удалять старый контроллер;
Рис. 4.4. Структурная схема программного обеспечения
верхнего уровня
141
- выбирать способ связи с контроллером;
- задавать список каналов измерения и их настройки;
- задавать способ перевода измеренных значений (отчетов
АЦП) в первичные физические величины (токи, напряже-
ния и т.п.), выдаваемые датчиками и подаваемые на вход
АЦП;
- задавать тестовые циклограммы управления;
- осуществлять проверку функционирования системы:
- проверять наличие связи с контроллером;
- передавать на контроллер конфигурацию;
- запускать и останавливать измерения и регистрацию;
- осуществлять наблюдение в режиме реального времени
за входными сигналами (в режиме “осциллографа”);
- запускать и останавливать циклограммы управления;
- получать с контроллера результаты регистрации измере-
ний;
- сохранять полученные результаты в файл, загружать со-
храненные результаты из файла;
- экспортировать результаты в текстовый файл для даль-
нейшей обработки в других программах (Excel, Matlab и
ДР-).
Внешний вид ПО “Oscillyser” представлен на рис. 4.5.
ПО “Experimentyser” служит для задания программы испыта-
ний и циклограмм и отвечает за общее проведение эксперимента.
Проведение эксперимента состоит из следующих действий:
- выбор контроллера, на котором будут производиться изме-
рения;
- выбор варианта эксперимента;
- последовательное выполнение всех этапов, заданных в сце-
нарии эксперимента;
- просмотр и сохранение отчета, печать отчета при необходи-
мости.
Внешний вид ПО “Experimentyser” во время эксперимента
представлен на рис. 4.6.
Этап эксперимента является основным, и во время него поль-
зователь может:
- наблюдать за измерениями в режиме реального времени с
отображением до четырех представлений разных типов: гра-
фик по времени, график по пространству, диаграмма, таб-
лица;
142
Рис. 4.5. Внешний вид ПО “Oscillyser
W
Рис. 4.6. Внешний вид ПО “Experimentyser”
- производить регистрацию измерений;
- запускать/останавливать циклограммы управления;
- просматривать результаты регистрации измерений.
144
ПО “ExperimentManager” отвечает за связь с контроллером
ИИиУС, является общим сервером данных и осуществляет переда-
чу управляющих сигналов с ПО в контроллер.
При создании сценария эксперимента доступны следующие
этапы:
- теория;
- ручной ввод информации;
- измерения;
- эксперимент.
Этап “Теория” служит для показа пользователю каких-либо
сведений, инструкций, методик и т.п.
Этап “Ручной ввод информации” служит для задания каких-
либо параметров, описывающих условия проведения эксперимен-
та, например температуры окружающего воздуха и т.п. Значения
этих параметров будут зафиксированы в отчете.
Этап “Измерения” позволяет:
- производить и регистрировать измерения;
- наблюдать за измерениями в режиме реального времени;
- просматривать отчет о проведенном эксперименте с возмож-
ностью сохранения в электронном виде и печати на принте-
ре.
Этап “Эксперимент” является основным этапом проведения
эксперимента. Он может входить в сценарий эксперимента не
более одного раза.
Внешний вид ПО “ExperimentManager” представлен на рис. 4.7.
ПО “Wonderware SCADA InTouch” осуществляет контроль и
частичное управление испытаниями в удобном графическом ин-
терфейсе [1].
InTouch используется в различных производственных средах,
включая дискретные процессы, процессы обработки и др. Это один
из лидирующих пакетов создания человеко-машинного интерфей-
са в промышленности. Фирма Wonderware является первооткры-
вателем в использовании Windows для задач промышленной авто-
матизации. SCADA-система InTouch (Wonderware) имеет следую-
щие особенности:
- создание HMI/SCADA-приложений;
- визуализация технологических процессов;
- простота использования;
145
6 f Ц-1нД( ий
Теория
Ручном ввод информации
Этап измерений
ПодГСИХИЖаК 3K£tTCpHt
Эксперимент
Тил составляющей ( Название
Эксперимент_____________Проливка
Эксперимент
Эксперимент
Эксперимент
Выбор составляющих сценария
ПВ
Слирт+кислород
Проливка магистрали ВПВ с головкой
Кислород керосин 200 Н
Название эксперимента [ВПВ
Настройка отображения | Описание циклограмм
ID I Название
Огня *ние выбранной СОСП7авЛя^ ^:(м
Коментарий
Перекись 500 Н 1 Форсу.
ВПВ кер
Рис. 4.7. Внешний вид ПО “ExperimentManager”
Название ВПВ кер
Г Циклограмма аварийного завершения
*50
*30
+50
*300
*300
*400
+3000
*30
+30
*5000
*30
К - Описать
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
Начать регистрацию
Выдача значения на выход
Выдача значения на выход
Выдача значения на выход
Выдача значения на выход
Выдача значения на выход
Выдача значения на выход
Выдача значения на выход
Выдача значения на выход
Выдача значения на выход
Конец регистрации
- используется более чем на 100000 предприятиях — 30% ми-
рового рынка.
Управление стендом осуществляется в автоматическом режи-
ме через SCADA-систему InTouch, позволяющую контролировать
и управлять всеми объектами и системами, используя графичес-
кие объекты, и включающую:
- отображение параметров для управления сигналами;
1
2
146
— отображение текущих и исторических трендов;
— отображение и регистрацию аварийных сигналов.
На рис. 4.8 приведена экранная форма SCADA-системы In-
Touch визуализации схемы пневмогидравлической системы [55].
Схема пневмогидравлической системы отображает следующие
основные измерительные параметры:
- давление компонентов в баках;
- статическое и динамическое давление в магистрали;
- массовые расходы компонентов;
- температуры компонентов в магистрали;
- токи клапанов двигателя;
- тяга двигателя;
- температуры конструкции двигателя.
По окончанию испытаний формируется отчет в требуемой экс-
периментатором форме.
Использование программно-аппаратного комплекса, в состав
которого входит разработанное программно-алгоритмическое обес-
печение автоматизированной ИИиУС, позволяет проводить огне-
вые испытания ЖРД МТ на экологически чистых компонентах
топлива, обеспечивать измерения необходимых параметров рабо-
ты стенда и объекта исследования с высокой точностью, автомати-
зировать процесс испытаний, визуализировать и сохранять инфор-
мацию о результатах испытаний в удобном для экспериментатора
виде.
4.5. РЕЗУЛЬТАТЫ ИСПЫТАНИЙ
Результатами огневых испытаний являются зависимости всех
измеряемых параметров стенда и двигателя от времени.
По результатам огневых испытаний делаются следующие вы-
воды:
1. Оценка полноты сгорания топлива и сравнение ее с теорети-
ческими значениями при заданных параметрах испытаний. Срав-
нение полученных значений параметров двигателя с расчетными.
2. Оценка теплового состояния стенки камеры сгорания при
различном времени запуска двигателя, сравнение полученных ре-
зультатов с результатами расчетов.
3. Анализ времени воспламенения топлива и процесса зажига-
ния компонентов топлива в камере сгорания. Сравнение экспери-
147
ммй _!
Стенд испытаний ЖРД малой тяги
Рис. 4.8. ПО управления стендом испытаний ЖРД МТ
148
ментальных данных с результатами расчетов заполнения объемов
смесительной головки и задержки воспламенения.
4. Оценка влияния изменения соотношения компонентов на
энергетические характеристики и тепловое состояние двигателя
при стационарной работе.
5. Анализ влияния импульсных режимов работы на энергети-
ческие характеристики и тепловое состояние двигателя.
Для обработки результатов испытаний целесообразно исполь-
зовать ПО для автоматической обработки и анализа данных, полу-
ченных в процессе экспериментальной отработки жидкостного ра-
кетного двигателя [14]. Входными данными являются измеряе-
мые в темпе эксперимента характеристики жидкостного ракетно-
го двигателя: например, расходы окислителя и горючего, давле-
ние в камере сгорания, тяга двигателя, температуры стенки каме-
ры сгорания и др. Программа позволяет рассчитывать основные
энергетические показатели работы двигателя и судить о степени
совершенства рабочего процесса в нем, а также проводить экс-
пресс-диагностику двигателя после каждого запуска. Программа
может обрабатывать данные результатов эксперимента, получен-
ные из систем сбора данных в формате txt-файла. Представление
данных производится путем построения графиков изменения ха-
рактеристик двигателя во времени. Особенностью программы яв-
ляется возможность обработки данных, полученных от измери-
тельных систем с различной частотой опроса датчиков.
На рис. 4.9—4.11 представлены примеры результатов измере-
ний в ходе огневых испытаний: давления в камере сгорания, рас-
ходов компонентов и температуры наружной стенки камеры сго-
рания. Температуру внешней поверхности КС, помимо термопар,
можно зафиксировать тепловизионной камерой (рис. 4.12). Внеш-
ний вид огневого испытания ЖРД МТ представлен на рис. 4.13.
Огневые испытания — наиболее дорогостоящая часть разра-
ботки ЖРД МТ. Функционал огневого стенда, программный ком-
плекс проведения испытаний, сбор и обработка информации от ре-
гистрирующей аппаратуры, анализ полученного результата — все
это должно обеспечивать подтверждение выполнения двигателем
расчетных проектных параметров и ожидаемого удельного им-
пульса.
149
Время от начала эксперимента, с
Рис. 4.9. Изменение давления в камере сгорания в процессе
огневых испытаний
Расход компонентов, кг/с
Время от начала эксперимента, с
—• Массовый расход ВПВ
• Массовый расход керосина
Рис. 4.10. Изменение расходов компонентов в процессе
огневых испытаний
150
Температура на термопарах 1-4
440
Время от начала эксперимента, с
Тстенки 1
.....Т стенки 2
- - * Т стенки 3
— • — Т стенки 4
Рис. 4.11. Изменение температуры в процессе огневых испытаний
Рис. 4.12. Инфракрасный снимок температурного поля
камеры сгорания в процессе огневых испытаний
Рис. 4.13. Фотография работающего двигателя ДМТ МАИ-500
152
5. ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
МАЛОЙ ТЯГИ, РАБОТАЮЩИЕ
НА ЭКОЛОГИЧЕСКИ ЧИСТЫХ
КОМПОНЕНТАХ ТОПЛИВА
Применение экологически чистых компонентов топлива для
ЖРД МТ — важная задача на пути отказа от использования ток-
сичных компонентов топлива в космических аппаратах. Данная
глава посвящена обзору уже существующих отечественных и зару-
бежных ЖРД МТ, работающих на экологически чистых КРТ.
5.1. ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ ДВИГАТЕЛИ
5.1.1. Двигатели 17Д15, 17Д16 ФГУП “НИИМаш”
Россия располагает объединенной двигательной установкой
(ОДУ) КК “Буран”, созданной специалистами НПО “Энергия”.
В состав ОДУ входили:
- 2 двигателя орбитального маневрирования тягой 90 кН
(РД-58М);
- 38 управляющих двигателей по 4 кН (17Д15);
- 8 двигателей точной ориентации тягой 200 Н (17Д16);
- 4 твердотопливных двигателя экстренного отделения тягой
28 кН.
Управляющий двигатель 17Д15 (рис. 5.1) объединенной дви-
гательной установки (ОДУ) КА “Буран” представляет собой одно-
камерный газожидкостный импульсный ЖРД высокого быстро-
действия на газифицированном кислороде и углеводородном горю-
чем синтине и работает в импульсных и стационарных режимах с
длительностью включения от 0,06 до 1200 с как в орбитальном по-
лете, так и при спуске в атмосфере до высоты 10 км, что позволяет
использовать его как дублера маршевого двигателя и двигателей
153
ориентации. Тяга двигателя — 4 кН. Для воспламенения компо-
нентов топлива используется электрическая система зажигания
индуктивного типа. Камера сгорания и часть сопла охлаждаются
регенеративно и через завесу окислительным газом, выходная
часть сопла радиационно, клапаны и свеча прокачкой основного
горючего в замкнутом контуре терморегулирования ОДУ. Быстро-
действие двигателя характеризуется временем набора 90% тяги,
равным 0,06 с, такой же минимальной продолжительностью
включения и частотой включения до 8 Гц. Минимальный удель-
ный импульс двигателя в импульсных режимах 1765,8 м/с (180
с). Гарантированный ресурс двигателя составляет 26000 включе-
ний и бо-лее 3 ч работы.
Рис. 5.1. Двигатель 17Д15:
1 — сопло; 2 — клапан окислителя; 3 — клапан горючего;
4 — агрегат зажигания; 5 — сигнализатор давления;
6 — камера сгорания; 7 — блок теплового уплотнения
154
Двигатель ориентации 17Д16 (рис. 5.2) по принципиальной
схеме и составу, в основном, аналогичен УД 17Д15. Для исключе-
ния образования сажи предусматривается повышенное соотноше-
ние компонентов топлива в двигателе (3,5....4), т.е. избыток кис-
лорода. Основной режим работы ДО — выдача минимальных им-
пульсов от 0,06 до 0,12 с, т.е. удельных импульсов тяги от 2226,87
до 2324,97 м/с (от 227 до 237 с) соответственно. Характеристики
двигателя 17Д16 представлены в табл. 5.1.
Управляющие двигатели и двигатели ориентации разрабаты-
вались в ФГУП “НИИМаш” в г. Нижняя Салда Свердловской об-
ласти.
Характеристики двигателя 17Д16
Таблица 5.1
Параметр Значение
Компонент: горючее/окислитель кислород (газ)/ керосин
Номинальная тяга, Н 196,2
Удельный импульс тяги в непрерывном режиме, м/с, (кгс • с/кг) 2521 (257)
Номинальное давление на входе “О’7“Г”, МПа 3,43/1,62
Максимальное давление на входе “О”/“Г”, МПа 5,88/1,96
Минимальное давление на входе “О”/“Г”, МПа 2,45/1,37
Средний минимальный импульс за включение, Нс 10,8
Время включения, с 0,06...180
Максимальная масса, кг 7
Максимальная длина двигателя, мм 360
Максимальная длина сверхзвуковой части сопла, мм 98
Геометрическая степень расширения сопла 52,9
Максимальный диаметр сопла, мм 87,3
Количество включений 40 000
Номинальное напряжение, В 27
Диапазон напряжений, В 23...34
Ток срабатывания обоих электроклапанов, А, не более 0,7
Ток срабатывания АЗ (апогей зажигания), А, не более 1
155
Рис. 5.2. Двигатель 17Д16
5.1.2. Двигатель РДМТ2600 ФГУП “НИИМаш”
Двигатель (рис. 5.3) предназначен для аэрокосмического само-
лета на высотах, в условиях которых воздушные рули неэффек-
тивны. Характеристики двигателя представлены в табл. 5.2. Дви-
гатель является примером эффективного ЖРД МТ на экологичес-
ки чистых компонентах топлива.
Таблица 5.2
Характеристики двигателя РДМТ2600 [38]
Параметр Значение
Компоненты, горючее/окислитель Этиловый спирт/ О2 (газ)
Соотношение компонентов 1,2
156
Окончание табл. 5.2
Параметр Значение
Средняя номинальная тяга, Н 2600
Средний удельный импульс тяги в непрерывном режиме, м/с 2600
Рабочее давление на входе, МПа 4,5...5,7
Время включения, с 0,015...15
Максимальная длина, мм 464
[Максимальная масса, кг 5
[Ресурс по включениям 1000
Рабочее напряжение, В 27±7
Токопотребление в рабочем режиме, А - электроклапанов - агрегата зажигания не более 2 не более 1
Рис. 5.3. Двигатель РДМТ2600
157
5.1.3. Двигатель С5.80.1100 КБ Химмаш
Двигатель С5.80.1100 производства КБ Химмаш представляет
собой модифицированный двигатель корректирующе-тормозной
установки корабля “Союз-Т”. Изначально двигатели работали на
компонентах АТ + НДМГ. С5.80.1100 работает на компонентах
жидкий кислород + керосин с тягой 2940 Н. Двигатель разработан
в 1990-х гг. Двигатель рассматривался как экспериментальный, и
применения в реальных полетах пока не нашел.
5.2. ЗАРУБЕЖНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
5.2.1. Двигатель ЗА2 компании XCOR Aerospace
XCOR ЗА2 тягой 700 Н работает на компонентах жидкий кис-
лород + спирт [29]. XCOR ЗА2 использовался для выбора концеп-
ции форсунок. Был проведен 61 запуск, результаты запусков по-
служили основой для решения выбора конструкции форсунок для
следующих двигателей.
5.2.2. Двигатель XR2P1 компании XCOR Aerospace
Двигатель тягой 67 Н, названный XR2P1, использует азотный
тетраоксид и этан [27]. Сделан для испытаний больших двигате-
лей. С общим временем 103 мин. этот двигатель отработал 1189
запусков. Работоспособен на таких компонентах топлива, как кис-
лород, окислы азота, пропан, этан, керосин, скипидар, и спирто-
вых горючих. Используется также для различных экспериментов,
в программе обучения и подготовки специалистов.
5.2.3. Двигатель XR-3M9 компании XCOR Aerospace
В 2005 г. фирма XCOR разработала и протестировала двига-
тель XR-3M9, тягой 223 Н на компонентах жидкий кислород +
метан [28]. Испытания включали 22 запуска, общей продолжи-
тельностью 65 с. Максимальное время работы составило 7 с. Огра-
ниченные испытания показали высокую полноту сгорания.
Двигатель XR-3M9 (рис. 5.4) ( двигатель с регенеративной сис-
темой охлаждения и специально сконструированными форсунка-
158
ми. Двигатель работает с вытеснительной системой подачи компо-
нентов, насосная система подачи компонентов сейчас в разработ-
ке.
Рис. 5.4. Двигатель XCOR/3M9
Преимущества использования метана: возможность продол-
жительного хранения на орбите, высокая плотность и потенциаль-
ная возможность использования в марсианской атмосфере, добы-
вая метан из нее. Будущее поколение двигателей ЗМ9 намеревают-
ся использовать в качестве двигателей реактивной системы управ-
ления КА.
Проектирование, изготовление и испытания этого двигателя
первоначально финансировались исключительно за счет частных
капиталовложений. Дальнейшие испытания двигателя были про-
ведены в рамках сотрудничества с военно-воздушными силами,
как часть разработки передовой регенеративной системы охлажде-
ния двигателя на компонентах жидкий кислород + метан для кос-
мической техники.
Двигатель XCOR ЗМ9 создан для реактивной системы управ-
ления аппаратом компании XCOR следующего поколения. Кон-
159
тракт с ВВС позволил проверить конструкцию и провести испыта-
ния (рис. 5.5) для подтверждения характеристик двигателя. Эта
работа позволила компании прогнозировать характеристики дви-
гателей с большей тягой на экологически чистых компонентах
топлива для надежной системы управления недорогих спутнико-
вых ступеней и коммерческих ракет-зондов.
Рис. 5.5. Двигатель XCOR/3M9 на испытаниях
Особенности двигателя:
1) работает на экологически чистых компонентах жидкий кис-
лород + метан с высоким удельным импульсом;
2) дешевая в изготовлении конструкция смесительной голов-
ки;
3) работает на самонаддувных компонентах топлива;
4) использование компонентов жидкий кислород 4- метан под-
разумевает использование этих компонентов для всей двигатель-
ной установки, что снизит вес конструкции ДУ.
Двигатель XCOR ЗМ9 показал возможность достижения высо-
ких значений удельного импульса, необходимых для пилотируе-
мых лунных миссий NASA.
160
5.2.4. Двигатель 4АЗ компании XCOR Aerospace
Двигатель XCOR тягой 1780 Н работает на компонентах жид-
кий кислород + спирт [29, 36]. Двигатель с вытеснительной систе-
мой подачи с регенеративным охлаждением. Первый запуск осу-
ществлен в 2001 г. на летательном аппарате EZ-Rocket с двумя
двигателями 4АЗ (рис. 5.6, рис. 5.7, рис. 5.8). EZ-Rocket ( первый
ЛА компании XCOR, представляющий собой самолет Long-E, ос-
нащенный ракетной двигательной установкой.
Рис. 5.6. Двигатель XCOR/4A3 на испытаниях
Было построено 4 двигателя, 558 раз проведены испытания с
общей наработкой 6434 с. EZ-Rocket провела 15 успешных поле-
тов с июля 2001 г.
Двигатель 4АЗ прошел несколько тестов перед первым поле-
том EZ-Rocket 21 июля 2001 г. Испытания двигателей №101 и
№102 привели к изменению конструкции, и уже экземпляры
№103 и №104 послужили двигателями для 20 из 27 полетов EZ-
Rocket. Два двигателя проработали 96 с из 5 мин 20 с всего поле-
161
Рис. 5.7. Два двигателя 4АЗ
на рабочем режиме в испытательном полете на аппарате EZ-Rocket
Рис. 5.8. Отработка одного двигателя 4АЗ на EZ-Rocket
162
та. В последующие полеты продолжительность работы двигателя
составила 2,5 мин на высоте 3450 м.
Удельный импульс этого двигателя выше, чем любых других
двигателей на жидком кислороде + спирте, таких как Bell Х-1
(первый самолет ВВС США с ракетным двигателем, специально
предназначенный для исследования проблем сверхзвукового поле-
та) и Redstone (семейство американских ракет, унаследовавших
конструкцию немецкой ракеты ФАУ-2, состоящее из боевых бал-
листических ракет, ракет-носителей и геофизических ракет).
5.2.5. Двигатель Р4-1 компании Rocketdyne
Двигатель Р4-1 (рис. 5.9) на компонентах жидкий кислород +
керосин, тягой 2441 Н с наддувной системой подачи компонентов
топлива [26]. Разработан компанией Rocketdyne для аппарата
фирмы Beechcraft AQM-37 Джейхок (AQM-37 Jayhawk) — сверх-
звуковая БЛА-мишень воздушного запуска, выпускаемая компа-
нией Beechcraft, имитировавшая боеголовки баллистических
Рис. 5.9. Двигатель Rocketdyne/ Р4-1
163
ракет для обучения и тренировок расчетов противоракетной оборо-
ны на флоте. Удельный импульс двигателя 232 с. Первый полет
осуществлен в 1963 г.
5.2.6. Двигатель института KAIST
(Korea Advanced Institute of Science & Technology)
В Республике Корея в KAIST (Korea Advanced Institute of Sci-
ence & Technology) исследуют двигатель тягой 200 1500 H, рабо-
тающий на керосине и пероксиде водорода (рис. 5.10, 5.11) [32].
Изготовлены образцы двигателя, проведены успешные огневые ис-
пытания.
5.2.7. Двигатель института CNU
(Chungnam National University)
В Республике Корея в CNU (Chungnam National University) за-
нимаются разработкой ЖРД МТ на топливе керосин 4- ВПВ. Дви-
гатели тягой от 200 + 1500 Н (рис. 5.12, 5.13).
164
Рис. 5.11. Элементы двигателя KAIST
Рис. 5.12. Двигатель 200Н на стенде CNU
165
Рис. 5.13. Испытания двигателя 500Н на стенде CNU
5.2.8. Двигатель 150RE
компании General Kinetics Inc.
Компания General Kinetics разрабатывает двигатель на топли-
ве пероксид водорода (90%) + керосин (рис. 5.14) [31] со следую-
щими характеристиками: тяга 660 Н, давление в камере сгорания
3 МПа, степень расширения — 15, давление подачи окислителя —
7,1 МПа, расход окислителя — 0,45 кг/с, минимальный импульс
— 13,2 Н/с, время выхода на режим — 10 с, масса двигателя без
клапанов — 0,3 кг.
5.2.9. Двигатель 300RE
компании General Kinetics Inc.
Компания General Kinetics разрабатывает двигатель на топли-
ве пероксид водорода (90%) 4- керосин (рис. 5.15) [30] со следую-
щими характеристиками: тяга — 1334 Н, давление в камере сго-
рания — 3,4 МПа, степень расширения — 15, давление подачи
окислителя — 8,5 МПа, давление подачи горючего (8,5 МПа, рас-
ход окислителя — 0,45 кг/с, расход горючего — 0,058 кг/с, соот-
ношение компонентов — 7,69, минимальный импульс — 26 Н/с,
166
время выхода на режим — 6 с, масса двигателя с клапанами —
2,12 кг, без клапанов — 1,51 кг.
Рис. 5.14. Двигатель
General Kinetics тягой 660Н
Рис. 5.15. Двигатель
General Kinetics тягой 1334Н
Большое количество разработок ракетных двигателей малых
тяг на экологически чистых компонентах ракетного топлива свиде-
тельствует об актуальности данного направления развития ЖРД МТ.
167
6. ПРИМЕНЕНИЕ
КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ
ДЛЯ КАМЕР СГОРАНИЯ ЖИДКОСТНЫХ
РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ МАЛОЙ ТЯГИ
Основной фактор, ограничивающий удельный импульс жид-
костных ракетных двигателей малой тяги — максимальная рабо-
чая температура стенки КС, определяемая свойствами материала.
Другой фактор, влияющий на характеристики ЖРД МТ, — свойства
покрытия стенки КС сопротивляться агрессивному воздействию
среды продуктов сгорания и компонентов топлива. Наиболее рас-
пространенными металлами, применяемые при изготовлении КС и
покрытий для них, являются дорогостоящие сплавы иридия и
рения. Перспективна замена данных сплавов на композиционный
материал, позволяющий увеличить рабочую температуру стенки
КС и сохраняющий свои свойства в окислительной среде. В дан-
ной главе рассмотрен вопрос применения такого типа материалов
в конкретных разработках организаций, занимающихся ракетно-
космическими технологиями.
6.1. ТРЕБОВАНИЯ
К КОМПОЗИЦИОННОМУ МАТЕРИАЛУ
ДЛЯ КАМЕР СГОРАНИЯ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ МАЛОЙ ТЯГИ
Материалы, применяемые для изготовления камеры сгорания
ЖРД МТ, должны удовлетворять специфическим условиям рабо-
ты узла и обеспечивать работоспособность конструкции в течение
ресурса работы двигателя. Камера сгорания, соединительный фла-
нец и смесительная головка подвержены воздействию рабочих
температур и работают в условиях повышенного давления, дина-
мических, термоциклических и вибрационных нагрузок, пульса-
168
ции газового потока, возникающего при сгорании топлива. Перепад
давления в камере ЖРД малой тяги может достигать 0,1—3 МПа.
Рабочая температура стенки во многом определяется используе-
мым материалом и в композиционной камере сгорания может до-
стигать 1800 К. Температурный градиент вдоль всей камеры сго-
рания может превысить 1000. При этом камера сгорания работает
в условиях агрессивной среды продуктов сгорания топлива.
Основные требования к композиционному материалу стенки
камеры сгорания:
- высокая жаропрочность и жаростойкость;
- рабочая температура 1800 К;
- сохранение работоспособности при 50-секундной работе дви-
гателя;
- сохранение работоспособности в импульсных режимах рабо-
ты;
- высокое сопротивление усталости и трещинообразованию
при низкой скорости развития трещин;
- устойчивость к газовой коррозии;
- удовлетворительные характеристики теплопроводности и
пластичности;
- хорошие технологические свойства (способность к пласти-
ческой деформации, хорошая обрабатываемость резанием);
- удовлетворительная газопроницаемость.
Важное требование к композиционному материалу КС — спо-
собность материала сопротивляться продуктам сгорания в окисли-
тельной среде. Повышение антиокислительных свойств необходи-
мо достичь путем применения поверхностной и объемной защиты
от окисления.
Конструктивно схему подачи и сжигания топлива в камере
сгорания выбирают такой, чтобы в ее цилиндрической части про-
изошло полное сгорание топлива. Стенку КС от горячих продуктов
сгорания защищает специально созданный пристеночный слой
продуктов сгорания с увеличенной долей одного из компонентов
(как правило, окислителя) и тонкая пелена этого же компонента,
стелющаяся по стенке камеры сгорания. За распределение компо-
нента вблизи стенки отвечает конструктивное исполнение смеси-
тельной головки. Максимальная температура газа вблизи стенки
достигается в районе критического сечения ввиду сужения потока
и размытия завесного слоя. Таким образом, на стенке КС от торца
смесительной головки до среза сопла фазовый состав существенно
169
меняется от жидкого состояния до газообразного. При этом растет
и температура газа непосредственно вблизи стенки, что и опреде-
ляет тепловое состояние стенки КС. КМ должен сохранять свою
работоспособность при различных меняющихся условиях.
Для жидкостных ракетных двигателей малой тяги использо-
вание углерод-керамических композиционных материалов
(УККМ) в качестве материала камеры сгорания позволит поднять
уровень рабочих температур и удельный импульс двигателя. От-
мечена необходимость использования антиокислительных покры-
тий для защиты стенки КС от продуктов сгорания топлива.
Среди потенциальных производителей композитной КС —
ВИАМ, ОАО “Композит”, НПО “Искра” и ФГУП «ММПП “Салют”».
Достигнутые результаты отечественных производителей не уступают
зарубежным компаниям, например Snecma Propulsion Solide.
Рассмотрим имеющиеся примеры применения композицион-
ных материалов при изготовлении камер сгорания ЖРД МТ.
6.2. РАЗРАБОТКИ КОМПАНИИ Ultramet
Компания Ultramet [33] разрабатывает и производит тугоплав-
кие металлы, металлы платиновой группы и керамику для требо-
вательных приложений в аэрокосмической, оборонной, медико-
биологической и энергетической отраслях. Ultramet расположена
в Калифорнии, США, разрабатывает передовые материалы, рабо-
тающие в экстремальных условиях, для государственных и ком-
мерческих рынков. Компания специализируется па химическом
осаждении паров тугоплавких металлов, металлов платиновой
группы и керамики в виде покрытий, свободных форм, компози-
ционных и пористых материалов.
Камеры сгорания из материалов компании Ultramet обеспечи-
вают продолжительный срок эксплуатации изделия при высоких
температурах. Компания самостоятельно проводит ресурсные ис-
пытания для жидкостных и твердотопливных ракетных двигате-
лей.
Компания предлагает следующие способы охлаждения камер
сгорания жидкостных ракетных двигателей:
1) радиационный;
2) регенеративный;
3) транспирационный;
4) специальные.
1^0
6. 2.1. Иридий-рениевая — углерод-углеродная
камера сгорания
Чтобы избежать перетяжеления камеры сгорания, связанного
с большим количеством иридия и рения, Ultramet применяет тех-
нологию, при которой большая часть рения заменяется конструк-
цией углерод — углерод с низкой плотностью. В результате полу-
чается легкий, высокопроизводительный двигатель, который
может работать при высокой температуре и под высоким давлени-
ем. Иридий-рениевая — углерод-углеродная камера сгорания
(рис. 6.1) была успешно испытана на компонентах кислород + во-
дород и АТ + ММГ.
Рис. 6.1. Иридий-рениевая — углерод-углеродная камера сгорания
с фланцем форсунок из ниобия
6. 2.2. Оксид иридия-рениевая — углерод-углеродная
камера сгорания
Оксид иридия-рениевая — углерод-углеродная камера сгора-
ния (рис. 6.2) обладает пониженной массой без ущерба для проч-
ности конструкции. Камера изначально была разработана для ис-
171
пользования в качестве двигателя возвращаемой части КА миссии
полета на Марс. Массовые характеристики таковы, что по мере
увеличения размера камеры выигрыш в массе увеличивается.
Рис. 6.2.
Оксид иридия-рениевая —
углерод-углеродная камера сгорания
с фланцем форсунок из ниобия
ilk
6. 2.3. Камера сгорания из композитного
матричного материала
Камера сгорания из керамического матричного материала
обеспечивает высокую стойкость к температуре в окислительной
среде по сравнению с металлами и повышенную прочность по
сравнению с монолитной камерой сгорания из керамики. Ultramet
предлагает прочный, огнеупорный материал, который выдержива-
ет высокие силовые и тепловые нагрузки. Материал получен через
быстрый процесс инфильтрации расплава, данный материал на-
именее дорогостоящий, чем композиты, сделанные по технологии
проникновения химических паров. Высокая прочность и низкая
плотность углерод-углеродной композиции, а также стойкость к
окислению керамического матричного материала обеспечиваются
диффузионной связью первичных структур.
Процесс изготовлении камеры состоит из трех стадий произ-
водства: изготовление оснастки, создание формы КМ, химический
процесс инфильтрации (рис. 6.3).
Преимущества данной технологии:
1) значительно уменьшено время обработки по сравнению с
инфильтрацией химических паров, которая может занять несколь-
ко недель в зависимости от геометрии деталей, проникновение
расплава занимает несколько часов;
172
2) высокая плотность (более чем 98% от теоретической плот-
ности);
3) минимальные микротрещины матрицы;
4) применимость для толстых участков и сложной геометрии;
5) недорогое сырье;
6) снижение затрат по сравнению с инфильтрацией химичес-
ких паров в случае изготовления больших масштабных компонен-
тов;
7) управляемые композиции матрицы, такие как SiC, ZrC,
HFC, TiC, TaC и NbC; и смешанные карбиды, такие как Zr-Si-C,
Hf-Si-C и Ti-Si-C.
Рис. 6.3. Три стадии производства камеры сгорания из керамического
матричного материала: слева — графитовая оснастка камеры сгорания,
по центру — плетеная форма, справа — камера сгорания после процесса
инфильтрации расплава
6.3. РАЗРАБОТКИ КАЛИФОРНИЙСКОГО УНИВЕРСИТЕТА
СОВМЕСТНО С КОМПАНИЕЙ Hyper-Therm НТС Inc.
Среди различных подходов, используемых для охлаждения
стенок камеры сгорания, абляционное охлаждение — простое и
надежное решение. В этом случае, чтобы не допустить прогара в
критическом сечении сопла, применяются вставки в этой части
камеры сгорания. Предлагается альтернатива в виде передовой
173
технологии керамической композитной камеры сгорания, благода-
ря чему достигаются более высокие температуры стенки, чем при
абляционном способе охлаждения, когда значительно уменьшен
уровень эрозии материала.
Калифорнийский университет совместно с компанией Hyper-
Therm НТС Inc. разработал ЖРД тягой 2200 Н на компонентах
жидкий кислород + этанол [74]. C/SiC (углерод — карбид углерод)
композитная керамическая матрица используется в качестве
вкладыша в камере и в критическом сечении для сохранения
внутренних размеров камеры сгорания (рис. 6.4, 6.5). Остальная
часть сопла изготовлена из типичного абляционного материала.
Конструкция двигателя приведена на рис. 6.6. Завесное охлажде-
ние используется для поддержания стенки из C/SiC ниже 2073 К.
Алюминиевый инжектор (рис. 6.7) имеет 24 форсунки с тремя
скрещивающимися каналами (2 окислителя, 1 горючее) и 24 от-
верстия пленочного охлаждения.
Рис. 6.4. Углеродная камера сгорания
Успешные статические огневые испытания двигателя (рис. 6.8)
были проведены в ноябре 2008 г. Они продемонстрировали общую
продолжительность работы 33 с без серьезного размывания вкла-
дыша, в то время как значительная абляция была замечена на
174
Рис. 6.5. Керамокомпозитная вставка
Алюминиевая верхняя
пластина
Алюминиевая пластина форсунок
Алюминиевый фланец
Керамокомгюзт i1ая всiавка
Углеродная камера
Сили т-ци । о -фе вольна я
абляционная и стекло-
фенольная намотка
Рис. 6.6. Конструкция двигателя
Стенка камеры
сгорания
Завесное охлаждение
Форсунки жидкого
кислорода
Форсунки горючего
Рис. 6.7. Конструкция смесительной головки
вкладыше абляционного перехода в сопло. Тест показал жизнеспо-
собность концепции увеличения ресурса камеры сгорания за счет спе-
циальной керамической абляционной вкладки. Характеристики
двигателя, полученные в ходе испытаний, приведены в табл. 6.1.
Таблица 6.1
Характеристики двигателя
Тяга, Н 2200 I
Давление в камере сгорания, МПа 2,1
Соотношение компонентов 1,288
Полнота сгорания 0,95
Удельный импульс в атмосферных условиях, м/с 1962
Удельный импульс в вакууме, м/с 2492
Приведенная длина, м 0,7
Масса камеры, г 100
176
Рис. 6.8. Испытание двигателя Калифорнийского университета
на огневом стенде
177
Дальнейшие исследования сосредоточены на переходе к топ-
ливу жидкий кислород 4- метан и сокращении толщины необходи-
мого абляционного слоя и пленочного охлаждения. Предложенная
методика имеет большой потенциал для повышения эффективнос-
ти системы абляционного охлаждения, например в двигателе воз-
вращения с поверхности Луны, разрабатываемого для NASA.
6.4. РАЗРАБОТКИ
КОМПАНИИ GERMAN AEROSPACE CENTER (DLR)
DLR несколько лет развивает реализацию собственной концеп-
ции камеры сгорания [65], основанной на эффузионном охлажде-
нии, использовании композиционных материалов высокой произ-
водительности и пористого керамического матричного композита.
Камера сгорания состоит из внешней углеродной полимерной
композиционной части и внутренней углеродной пористой части.
Во внутренней части сделаны проточки, тем самым создается по-
лость для прохождения специально подающихся охладителей со
стороны смесительной головки и со стороны критического сече-
ния. Охладитель проходит через пористый материал внутренней
части камеры сгорания, тем самым защищая ее стенку от горячих
продуктов сгорания. Структура стенки КС представлена на рис. 6.9,
поперечное сечение КС — на рис. 6.10, общая схема охлаждения
КС — на рис. 6.11, а вид стенки КС — на рис. 6.12.
Продукты сгорания
Завеса
Пористая стенка
Охчадитель
Внешняя стенка
Рис. 6.9. Структура стенки КС
Данная конструкция обладает меньшим весом, повышенной
надежностью, невысокой стоимостью, более высоким ресурсом
уже без влияния на него тепловой циклической нагрузки.
Испытания проводились на базе DLR Lampoldshausen на объ-
екте М3 при типичных давлениях сгорания уровня около 1 МПа
178
Рис. 6.10. Поперечное сечение КС
Углеродная
179
Рис. 6.12. Вид цилиндрической части КС
(рис. 6.13). Испытания и измерения включают предварительное
определение характеристик при холодных испытаниях пористого
материала, огневые испытания, оптическое измерение температу-
ры и демонстрацию технологии производства полностью неметал-
лической камеры сгорания с интегрированной системой охлажде-
ния.
Рис. 6.13. Испытание двигателя на стенде
180
6.5. РАЗРАБОТКИ ИНСТИТУТА ISTA СОВМЕСТНО
С КОМПАНИЕЙ JAXA
Компания JAXA совместно с институтом ISTA (Institute of
Space Technology and Aeronautics) разрабатывает “TyrannoTM Lox-M”
Si-Ti-C-O/SiC композиционный материал более чем десять лет. В
своем исследовании ISTA рассматривает вопрос применимости
SiC/SiC композитного материала к камере сгорания для двигателя
реактивной системы управления [73]. Применение данного вида
материала обладает потенциалом для снижения веса конструкции,
повышения рабочих температур стенки камеры сгорания и тем
самым увеличения эффективности двигателя. Были произведены
три вида композитных камер сгорания с одинаковой внутренней
геометрией проточной части (рис. 6.14). Камеры сгорания (рис. 6.15)
отличались по толщине стенки (5,5 мм, 3 мм, 3 мм соответствен-
но), типом шитья. Количество циклов полимерной пропитки и пи-
ролиза было одинаковым — 8. Третья камера прошла дополни-
тельный цикл насыщения. Проведены испытания на газопроница-
емость с помощью специального приспособления, представленного
на рис. 6.16. В испытаниях, результаты которых приведены на
181
Рис. 6.15. Три варианта КС двигателя
182
Рис. 6.16. Устройство для проверки газопроницаемости КС
рис. 6.17, третья камера показала нулевое падение давления в те-
чение 69 с. Первая камера прогорела на третьей секунде первого
запуска (рис. 6.18). Вторая камера прошла 6 огневых испытаний
Рис. 6.17. Результаты испытаний на газопроницаемость трех камер
183
продолжительностью 0,5, 1, 3, 5, 7, 10 с, на последнем запуске об-
наружилась негерметичность стенки камеры сгорания. Третья ка-
мера сгорания прошла 7 запусков, последний продолжительнос-
тью 30 секунд без каких-либо повреждений (рис. 6.19).
Рис. 6.18. Разрушение камеры № 1
Рис. 6.19. Испытание камеры № 3, 30 с
184
Огневые испытания камер сгорания проводились с использо-
ванием экспериментальных 1,2 кН двигателей на компонентах АТ
4- ММГ. Давление в камере составляло 1 МПа. Стационарная внут-
ренняя температура стенки достигала свыше 1770 К в экспери-
менте с третьей камерой продолжительностью 30 с. Результатом
испытаний стало подтверждение базовой технологии применения
SiC/SiC композитного материала для камер сгорания ЖРД МТ.
6.6. РАЗРАБОТКИ КОМПАНИИ EADS
Начиная с 1974 г. апогейные двигатели, произведенные в
Lampoldshausen Centre, имеют 100%-ную успешную работу для
многочисленных КА и исследовательских зондов глубокого космо-
са. Для выполнения будущих запро-
сов клиентов Lampoldshausen разраба-
тывает двигатель с высокими удель-
ными характеристиками без исполь-
зования производимых в США компо-
нентов, называемый European Apogee
Motor [25].
Базируясь на проверенных техно-
логиях керамических композицион-
ных материалов, EADS разработала дви-
гатель EAM (European Apogee Motor),
где камера сгорания и сопло сделаны
цельно (рис. 6.20), а сам двигатель об-
лает легким весом и высокими харак-
теристиками. ЕАМ был спроектирован
в стремлении получить лучший удель-
ный импульс в классе среди всех миро-
вых двигателей, который составляет
более 3188 м/с. ЕАМ был спроектиро-
ван с European Space Agency ( ESA при
поддержке German National Space
Agency.
После квалификационных поле-
Рис. 6.20. Двигатель ЕАМ
с композитной КС
тов в составе первого спутника
AlphaSat на платформе AlphaBus
ЕАМ рассматривается как основной двигатель для этой платфор-
мы.
185
EADS Lampoldshausen предлагает объединенную двигатель-
ную установку (Unified Propulsion System) для платформы Al-
phaBus с двигателем ЕАМ тягой 500 Н и 16-ю двигателями тягой
10 Н реактивной системы управления.
Две основные технологии позволяют иметь высокие характе-
ристики ЕАМ:
- разработка оптимизированной микрораспыляющей смеси-
тельной головки для достижения требуемых высоких ха-
рактеристик по всей ширине пределов рабочих параметров;
- разработка прогрессивной камеры сгорания, которая выдер-
живает высокие температуры, вибрации и ударные волны.
Процесс намотки волокна C/SiC и присоединения камеры с
металлической смесительной головкой был апробирован на моде-
лях и применен на двигателе:
- совместимость материалов и места крепления была под-
тверждена испытаниями на прочность;
- исследованы и применены различные методы неразрушаю-
щего контроля, включая ультразвуковой, термографичес-
кий и томографический.
Особенности микрораспыляющей смесительной головки дви-
гателя:
- проверенная технология, используемая на двигателе тягой
200 Н;
- максимальная эффективность горения обеспечивает высо-
кий удельный импульс, сниженный расход компонентов
или более длительное время миссии;
- оптимальное соотношение компонентов ведет к общему раз-
меру баков О и Г;
- сохранение высоких характеристик по всей ширине преде-
лов рабочих параметров.
Особенности камеры сгорания двигателя (рис. 6.21):
- проверенная технология керамических камер начиная с
1990 г., включая опыт создания сопел для двигателей Ari-
ane 5, Aestus и 400 Н;
- совместное исполнение камеры сгорания и сопла из C/SiC
требует единственного переходника для смесительной го-
ловки;
- совершенные свойства керамического материала: высокое
сопротивление температуре, продуктам сгорания компонен-
тов, ударам и вибрации;
186
- легкая конструкция сохраняет массу, обеспечивает жесткий
и прочный корпус камеры.
Рис. 6.21. КС двигателя ЕАМ
Общий вид конструкции ЕАМ представлен на рис. 6.22, а его
планируемые характеристики — в табл. 6.2.
ЕАМ разработан для больших геостационарных спутников,
таких как: AlphaBus, Alcatel’s SpaceBus и семейства EADS-Astrium’s
EuroStar. Apogee Motor может быть предоставлен и для других
миссий: коммерческие и военные спутники; межорбитальные
транспортные аппараты; аппараты многоразового выведения; воз-
вращаемые спускаемые аппараты; лунные и марсг^нские миссии;
миссии в глубоком космосе.
187
Защитный кожух
Камера сгорания
Рис. 6.22. Конструкция двигателя БАМ
Таблица 6.2
Характеристики двигателя ЕАМ
Параметры о 1 Значения
Компоненты ММГ / AT, MON-1, M0N-3
Номинальная тяга в вакууме, Н 500 +/- 2
Удельный импульс в вакууме, м/с
Соотношение компонентов 1.65
Диапазон входных давлений, МПа 1.1 до 1.8
Давление в КС, МПа 1.0
Максимальное время работы, ч 10.5
Термические циклы 55
Напряжение на клапанах 50 VDC
Длина, мм 803
Диаметр сопла, мм 382
Масса, кг 5
Ресурс, лет 15
6.7. РАЗРАБОТКИ NASA GLENN RESEARCH CENTER
Совместными усилиями NASA Glenn Research Center, NASA
Marshall Space Flight Center, Material Research and Design, Inc.,
Boeing Rocketdyne, GE Powers Systems Composites разработан и ус-
пешно испытан в Glenn’s Rocket Combustion Lab неохлаждаемый
керамический композитный материал (ККМ) — карбид кремния
(C/SiC), армированный углеродным волокном [34]. ККМ предлага-
ет возможность для существенной экономии веса по сравнению с
традиционными металлическими деталями. Дополнительная эко-
номия в весе может быть достигнута за счет отсутствия комплекса
конструкций, связанных с системой охлаждения.
189
Было рассмотрено несколько конструкций камер сгорания.
Для огневых испытаний был выбран вариант с двойной стенкой по
причине условия сохранения газовой проницаемости. Эта кон-
струкция состоит из двух C/SiC цилиндров (рис. 6.23), созданных
по технологии инфильтрация расплава, присоединенных к метал-
лической смесительной головке и соплу двигателя. Плетеные ар-
хитектуры внутреннего и внешнего цилиндров были настроены на
обеспечение радиальной и осевой нагрузок соответственно. Ци-
линдры были созданы GE Powers Systems Composites, ранее из-
вестном как Honeywell Advanced Composites, Inc.
Рис. 6.23. Неохлаждаемая конструкция камеры сгорания
Камера сгорания прошла огневые испытания в лаборатории
горения Гленна (Glenn’s rocket combustion laboratory) (рис. 6.24).
190
Цель этого теста — оценка эффективности композиционной каме-
ры сгорания в конструкции двигателя. Особый интерес вызвали
анализ проницаемости газа через стенки камеры сгорания и
структурной целостности камеры в условиях повышенных темпе-
ратур. Тестирование проводилось в газообразных компонентах
кислород + водород в условиях окружающей среды. Испытания
проводились с отношением компонентов — 1,5 в количестве 14 за-
пусков с давлением в камере сгорания от 0,7 до 7 МПа. Стацио-
нарная внутренняя температура стенки внутреннего цилиндра
была выше 1700 К, средняя температура внешней стенки внешне-
го цилиндра составила 810 К в процессе успешного 10-секундного
пуска.
Рис. 6.24. Камера сгорания в условиях огневых испытаний
Испытания показали, что камера сгорания сохраняет горячие
продукты горения внутри конструкции. Тесты продемонстрирова-
ли структурную целостность конструкции в условиях испытания
ракетного двигателя.
191
6.8. РАЗРАБОТКИ
МОСКОВСКОГО АВИАЦИОННОГО ИНСТИТУТА (НИУ)
СОВМЕСТНО С ОАО “КОМПОЗИТ”
Кафедра “Ракетные двигатели” Московского авиационного ин-
ститута давно работает по созданию экспериментальных ЖРД МТ
с камерой сгорания из композиционного материала. В основе кон-
струкции смесительной головки двигателей ЖРД МТ МАИ-202
лежит использование раздельных сваренных между собой распре-
делительных пластин компонентов и организация низкоперепад-
ного завесного слоя с возможностью регулирования его относи-
тельного расхода.
В качестве основных ЖРД МТ, для которых разрабатывается
КС из КМ, являются двигатели: МАИ-202-200 тягой 200 Н на ком-
понентах AT -I- НДМГ (восстановительная завеса), МАИ-202-500-
ВПВК тягой 500 Н на компонентах ВПВ (96%) + керосин (окисли-
тельная завеса), МАИ-202-200-ОК тягой 200 Н на компонентах га-
зообразный кислород + керосин (окислительная завеса). Степень
расширения сопел по площади для всех двигателей — 70, давле-
ние в КС 0,9 — 1,2 МПа.
Для сокращения затрат на производство двигателей камеры сго-
рания были сделаны из жаропрочного сплава ЭП-202 и ХН60ВТ со
стойким к окислительной среде защитным покрытием на основе
оксида хрома. Максимальная температура стенки КС при испыта-
ниях не превышала 1200 К.
В результате сотрудничества с ОАО “Композит” и на основе
имеющихся у разработчиков на тот момент технологий по изготовле-
нию подобных изделий [61, 51] удалось разработать программу по
созданию экспериментальных камер сгорания из керамоматрично-
го композиционного материала для указанных выше двигателей.
В табл. 6.3 приведены характеристики разработанного мате-
риала УККМ C-SiC для КС ЖРД в сравнении с традиционным ма-
териалом — ниобиевым сплавом 5ВМЦ и аналогичным материа-
лом C-SiC, применяющимся в зарубежных ЖРД МТ.
ОАО “Композит” имеет ряд рецептур и возможности по нане-
сению оксидных покрытий методом нанотехнологий на поверх-
ность УККМ для повышения излучающей способности наружной
стенки камеры и отражающей способности внутренней стенки.
Эти мероприятия направлены на повышение температур присте-
192
ночного слоя продуктов сгорания без повышения температуры
стенки КС.
Таблица 6.3
Сравнение характеристик разрабатываемого материала
для КС ЖРД МТ с характеристиками традиционного материала
и зарубежного аналога
Значение показателей
Наименование показателей Объект разработки Отечественные объекты аналогич- ного назначения Зарубежные объ- екты аналогично- го назначения |
КС из УККМ C-SiC Серийные КС из тугоплавкого спла- ва 5ВМЦ с покры- тием дисилицида молибдена, РФ Novoltex C-SiC- КМ (SNECMA, Франция)
Температура работоспособное - 1 ти, К 1870 1730 1870
Плотность / 2 материала, г/см 1,75 -8,7 2,1
Снижение массы КС, % 300—400 — 300
Технология получения керамокомпозитных камер — экологи-
чески чистая, не требует больших затрат на оснастку и дорогосто-
ящего производственного оборудования, в отличие от зарубежных
аналогов. Способ формирования матрицы не вносит повреждений
в армирующие компоненты. Реагент метилсилан ранее не приме-
нялся для получения конструкционных материалов и защитных
покрытий.
Существующая технология формирования матрицы обеспечи-
вает возможность соединения с металлическими законцовками —
фланцами за счет формирования металло-композитного перехода,
позволяющего обеспечить прочное герметичное крепление керамо-
композитной камеры к металлическим частям двигателя — фор-
суночной головке и сопловому насадку.
193
При проектировании (рис. 6.25) новых камер сгорания выпол-
нялись следующие условия:
- сохранение внутреннего геометрического профиля КС и сопла;
- применение имеющихся готовых смесительных головок со-
ответствующих двигателей;
- сохранение разборной конструкции двигателя в составе ос-
новных частей (головки, КС, соплового насадка) для отра-
ботки отдельных узлов с возможностью создания неразбор-
ной конструкции;
- возможность установки штуцера для замера давления в КС
при отработке рабочего процесса.
Камера
сгорания
из УККМ
Смесительная
головка
Разъемное
соединение
камеры с
головкой
11ереходное
кольцо на
сотовой
насадок
Рис. 6.25. Модель ЖРД МТ МАИ-202К-200-ОК с композиционной КС
Изготовленные образцы камер сгорания (КС) (рис. 6.26, 6.27) про-
шли следующие технологические операции:
- формирование каркаса углепластиковых заготовок;
- предварительная механическая обработка;
- карбонизация и высокотемпературная обработка (ВТО);
- формирование окислительностойкой карбидокремниевой
матрицы путем газофазного насыщения с использованием
метилсилана в качестве исходного реагента [61];
- формирование композиционного газоизолирующего покрытия.
В результате работ были выявлены и решены следующие про-
блемы:
- усовершенствована технология выкладки выкроек для со-
здания сложного профиля КС с маленькими диаметральны-
ми размерами в области критического сечения;
194
- разработаны разъемные соединения камеры со смеситель-
ной головкой и соплом из жаропрочной стали.
Рис. 6.26. Заготовки камер сгорания
Головка ДМТ,
обеспечивающая
пленочную завесу
Сопловой насадок
из жаропрочной стали
ХН60ВТ
Камера сгорания
и критическая часть сопла
из УККМ
Рис. 6.27. Макет двигателя МАИ-202-200-ОК разработки МАИ
в сборе с керамокомпозитной камерой
195
Помимо снижения массы конструкции и повышения удельно-
го импульса за счет повышения температуры продуктов сгорания
применение композиционных материалов с антиокислительным
покрытием позволит перейти на окислительную завесу с малым
расходом, что положительно скажется на эффективности двигате-
ля.
Ввиду бурного развития композиционных материалов компа-
нии предлагают множество решений, применимых для камеры
сгорания ЖРД МТ. Для жидкостных ракетных двигателей малой
тяги использование УККМ в качестве материала стенки камеры
сгорания позволит существенно поднять уровень рабочих темпера-
тур и удельный импульс двигателя. Анализ источников показыва-
ет, что уже создан ряд образцов ЖРД МТ с композитными каме-
рами сгорания.
Разработки ведутся во всех центрах ракетного двигателестрое-
ния. Отмечен прогресс в использовании перспективных компози-
ционных материалов в условиях повышенных температур ПС. Со-
здан ряд образцов двигателей, некоторые из них прошли успеш-
ные огневые испытания. В перспективе композиционные материа-
лы заменят дорогостоящие жаропрочные ниобиевые и рениевые
сплавы, что существенно повысит эффективность пребывания КА
в космосе.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Исполнительные органы управления космическим аппаратом
— двигатели малой тяги — отвечают за пространственную ориен-
тацию КА при выполнении различного рода задач. Вопросы по-
вышения энергомассовых характеристик ЖРД МТ, перехода дви-
гателей на экологически чистые компоненты ракетного топлива —
ключевые для развития данной области ракетного двигателестрое-
ния.
Анализ эффективности применения компонентов РКТ показы-
вает перспективность использования топливных пар с экологичес-
ки чистым горючим на окислителях кислород и пероксид водоро-
да. Данные пары компонентов топлива обладают уровнем удельно-
го импульса не ниже 2900 м/с, продукты горения не оказывают
разрушающего воздействия на конструкцию ЖРД и позволяют
обеспечить многоразовое использование ДУ. Примеры экспери-
ментальных ЖРД МТ показывают интерес к использованию ЭЧКТ
для ЖРД МТ.
В данной монографии рассмотрена общая картина рабочего
процесса в камере сгорания ЖРД МТ, этапы разработки двигателя
и способы расчетов его основных параметров. Отдельно выделена
задача прогнозирования теплового состояния ЖРД МТ с примене-
нием специализированных программ и программ коммерческого
использования для численного моделирования общих задач гидро-
газодинамики и тепломассообмена.
Для несамовоспламеняющихся экологически чистых компо-
нентов топлива ЖРД МТ показаны способы воспламенения КРТ.
Наиболее распространенные способы зажигания — электроискро-
вой (при окислителе — кислород) и каталитический (при окисли-
теле — пероксид водорода). Поиск катализаторов, растворенных в
керосине для реакции с кислородом и пероксидом водорода, по-
зволит обеспечить самовоспламеняемость ЭЧКТ.
197
Особое внимание уделено организации и проведению огневых
испытаний ЖРД малой тяги. Повысить качество эксперименталь-
ной отработки ЖРД МТ обеспечит применение современных
средств измерения технических характеристик двигателей и ис-
пользование компьютерной техники при проведении испытаний и
обработки их результатов.
Показана перспектива применения современных композици-
онных материалов с высокими жаропрочными свойствами и стой-
кими в окислительной среде, которые обеспечивают увеличение
удельного импульса и снижение массы двигателя.
Авторы монографии попытались обобщить собранную инфор-
мацию и практический опыт, касающийся разработки экспери-
ментальных жидкостных ракетных двигателей малой тяги, накоп-
ленные на кафедре “Ракетные двигатели” факультета “Двигатели
летательных аппаратов” Московского авиационного института
(национального исследовательского университета).
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
1. Андреев Е.Б., Куцевич НА., Синенко О.В. SCADA-системы:
взгляд изнутри. — М.: РТСофт, 2004.
2. Афанасьев ИА. “Чистая” перекись // Новости космонавти-
ки. 2004. № 12.
3. Козлов АА., Новиков В.Н., Соловьев Е.В. Системы питания
и управления ЖРДУ. — М.: Машиностроение, 1988.
4. Козлов АА., Абашев В.М. Расчет и проектирование ЖРД
МТ: Учебн. пос. — М.: Изд-во МАИ, 2004.
5. Козлов АА. Выбор топлива, схемы и основных параметров
ЖРДУ на ранних этапах проектирования: Учебн. пос. — М.:
Изд-во МАИ, 1997.
6. Козлов АА., Бобков Р.М., Шарапов В.В., Кесаев Х.В. и др.
Создание высокоэффективной экологически чистой комбиниро-
ванной ЖРДУ многократного включения для транспортировки
грузов на стационарную орбиту Земли и удаления радиоактивных
отходов в дальний космос. Технические отчеты по теме 202-91 К1
за 1991 и 1992 гг.
7. Авдуевский В.С., Галицейский Б.М., Кошкин В.К. и др. Ос-
новы теплопередачи в авиационной и ракетной технике. — М.:
Машиностроение, 1992.
8. Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. Теория ракетных
двигателей. — М.: Машиностроение, 1989.
9. Безменова Н.В. Численное моделирование сопряженного
теплообмена в ЖРД малых тяг в целях повышения их эффектив-
ности. Дисс. на соиск. учен, степени канд. техн. наук. — Самара:
СГАУ, 2001.
10. Белов Г.В. Термодинамическое моделирование: методы,
алгоритмы, программы. — М.: Научный мир, 2002.
11. Беляев Н.М., Рядно АА. Методы нестационарной тепло-
проводности. — М.: Высшая школа, 1978.
199
12. Березанская Е.Л., Курпатенков В.Д., Надеждина Ю.Д.
Расчет конвективных тепловых потоков в сопле Лаваля. — М.:
МАИ, 1976.
13. Богачев К.Ю. Операционные системы реального времени.
— М.: Издательство МГУ, 2002.
14. Богачева Д.Ю., Боровик И.Н. Автоматическая обработка и
анализ результатов огневого испытания жидкостного ракетного
двигателя малой тяги. Программное средство. Св. № 2012614661.
Зарегистрировано 24.05.12.
15. Волчков Э.П. Пристеновные газовые завесы. — Новоси-
бирск: Наука, 1983.
16. Воробьев А.Г. Математическая модель теплового состояния
ЖРД МТ // Вестник МАИ. Т.14. № 4. 2007.
17. Воробьев А.Г., Боровик И.Н., Хохлов А.Н., Лизуневич М.М.,
Сокол СА., Гуркин Н.К., Казенное И.С. Модернизация испыта-
тельного огневого стенда для исследования рабочих процессов в
жидкостных ракетных двигателях малых тяг на экологически
чистых компонентах топлива // Вестник МАИ. Т. 17. №1. 2009.
18. Горностаев В.И. Термодинамический расчет двигателя. —
Красноярск: САА, 1994.
19. ГОСТ 17655-89. Двигатели ракетные жидкостные. Терми-
ны и определения.
20. ГОСТ 22396-77. Двигатели ракетные жидкостные малой
тяги. Термины и определения.
21. Дзюбенко Б.В., Ашмантас Л.В., Мякочкин А.С. Термодина-
мика. — Вильнюс, 2006.
22. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Ос-
новы проектирования. — М.: Машиностроение, 1968.
23. Зрелое В.Н., Серегин Е.П. Жидкие ракетные топлива. —
М.: Химия, 1975.
24. Иевлев В.М. Турбулентное движение высокотемператур-
ных сплошных сред. — М.: Наука, 1975.
25. Интернет-источник — 500 N Bipropellant European Apogee
Motor (EAM). URL:http://cs.astrium.eads.net/sp/spacecraft-propul-
sion/apogee-inotors/500n-apogee-motor.html (дата обращения:
21.07.2011)
26. Интернет-источник — Astronautix.com — Comprehensive
resource providing articles on most space technology subjects and
space flight history. URL: http://www.astronautix.com/engines/
p41oster.htm (дата обращения: 21.07.2011)
200
27. Интернет-источник — Astronautix.com — Comprehensive
resource providing articles on most space technology subjects and
space flight history. URL: http://www.astronautix.com/engines/
xr2pl.htm (дата обращения: 21.07.2011)
28. Интернет-источник — Astronautix.com — Comprehensive
resource providing articles on most space technology subjects and
space flight history. URL: http://www.astronautix.com/engines/
xr3m9.htm (дата обращения: 21.07.2011)
29. Интернет-источник — Astronautix.com — Comprehensive
resource providing articles on most space technology subjects and
space flight history. URL: http://www.astronautix.com/engines/
xr4a3.htm (дата обращения: 21.07.2011)
30. Интернет-источник — General Kinetics Inc. URL:
http://www.gkHc.com/home//300-lbfv-90_percent_H202_Kerose_Bi-
Prop_Thruster.pdf (дата обращения: 21.07.2011)
31. Интернет-источник — General Kinetics Inc. URL:
http://www.gkllc.com/home/150-lbfv90_percent_H202_Monoprop
_Thruster.pdf (дата обращения: 21.07.2011)
32. Интернет-источник — KAIST. URL: http://rocket.kaist.
ac.kr/html/03reseach_01engine_01.php (дата обращения:
21.07.2011)
33. Интернет-источник — ULTRAMET - Advanced Materials So-
lutions. URL: http://www.ultramet.com (дата обращения: 21.07.2011)
34. Интернет-источник — Uncooled C/SiC Composite Chamber
Tested Successfully. URL:http://www.grc.nasa.gov/WWW/
RT/RT2002/5000/51301ang.html. Uncooled C/SiC Composite Cham-
ber Tested Successfully in Rocket Combustion Lab (дата обращения:
21.07.2011)
35. Интернет-источник — XCOR Aerospace Rocket Engines -
4K14 LOX_kerosene_engine. URL: http://www.xcor.com/prod-
ucts/engines/4K14_LOX-kerosene_rocket_engine.html (дата обра-
щения: 21.07.2011)
36. Интернет-источник — XCOR Aerospace Rocket Engines -
XR4A3 EZ Rocket. URL: http://www.xcor.com/products/engines/
4A3_LOX_alcohol_rocket_engine.html (дата обращения: 21.07.2011)
37. Интернет-источник — ГКНПЦ имени М.В.Хруничева |
“КВТК”. URL:http://www.khrunichev.ru/main.php?id=52 (дата об-
ращения: 21.07.2011)
201
38. Интернет-источник — Двухкомпонентный ракетный дви-
гатель малой тяги РДМТ2600. URL:http://www.niimashspace.ru/
produce/rkt/26-exp-engines/71-rdmt2600.html (дата обращения:
21.07.2011)
39. Интернет-источник — http://www.yuzhnoye.com/7id
==44&path=Aerospace% 20Technology/Rocket% 20Propulsion/Gas% 20 Jet
% 20Propulsion% 20Systems/Gas% 20Jet% 20Propulsion% 20Systems
40. Интернет-источник — http://www.niimashspace.ru/index.php/
produce/rkt/33-rdmt/17-md5
41. Интернет-источник — http://cs.astrium.eads.net/sp/space-
craft-propulsion/hydrazine-thrusters/ln-thruster.html
42. Интернет-источник — http://cs.astrium.eads.net/sp/space-
craft-propulsion/hydrazine-thrusters/20n-thruster.html
43. Интернет-источник — http://kbhmisaeva.ru/main.php?id=33
44. Калиниченко В.И., Кощий А.Ф., Ропавка А.И. Численные
решения задач теплопроводности. — Харьков: Вища шк., 1987.
45. Козлов АЛ., Абашев В.М. Расчет и проектирование жид-
костного ракетного двигателя малой тяги. — М.: Изд-во МАИ, 2003.
46. Кочетков Ю.М., Савельев Г.Я., Аверкина В.Н. Методика
определения энергетических характеристик ЖРД МТ // Ракетно-
космическая техника. Вып. 3 (136). НИИ тепловых процессов,
1992.
47. Кошкин В.К. и др. Нестационарный теплообмен. — М.:
Машиностроение, 1973.
48. Кудрявцев В.М., Васильев А.П., Кузнецов В А. и др. Основы
теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. — М.: Выс-
шая школа, 1983.
49. Кулаков М.В., Макаров Б.И. Измерение температуры по-
верхности твердых тел. — М.: Энергия, 1979.
50. Кутателадзе С.С. Основы теории теплообмена. — М.: Ато-
миздат, 1962.
51. Лахин А.В. Процессы получения композиционных матери-
алов и покрытий на основе карбида кремния химическим газофаз-
ным осаждением из метилсилана при относительно низких темпе-
ратурах и давлениях: Дис. канд. наук. — М., 2006.
52. Луканин В.Н., Шатров М.Г. и др. Теплотехника. — М.:
Высшая школа, 2006.
53. Мошкин Е.К. Нестационарные режимы работы ЖРД. —
М.: Машиностроение, 1970.
202
54. Неретин Е.С., Кирпичев К.Ю., Чубаров О.Ю. Система ис-
пытания приводов качания жидкостных ракетных двигателей РД-
170, РД-171, РД-180, РД-191 // XXXV Гагаринские чтения. Науч-
ные труды Международной молодежной научной конференции.
Т. 2. — М.: МАТИ, 2009. С. 225—226.
55. Неретин Е.С., Чубаров О.Ю. Информационно-измеритель-
ная и управляющая система огневых испытаний жидкостных ра-
кетных двигателей малой тяги // Электронный журнал “Труды
МАИ”. 2010. Вып. № 41.
56. Неретин Е.С., Чубаров О.Ю. Экспериментальная учебная
лаборатория “Электрические измерения неэлектрических вели-
чин” // Математические методы в технике и технологиях (ММТТ-21).
Сб. трудов XXI Международной научной конференции в 11 т. Т. 11:
Осенняя школа молодых ученых / Под общ. ред. д-ра техн, наук,
проф. В.С. Балакирева. — Тамбов: Изд-во Тамб. гос. техн, ун-та,
2008. С. 70—71.
57. Самарский АЛ., Вабищевич П.Н. Вычислительная тепло-
передача. — М.: Едиториал УРСС, 2003.
58. Сергиенко А.Б. Цифровая обработка сигналов. — СПб.:
Питер, 2003.
59. Термодинамические и теплофизические свойства индиви-
дуальных веществ: Справочник. В 2 т. Изд. 2. / Под ред. акад.
В.П. Глушко. — М.: Из-во АН СССР, 1962.
60. Термодинамические и теплофизические свойства продук-
тов сгорания: Справочник. В 10 т. / Под ред. акад. В.П. Глушко.
— М.: ВИНИТИ АН СССР, 1971.
61. Тимофеев А.Н., Богачев ЕЛ., Габов А.В., Абызов А.М., Смир-
нов Е.П., Персии М.И. Способ получения композиционного мате-
риала. — Патент РФ №2130509, дата публикации 20.05.1999,
бюллетень №5, 2005.
62. Трусов Б.Г. Моделирование химических и фазовых равно-
весий при высоких температурах (Астра.4/рс , Версия 1:09, Ок-
тябрь 1993). Описание применения.
63. Чубаров О.Ю. Модернизация аппаратной части информа-
ционно-измерительной и управляющей системы приводов качания
для испытательного стенда ракетного двигателя РД-171 // XXXIV
Гагаринские чтения. Научные труды Международной молодежной
научной конференции. Т. 2. — М.: МАТИ, 2008. С. 109—110.
64. Dennis Meinhardt, Gerry Brewster, Stacy Christofferson, EJ
Wucherer. Development and testing of new, man-based monopropel-
203
lants in small rocket thrusters. PRIMEX Aerospace Company Red-
mond, WA.
65. Hald H., Ortelt M., Fischer I., Greuel D., Haidn O.J. Effusion
Cooled CMC Rocket Combustion Chamber. AIAA/CIRA 13th Interna-
tional Space Planes and Hypersonics Systems and Technologies.
AIAA 2005—3229.
66. Jankovsky R.S. HAN-Based Monopropellant Assessment for
Spacecraft//AIAA.— 96—2863, 1996.
67. Kondrikov B.N., Annikov V.E., Egorshev V.Yu,., DeLuca L.T.
Burning of Hydroxylammonium Nitrate// Combustion, Explosion
and Shock Waves, 36, 135, 2000.
68. Kozlov AA., Gnesin E.M., Chugaev O.V. Electropump Feed
System of Space Aircraft’s Reactive Control // International Sympo-
sium on Space Propulsion. August 25 — 28. 2004. Shanghai. China.
Proceedings.
69. Kozlov AA., Gnesin E.M., Basanova I A., Chugaev O.V., Chun-
duri Murali Krishna. Development of Liquid Rocket Engines of
Small Thrust on ecological Clean Propellants // International Sympo-
sium on Space Propulsion. August 25 — 28. 2004. Shanghai. China.
70. Kozlov AA., Vorobiev A.G., Bazanova IA., Borovik LN. Main
lines of development of thrusters for reactive control systems of
upper stage and spacecrafts. International Symposium on Space Pro-
pulsion (ISSP), Beijing, P.R. Chine. 2007. C. 177—190.
71. Schumb W„ Satterfield C., Wentworth R. Hydrogen Peroxide,
p. 553—556, Reinhoid Publishing Corporation, New York, New York
(1955)
72. Thormahle, K. Anflo., P. Sjoberg and H. Skifs. Space-flight
demonstration of a liquid ADN-based monopropellant on the Prisma
satellites. EURENCO Bofors, Groupe SNPE, Karlskoga.
73. Toshio Ogasawara, Takashi Ishikawa, Takuya Aoki, Kazuo
Kusaka. SiC/SiC composite combustion chamber for a reaction con-
trol system thruster. 5th International Conference on High-Tempera-
ture Ceramic Matrix Composites - HTCMC5.
74. Wilson A., Bostwick C., Besnard E., Shinavski R. J. Ceramic
Matrix Composite as Liners for Improved Ablative Chambers. 45th
AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit 2 -
5 August 2009, Denver, Colorado. AIAA-2009-5478.
204
ОГЛАВЛЕНИЕ
ПЕРЕЧЕНЬ ПРИНЯТЫХ СОКРАЩЕНИЙ
И УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ............................ 3
ВВЕДЕНИЕ.......................................... 6
1. ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ОРГАНЫ РЕАКТИВНОЙ СИСТЕМЫ
УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМ АППАРАТОМ..................10
1.1. Реактивные системы управления космическим
летательным аппаратом..........................10
1.2. Требования к двигателям малой тяги как к ис-
полнительным органам реактивной системы управле-
ния 21
1.3. Требования к компонентам ракетного топлива.25
1.4. Анализ эффективности использования компонен-
тов ракетного топлива..........................58
2. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ МАЛОЙ ТЯГИ.......61
2.1. Физическая модель рабочего процесса в камере
сгорания жидкостного ракетного двигателя малой
тяги...........................................63
2.2. Техническое задание на двигатель..........70
2.3. Теплозащита камеры сгорания жидкостного ра-
кетного двигателя малой тяги...................72
2.4. Термодинамический расчет двигателя........77
2.5. Расчет и проектирование газодинамического
профиля камеры сгорания и сопла................78
205
2.6. Особенности расчета и конструирования смеси-
тельных головок ................................82
2.7. Расчет центробежной форсунки...............84
2.8. Электроклапаны.............................86
2.9. Математическая модель теплового состояния ка-
меры сгорания жидкостного ракетного двигателя
малой тяги......................................88
2.10. Математическое моделирование процессов в
жидкостных ракетных двигателях малой тяги с при-
менением программ численной газовой динамики...108
3. СПОСОБЫ ЗАЖИГАНИЯ НЕСАМОВОСПЛАМЕНЯЮ-
ЩИХСЯ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА ........................117
3.1. Калильное зажигание ......................119
3.2. Газодинамическое воспламенение............119
3.3. Электроискровое зажигание ................122
3.4. Каталитическое зажигание..................123
4. ОГНЕВЫЕ ИСПЫТАНИЯ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТ-
НЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ МАЛОЙ ТЯГИ.........................126
4.1. Порядок проведения испытаний..............126
4.2. Испытательный стенд ......................129
4.3. Информационно-измерительная система.......130
4.4. Программное обеспечение...................140
4.5. Результаты испытаний......................147
5. ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ МАЛОЙ
ТЯГИ, РАБОТАЮЩИЕ НА ЭКОЛОГИЧЕСКИ ЧИСТЫХ
КОМПОНЕНТАХ ТОПЛИВА ..............................153
5.1. Отечественные двигатели...................153
5.2. Зарубежные двигатели......................158
206
6. ПРИМЕНЕНИЕ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИА-
ЛОВ ДЛЯ КАМЕР СГОРАНИЯ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТ-
НЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ МАЛОЙ ТЯГИ.......................168
6.1. Требования к композиционному материалу для
камер сгорания жидкостных ракетных двигателей
малой тяги...................................168
6.2. Разработки компании Ultramet ...........170
6.3. Разработки Калифорнийского университета со-
вместно с компанией Hyper-Therm НТС Inc......173
6.4. Разработки компании German Aerospace Center
(DLR)........................................178
6.5. Разработки института ISTA совместно с компа-
нией JAXA....................................181
6.6. Разработки компании EADS ...............185
6.7. Разработки NASA Glenn Research Center...189
6.8. Разработки Московского авиационного институ-
та (НИУ) совместно с ОАО “Композит”..........192
ЗАКЛЮЧЕНИЕ .....................................195
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК........................199
207
Научное издание
Козлов Александр Александрович
Воробьев Алексей Геннадиевич
Боровик Игорь Николаевич
ЖИДКОСТНЫЕ
РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
МАЛОЙ ТЯГИ
Редактор Л.В. Кутукова
Компьютерная верстка Т.С. Евгеньевой
Сдано в набор 30.04.13. Подписано в печать 2.07.13.
Бумага писчая. Формат 60 х 84 1/16.
Печать офсетная. Усл. печ. л. 12,09. Уч.-изд. л. 13,00.
Тираж 500 экз. Зак. 329/179.
Издательство МАИ
(МАИ), Волоколамское шоссе, д. 4,
Москва, А-80, ГСП-3 125993
Типография Издательства МАИ
(МАИ), Волоколамское шоссе, д. 4,
Москва, А-80, ГСП-3 125993