автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Математическое моделирование и экспериментальное исследование характеристик камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги на метане и кислороде

УДК 621 454

На правах рукописи

ЛАПИЦКИЙ ВЛАДИМИР ИВАНОВИЧ

МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ НА МЕТАНЕ И КИСЛОРОДЕ

Специальность 05 07 05 Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

Автореферат

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

гы_

Москва 2006

003058027

Работа выполнена в Московском государственном техническом университете имени НЭ Баумана и НИИ энергетического машиностроения МГТУ им Н Э Баумана

Официальные оппоненты дтн, профессор Трусов Б Г

к т н Петренко В М

Ведущая организация КБ Химмаш им А М Исаева

Научный руководитель д т н , с н с Ягодников Д А

Защита диссертации состоится « 21 » февраля 2007 г. в 14 час на заседании диссертационного совета Д212 141 08 при Московском Государственном Техническом Университете им Н Э Баумана по адресу 105005, г Москва, Лефортовская наб, д 1, факультет "Энергомашиностроение", ауд 611э

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке МГТУ им Н Э Баумана

Ваш отзыв на автореферат в двух экземплярах, заверенный печатью организации, просим направлять по адресу 105005, г Москва, 2-я Бауманская ул, д 5, МГТУ им Н Э Баумана, ученому секретарю диссертационного Совета Д212 141 08

Автореферат разослан « 13 » декабря_2006 г

Ученый секретарь диссертационного Совета, кандидат технических наук

Копосов Е Б

Актуальность проблемы Расширение сферы освоения космического пространства предполагает в перспективе рост количества запускаемых искусственных спутников Земли Становится необходимым использование ракет разных классов с полезными нагрузками от сотен килограммов до десятков тонн, не наносящих ущерба экологии околоземного пространства

Специалистами ЦНИИ машиностроения, ИЦ им МВ Келдыша и ЦНИИ Военно-космических сил сформулированы основные общие требования к ЖРД нового поколения для перспективных ракет-носителей, основными из которых являются

- компоненты ракетного топлива должны быть дешевыми и экологически безопасными,

- двигатели должны иметь высокие энергетические характеристики, но их достижение не должно идти в ущерб надежности, безаварийности и стоимости,

- двигатель должен проходить на заводе (в случае необходимости в составе изделия) огневые контрольно-технологические испытания (КТИ) без последующей переборки,

- при отработке двигателя должно использоваться ограниченное количество экземпляров (25-30 ЖРД однократного применения и 10-15 -многократного)

Учитывая вышеприведенные требования, а также неизбежность в ближайшем будущем перехода к созданию и использованию многоразовых ракет-носителей российскими и зарубежными разработчиками в качестве перспективного горючего рассматривается сжиженный природный газ и его составляющая - метан Теоретическое значение пустотного удельного импульса топлива «жидкий кислород - жидкий метан» на 3,4% выше, чем топлива «жидкий кислород - керосин» Несмотря на меньшую, чем у керосина плотность, при замене последнего сжиженным метаном преимущество в удельном импульсе дает возможность получить выигрыш в массе полезного груза, выводимого на околоземную орбиту

Необходимо отметить, что с целью унификации компонентов топлива для всех ракетных двигательных установок, установленных на ракете-носителе, представляется целесообразным использовать метан в качестве горючего ЖРД малой тяги (ЖРДМТ) реактивной системы управления космическими аппаратами

Применение в ЖРД топливных композиций на основе метана обусловливает необходимость проведения экспериментально-теоретического исследования характеристик рабочего процесса в зависимости от способов смешения компонентов топлива, основных режимных параметров, например, давления, соотношения компонентов в камере сгорания (КС), и др Их влияние на основные характеристики рабочего процесса, в частности, на коэффициент расходного комплекса фр необходимо знать для максимальной реализации преимуществ топлив на основе природных газов

Цель исследования заключается в разработке теоретических основ и практических рекомендаций по организации высокоэффективного рабочего процесса в камере сгорания и конструированию ЖРДМТ на компонентах топлива метан-кислород

Научная новизна работы состоит в следующем

- разработана двумерная математическая модель и методика численного расчета характеристик рабочего процесса в камере сгорания ЖРДМТ на газообразных метане и кислороде, учитывающая особенности термо-газодинамических процессов и их зависимость от конфигурации, геометрических размеров КС, способов организации и различных начальных режимных параметров,

- определено взаимовлияние процессов смешения, воспламенения и геометрических характеристик узла подачи компонентов топлива на эффективность рабочего процесса в КС ЖРДМТ и сформулированы принципы выбора геометрических размеров узла смешения и воспламенения компонентов топлива,

- впервые реализован метод проектирования камер ЖРДМТ на основании разработанной математической модели и по результатам расчета характеристик КС,

- предложен способ обеспечения и экспериментально подтверждена надежность электроискрового воспламенения компонентов топлива в КС ЖРДМТ во всем исследованном диапазоне изменения режимных параметров,

- в диапазоне изменения давления в камере сгорания 0,6-1,3 МПа и коэффициента избытка окислителя а = 0,65-2,3 получены экспериментальные значения коэффициента расходного комплекса фр = 0,93-0,97, свидетельствующие о реальности организации высокоэффективного рабочего процесса в КС ЖРДМТ на компонентах топлива метан-кислород

Достоверность и обоснованность результатов работы подтверждаются.

- использованием фундаментальных уравнений гидродинамики и теории горения, а также известными теплофизическими и термодинамическими данными взаимодействия метана и кислорода,

- удовлетворительным согласованием результатов расчета и проведенных в работе экспериментов, а также их согласованием с данными других авторов,

- применением ГОСТ'ов, типовых методик, аттестованных средств измерений и регистрации, обеспечивающих удовлетворительную для теплотехнического эксперимента точность

Практическая ценность диссертации заключается

- в разработке математической модели отдельных стадий рабочего процесса в КС ЖРД с учетом их взаимосвязи, геометрии КС, а также начальных значений основных режимных параметров, что позволяет выбрать оптимальные параметры газодинамического профиля опытных

образцов КС,

- в проектировании опытных образцов камер ЖРДМТ по результатам расчета характеристик КС на основании разработанной математической модели,

- в возможности использования экспериментальных зависимостей коэффициента расходного комплекса от давления в КС, соотношения компонентов для расчета реальных габаритно-массовых и действительных тягово-импульсные характеристик ракетных двигательных установок на метане и кислороде

Апробация работы Основные положения работы докладывались на Российской межвузовской конференции «Ракетно-космические двигательные установки», Москва, 1998, Международной научно-практической конференции «Математическое моделирование в образовании, науке и производстве», Тирасполь, 2003, научной конференции «Научная весна» МГТУ им Н Э Баумана, 2005 г, а также на научно-технических семинарах кафедры «Ракетные двигатели» МГТУ им Н Э Баумана

Публикации По теме диссертации опубликовано 6 печатных работ Структура и объем работы Диссертация состоит из введения, трех глав, выводов, списка литературы и приложения, содержит 163 страницы, включая 86 страниц текста, 63 страниц с 75 рисунками и 14 таблицами, список 70 литературных источников представлен на 7 страницах

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ Во введении показана актуальность темы диссертации, сформулирована цель работы, а также изложены ее суть и основные экспериментально-теоретические результаты

В первой главе выполнен анализ литературных источников, посвященных использованию сжиженного природного газа в качестве горючего ракетных двигателей Приведены основные экспериментальные результаты испытаний модельных установок и опытных ЖРД на метане Рассмотрены основные подходы и результаты расчетно-теоретического моделирования внутрикамерных процессов в жидкостных ракетных двигательных и энергетических установках В заключение сформулированы задачи экспериментально-теоретического исследования

Во второй главе представлена математическая модель внутрикамерных процессов в ЖРДМТ на компонентах топлива газообразные метан-кислород Конфигурация исследуемой численным методом КС представлена на рис 1, где горючее поступает в КС через отверстие Б, окислитель через отверстие А, смесь из форкамеры поступает через центральное отверстие В Образующиеся продукты сгорания истекают из центрального отверстия Г В двумерной постановке задачи в цилиндрических координатах отверстия А и Б приобретают форму колец Наибольшие градиенты параметров, ожидаются, обычно, в районе вдува компонентов топлива, поэтому возле головки КС предусмотрено наибольшее число узлов

Границей раздела зон подготовительных процессов и горения газов принята поверхность достижения смесью температуры воспламенения метана с кислородом, равная 815 К При переходе этой границы мы считаем, что началось взаимодействие этих компонентов согласно уравнению одностадийной реакции

24СН4 + 4702 = 8С02 + 16СО + 30H20 + 320Н + 2Н2

В математической модели приняты следующие допущения

1 Задача стационарна

2 Теплоотвод в стенку КС отсутствует

3 Камера сгорания является изобарической

4 Коэффициент температуропроводности равен эффективному коэффициенту турбулентной вязкости (турбулентное число Прандтля Рг = 1,0)

5 Газ является идеальным и подчиняется закону Менделеева -Клапейрона

6 В каждой точке отверстий подвода компонентов топлива предполагается, что скорость, температура, плотность и давление газа одинаковы по площади каждого отдельного отверстия

Система уравнений, описывающая рабочий процесс в КС, в векторной форме имеет следующий вид

1 Уравнение неразрывности

divG = 0,

где G-pV - удельный массовый расход смеси, р - плотность смеси, V-скорость смеси

2 Уравнение сохранения химического компонента (j)

divffi qJ - Г1ээф qradq, ) - Л, = 0 где qj- массовая доля, Г} эфф - эффективный коэффициент переноса, Rj -скорость образования (выгорания) Здесь и далее индекс j соответствует j-uy компоненту смеси

3 Уравнение сохранения энергии

Лгфн-Г^ Ср цгайТцгасЦУ] + У,2) 0,5) = О, где Ь, - энтальпия, Ь - энтальпия торможения, /1,фф - коэффициент турбулентной вязкости, Гь ,фф - эффективный коэффициент переноса тепла, Ср - теплоемкость газа, Т — температура, У„ Уг - соответственно осевая и радиальная составляющая скорости

4 Уравнение сохранения количества движения

При решении данного уравнения вводятся в качестве основных зависимых переменных функция тока и напряженность вихря

1 у1 + у2 1 и .. а

а>1г) + ±г Чга<1(-±-'-) дгас!('^-)] = О

г 2 г г

ЭУГ дУ, , Гт _ 1 дч> где о = —---2-- напряженность, \|/ - функция тока, х ~ г Яг , °г =---—-

дх дг г от г ох

осевая и радиальная составляющие массового расхода

5. Уравнение для определения плотности рсм и температуры Тсм смеси Тогда температура смеси определяется так

Рк

й-ЕМ, ЕСИ ч,

где Тнач = 298 К-начальная температура, Ясм - газовая постоянная смеси

6 Зависимость для определения коэффициента эффективной турбулентной вязкости [Численные методы исследования течений вязкой жидкости /АД Госмен и др - М Мир, 1972 - 327 с ]

=0,012 Щ'3 Ь'Г р™ К У}+тя VI + У1Т Здесь Э - диаметр, Ь - длина, индекс к относится к параметрам в камере сгорания, индексы г, ок, кв относятся к параметрам горючего, окислителя и кислорода, подаваемого в область воспламенения соответственно

Решение системы уравнений позволяет рассчитать суммарный расход массы непрореагировавшего метана через критическое сечение КС и вычислить коэффициент расходного комплекса фр , характеризующий степень завершенности рабочего процесса и являющийся составной частью коэффициента удельного импульса двигательной установки

«V

У "'л»

где ш - массовый расход, индексы Гвх и Гвых относятся к параметрам горючего на входе и выходе соответственно

Граничные условия принимаются в следующем виде

1 На поверхности химически инертных и непроницаемых стенок

ЧМ), ^ = 0, ^ = 0 Ъг дг

2 В выходном сечении граничные условия задаются из предположения параллельности линий тока оси КС и постоянства остальных параметров вдоль линии тока

= 0 ^ = 0 ^ = 0, ^ = 0 дх ' дх ' дх дх

дф л

3 На оси значение функции тока постоянно

напряженность вихря описывается квадратичным законом о) = аг + Ьгг

Проведены расчеты характеристик рабочих процессов для трех различных схем смесеобразования с осевой подачей компонентов, с радиальной подачей в КС окислителя, форкамерная схема (см рис 1) На основе анализа результатов расчета установлено, что наибольшие значения коэффициента расходного комплекса реализуются у форкамерной схемы, характерные распределения функции тока по объему КС приведено на рис 2 Видно, что вблизи форсуночного коллектора в области между щелями вдува возникают обратные токи, способствующие более интенсивному смесеобразованию в газовой фазе, надежному воспламенению топливной смеси и, следовательно, повышению эффективности рабочего процесса в КС

Рис 2 Характерное распределение функции тока по объему КС

Также проведенные расчеты показали, что по мере удаления щели вдува окислителя от оси к стенке КС величина срр уменьшается Это объясняется появлением серии разделительных вихрей между окислителем и горючим, которые ухудшают процесс смесеобразования Таким образом, для получения максимальной полноты сгорания целесообразно располагать место подачи окислителя в непосредственной близости от форкамеры (ёщ 0 и с!фК, см рис 1)

Кроме того, установлено, что с увеличением скорости подачи окислителя увеличивается турбулентное перемешивание компонентов топлива, что способствует образованию зон обратных токов и обеспечивает высокие значения фр

С целью определения условий надежного выхода на режим камеры ЖРДМТ с зонной подачей компонентов топлива были проведены расчетные параметрические исследования влияния различных факторов на распределение параметров в форкамерс (ФК) и прилегающей к ней области основной КС. В качестве основных условий устойчивого рабочего процесса в КС определены следующие.

1. В зоне, примыкающей к переднему торцу ФК, должен быть сформирован устойчивый очаг пламени, поддерживающий процесс горения компонентов топлива.

2. В зоне на выходе лз ФК температура рабочего тела во всех точках поперечного сечения должна быть выше температуры воспламенения компонентов топлива.

Анализ проведенных расчетов показал, что условия надежного воспламенения создаются не во всех случаях и зависят от входных параметров. Как следует из рисунка 3, а при высоких расхода кислорода на входе в ФК и fxr при прочих равных условиях во всех точках на выходе из форкамеры имеет место Г- ч > Тв[)с[[ — 815 К. Однако при этом между зоной горения и передним торцем ФК имеет место низкотемпературная зона во всех точках ее поперечного сечения, что может привести к срыву фронта пламени непосредственно в самой форкамерс (не выполняется первое условие устойчивой работы).

Т

m ш № ш Cta -Uж. à - 1.1 ut. im ■ 1'! ] 1 sic

a

m ют см itco

Dur^.ÎMK Ь-3;0м1С^жж:Н( Kit

ми w tttfi ш

Cw=S. ! щ f>=|,D ut mu=M t Vt

Рис. 3. Распределение температур в форкамере, рк = ] МПа, а = 0,8.

а) несоблюдение первого условия воспламенения;

б) несоблюдение второго условия воспламенения;

в) падежное воспламенение топлива и выход на устойчивый рабочий процесс в КС

Вели не обеспечивается второе условие надежного выхода камеры ЖРДМТ на устойчивый режим работы (см. рис. 3, б), на оси ФК непосредственно в зоне подачи окислителя на продувку свечи формируется устойчивый фронт пламени (зона горения). Однако между зоной подачи

кислорода в основную КС и факелом формируется низкотемпературная зона, которая не позволяет обеспечить воспламенение компонентов топлива в основной КС

Характерные распределения температурных зон, соответствующие соблюдению обоих условий надежного выхода камеры ЖРДМТ на режим и ее устойчивой работы представлено на рисунке 3, в В данном случае ожидается обеспечение устойчивого факела пламени в самой форкамере и высокой температуры рабочего тела по всему поперечному сечению на выходе из нее, что, как подтверждают результаты огневых испытаний, обеспечивает устойчивый рабочий процесс и достижение высоких значений коэффициента расходного комплекса

Таким образом, результаты исследования позволяют рекомендовать следующие соотношения сЦУс!*» 0,5, ЬфК / ёкр » 0,5 1,0

После выбора оптимальной схемы смесеобразования, расчетным путем были определены следующие геометрические размеры КС, которые закладываются в проектную документацию эскизного проекта экспериментальной камеры ЖРДМТ, работающей на газообразных компонентах СН4+02 Ьпр > 0,15 м, (с1к / с!кр)2 > 3,0, с1фК « 0,5 с!к, Ьфк » 0,5 1 йфк, с!що«с1фк,\Уг=30 50 м/с, \Уо = 80 100 м

В третьей главе приведены описания экспериментальной установки, систем измерения и регистрации, а также методика проведения огневых стендовых испытаний, основными задачами которых являются экспериментальное подтверждение прогнозируемых энергетических характеристик опытных образцов камер ЖРДМТ, выявление факторов, влияющих на степень совершенства рабочего процесса, а также разработка рекомендаций по проектированию ЖРДМТ

Стендовые системы экспериментальной установки позволяют решать следующие задачи

1 Проверка работоспособности камеры сгорания ЖРДМТ и ее элементов в непрерывном режиме

2 Регистрация тяговых и внутрикамерных характеристик КС при работе в непрерывном режиме

3 Отрабатывать различные способы воспламенения компонентов топлива

Экспериментальная установка дает возможность реализовать следующие значения основных режимных параметров

Тяга испытуемого ЖРДМТ - до 200 Н

Давление в КС - до 1,5 МПа

Массовые расходы компонентов топлива

-газообразного кислорода - до 0,1 кг/с,

-газообразного метана - до 0,05 кг/с

Время работы РДМТ в непрерывном режиме - до 100 с

Для проведения экспериментального исследования рабочего процесса

и сравнения полученных результатов с расчетными, были изготовлены две камеры ЖРДМТ с зонной подачей компонентов топлива в КС Обе камеры имеют аналогичную конструкцию и отличаются лишь диаметром критического сечения сопла

Экспериментальная камера ЖРДМТ разработана для определения ее основных энергетических характеристик (тяга, расходный комплекс, коэффициент расходного комплекса и т д ) и влияющих на них режимных и геометрических параметров (соотношения компонентов, скорости подачи компонентов, размеров смесительных элементов, объема камеры сгорания и т д) при испытаниях в наземных условиях. Особенностями этой камеры (рис 3) являются автономное охлаждение водой или другим теплоносителем, поступающим в оребренный охлаждающий тракт, образованный внутренней 1 и наружной 2 оболочками, а также отсутствие прямого измерения давления в камере сгорания (рк определяется по результатам измерения давления компонентов топлива на входе в смесительную головку)

Камера выполнена разъемной и состоит из камеры сгорания, сопла и смесительной головки, которые собираются при помощи болтовых соединений Смесительная головка состоит из корпуса свечи 7 и наружного кольца 6, которое вместе с корпусом свечи образует коллектор подачи газообразного окислителя (кислорода), который поступает как для продувки и охлаждения свечи, так и в форкамеру Детали смесительной головки и корпуса камеры изготовлены из нержавеющей стали 12Х18Н10Т и соединены между собой сваркой Окислитель (кислород) поступает в КС из полости 5 через три последовательно расположенных ряда отверстий А (выполненных в корпусе смесительной головки 4), Б и В, выполненных в корпусе форкамеры 3

Окислитель подается через 8 отверстий диаметром 2,3 мм, выполненных в корпусе форкамеры, которая также имеет цилиндрическую полость, в которой образуется смесь, воспламеняющая компоненты в КС Для обеспечения жесткости ФК в осевом направлении в поперечную прорезь вставляется разрезное кольцо Форкамера располагается между смесительной головкой и камерой, причем полости окислителя и дежурного факела разделены ножевым уплотнением Корпус ФК при его замене позволяет варьировать условия подачи окислителя, а также изменять объем и приведенную длину КС В качестве основной задачи экспериментального исследования рабочего процесса было определено проведение огневых испытаний при различных условиях по скорости подачи окислителя в КС Такие условия обеспечиваются за счет использования взаимозаменяемых корпусов ФК, которые в конструкции исследуемой камеры сгорания определяют скорость кислорода на выходе из смесительной головки

В соответствии с задачами исследований были спроектированы и изготовлены три варианта корпусов форкамеры, обеспечивающие условия подачи окислителя (по суммарной площади отверстий Роя), идентичные рассмотренным в вышеприведенном расчетном анализе Все корпуса форкамеры имеют одинаковые длину = 0,015 м и диаметр =

0,013 м, расположение осей отверстий подачи кислорода относительно оси КС </що = 0,0193 м

Данные корпуса отличаются количеством и диаметром отверстий подачи кислорода В корпусе № 1 - выполнено 8 отверстий диаметром 2,5 мм и 8 отверстий диаметром 2,7 мм, что соответствует суммарной площади проходного сечения на выходе ^ = 8,503 10"5 м2 В корпусе № 2 - выполнено 8 отверстий диаметром 2,3 мм суммарной площадью ^ = 3,322 10"5 м2 В корпусе № 3 - выполнено 8 отверстий диаметром 2,7 мм общей площадью Р^ = 4,578 Ю-5 м2

Одной из задач, которая решалась при проведении огневых испытаний, являлось определение влияния приведенной длины камеры сгорания на коэффициент расходного комплекса фр Для ее этого был спроектирован и изготовлен удлиненный корпус форкамеры № 4, который имеет следующие характеристики длина форкамеры Ьфк = 0,03 м, диаметр форкамеры с1фК = 0,115 м В корпусе выполнено 8 отверстий для подачи кислорода диаметром 2,45 мм При использовании корпусов форкамеры (вариант I, рис 4) приведенная длина КС составляет 0,360 м, при использовании корпуса ФК (вариант II, рис 4 ) - 0,285 м

Рис 4 Схема конструкции модельной Рис 5 Схема конструкции камеры сгорания № 1 модельной камеры сгорания № 2

В серии огневых испытаний неизменными оставались геометрические характеристики тракта подачи горючего Горючее подается в форкамеру с закруткой через три винтовых паза глубиной 1 мм, расположенных между корпусом смесительной головки 4 и корпусом свечи 7 Огневая стенка КС с внутренним диаметром 30 мм, диаметрами критического сечения и среза сопла 10 и 15 мм соответственно выполнена из меди М-2 Наружная

поверхность стенки выполнена оребренной. На цилиндрическом участке изготовлено 40 пазов с размерами Лр = 0,8 мм, 5Р = 1,5 мм, 5СТ = 1,5 мм

Вторая экспериментальная камера ЖРДМТ разработана для исследования <рр, при значительном сокращении приведенной длины (Ьпр = 0,12 м) Особенностями этой камеры (рис 5) являются регенеративное охлаждением стенки КС кислородом, а также наличие прямого измерения давления в камере сгорания Собственно камера сгорания (поз 1, рис 5) выполнена из меди М-2, остальные детали - из стали Х18Н10Т На наружной поверхности огневой стенки также профрезеровано 40 пазов с размерами Ьр = 0,8 мм, 8Р = 1,5 мм, 8СТ = 1,5 мм

Особенность методики проведения ОСИ заключается в автоматизированном прохождении всех команд, что обеспечивается использованием релейных схем Система измерений для испытаний ЖРДМТ состоит из регистраторов различных типов, преобразующей и усилительной аппаратуры, а также кабельных линий связи и группы датчиков определенного назначения, устанавливаемых на агрегатах стенда и на двигателе

В зависимости от программы ОСИ при испытаниях ЖРДМТ одновременно регистрируется

- давление в камере сгорания, в магистралях подачи компонентов топлива, агрегатах стенда - на ЭВМ,

- массовые секундные расходы компонентов топлива, охлаждающей жидкости - на шлейфовом осциллографе К-117,

- температуры компонентов в системах подачи, температуры элементов - на шлейфовом осциллографе К-117,

- тяга, создаваемая двигателем - на шлейфовом осциллографе К-117

Относительные погрешности измерения давления 5Р, расходов

горючего б,™- и окислителя 8т0, температур компонентов топлива и охлаждающей жидкости 5Т приведены в таблице 1

Таблица 1

Погрешности измерения параметров__

Тяга Р Давлени е Р Расход "О" т0 Расход 111-Ч тг Расход воды т. Температу ра Т фр

±1,74% ±0,87% ±2,1% ±2,1% ±1,1% ±5% ±3,1%

На первой камере ЖРДМТ были проведены экспериментальные исследования, на основе которых отработано надежное воспламенения компонентов топлива и выход камеры ЖРДМТ на режим в широком диапазоне изменения входных параметров при различных характеристиках системы воспламенения Для воспламенения компонентов топлива в данной камере использовались авиационная свеча СД-5АМНТ и агрегат зажигания АЗКП-417Б

Результаты огневых испытаний первой модельной камеры сгорания, последовательно оснащенной четырьмя корпусами форкамеры разной длины, позволяют заключить, что схема организации рабочего процесса, реализованная в данной экспериментальной камере ЖРДМТ, обеспечивает получение высоких энергетических характеристик (фр ~ 0,97) до значения приведенной длины КС (рис 6), которое меньше величин, предлагаемых существующими рекомендациями Анализ полученных данных показывает, что для значения Ьпр = 0,365 м в исследованном диапазоне изменения коэффициента избытка окислителя, наиболее оптимальным являются условия в камере сгорания, создаваемые при использовании корпуса форкамеры № 3 с Год — 4,57810"5 м2, поскольку в этом случае как расчетные (фр = 0,93 1,0), так и экспериментальные (фР = 0,89 1,0) значения расходного комплекса достаточно высоки При этом оптимальные скорости подачи компонентов топлива находятся в диапазоне 40 95 м/с

Рис 6 Зависимость фр от а для Рис 7 Зависимость фр от а для

камеры № 1 Линия расчет Значки - камеры № 2 Линия расчет Значки -эксперимент эксперимент

Испытания второй камеры показали, что высокие значения фр (рис 7) получены при более низких величинах Ьпр = 0,12 м, за счет увеличения диаметра критического сечения сопла до <з?кр= 1,2 10"2 м Зарегистрированный эффект определяется соотношением параметров в КС со скоростью подачи окислителя (газообразного кислорода) через смесительный элемент

Приведенные данные свидетельствуют, что во всем исследованном диапазоне изменения коэффициента избытка окислителя а = 0,65 2,3 и давления в КС рк = 0,6 1,3 МПа наблюдается удовлетворительное согласование расчетных величин коэффициента фр и его экспериментальных значений, что подтверждает достоверность разработанной математической модели

Для сравнения полученных результатов с экспериментальными данными других авторов были использованы результаты экспериментальных исследований модельной установки МК Э 722-5000, разработанной в НПО «Энергомаш» (Белов Е А , Богушев В Ю , Клепиков И А и др // Труды НПО "Энергомаш" им академика В П Глушко -2000 -Т XVIII -С 86),

газогенераторов ГМК-1, ГМК-2, разработанных в СГАУ им СП Королева (Первышин А H Дис докт техн наук 05 07 07 - Самара, 1994- 233 с) и ЖРД тягой ЮкН на газообразном метане и жидком кислороде, созданном в Японии (Tamura H, Ono Е, Kuma Kawa A LOX/Methane staged combustion rocket combustor investigation // AIAA papers- 1987.- N 1856- 23 p) Из приведенных на рис 8 данных следует, что имеет место удовлетворительное согласование экспериментальных зависимостей фр = f(a), полученных в данной работе и на других предприятиях Кроме того, с использованием созданной методики были проведены расчетные исследования модельной установки МК Э 722-5000 Небольшие расхождения между расчетными и экспериментальными значениями фр объясняются тем, что в данной математической модели не учитывается отвод тепла в стенки КС (рабочий процесс принимается адиабатным) Как видно из графиков имеется тенденция уменьшения фр сростом а

Оценочные расчеты, проведенные для ЖРД тягой 10 кН на газообразном метане и жидком кислороде, созданном в Японии, также показали удовлетворительное согласование с экспериментальными данными

%

1 000

А.

« 1 M . А А А А , « ♦ ♦ »

■ V < о о< •о » оо

05

0,8

09

Рис 8 Зависимость коэффициента расходного комплекса фр от а для ЭМ1 4№5 - 4 (наши данные), ГМК-1, ГМК-2 - 0, японского ЖРД - камеры модельной установки МК Э 722-5000 линия- расчет по нашей методике, ■ - экспериментальные данные

На основании анализа результатов огневых испытаний можно сделать заключение о том, что расчетная методика обеспечивает удовлетворительное прогнозирование параметров рабочего процесса в камерах ЖРДМТ, работающих на газообразных компонентах топлива, и может быть использована на ранних стадиях проектирования таких двигателей

В качестве рекомендации на стадии эскизного проектирования камеры ЖРДМТ можно предложить следующую методику определения конструктивных параметров КС

1 По разработанной математической модели проводятся расчетные

исследования различных схем смесеобразования, на основании которых, с учетом технологии изготовления и других особенностей камеры ЖРДМТ выбирается оптимальный вариант

2 Для выбранной схемы проводится комплекс расчетов с целью определения влияния параметров конструкции на характеристики КС и выбираются такие геометрические размеры, которые обеспечивают выполнение требований технического задания (например, максимальное значение фр, минимальная температура конструкции и тд) в заданном диапазоне изменения параметров рабочего процесса (а, рк и др)

В частности для ЖРДМТ тягой 150 200 Н, работающего на газообразных метане и кислороде, в таблице 2 представлены рекомендуемые значения размеров узлов и элементов камеры ЖРДМТ Кроме того, могут быть приняты соотношения d^KldK м 0,5, ЬфК / dKp ~ 0,5 1,0

Таблица 2

dK 10"3,м dm 10"3, м tgy Аж Ю"3, м £фк Ю"3, м U 10"\м

24 10 0,5 12 12 12

dm 10"3, м 5ЩГ10~3, м ¿,„„ Ю'\ м 5Щ0 Ш3,м d3KB 10'3, м

8 0,5 1,0 20 0,4 2,5 2,9

Выводы

1 Разработаны математические модели физическо-химических и газодинамических процессов в КС ЖРД МТ на метане и кислороде в двумерной постановке с учетом турбулентного переноса массы, энергии, количества движения и особенностей горения газообразной смеси, позволившие на основе оптимизации схемы подачи компонентов разработать рекомендации для проектирования камеры сгорания

2 На основе проведенных расчетных исследований

а) при различных значениях режимных параметров получены распределения концентраций исходных компонентов и продуктов сгорания, скорости и температуры в камере сгорания, на основе которых сформулированы необходимые условия организации устойчивого и эффективного рабочего процесса,

б) определены значения полноты преобразования исходных компонентов топлива в продукты сгорания для различных схем смесеобразования в зависимости от давления, коэффициента избытка окислителя и времени пребывания в КС,

в) для реальной конструкции ЖРДМТ тягой ~200 Н обосновано применение и рекомендована форкамерная схема организации рабочего процесса, обеспечивающая достижение значения коэффициента расходного комплекса фр = 0,97 1

3 Создан стенд для огневых испытаний ЖРДМТ на компонентах «газообразный кислород - газообразный метан» в земных условиях, позволяющий проводить отработку конструкций, схем смесеобразования и определять эффективность рабочего процесса в зависимости от давления в камере сгорания, соотношения компонентов топлива и геометрических размеров

4 Впервые реализован метод проектирования камер ЖРДМТ по разработанной математической модели и результатам расчета характеристик КС

5 На основе полученных рекомендаций спроектированы и изготовлены модельные ЖРДМТ, предназначенные для экспериментальной отработки рабочего процесса и конструкции камер сгорания

6 Проведены огневые стендовые испытания экспериментальных камер ЖРДМТ, работающих на компонентах топлива «газообразный кислород + газообразный метан», в широком диапазоне изменения конструктивных и режимных параметров - а = 0,65 2,3, рк = 0,6 1,3 МПа и

100 200 Н

7 В результате выполненных экспериментальных исследований установлено следующее

а) экспериментально подтверждена надежность электроискрового воспламенения компонентов топлива в КС ЖРДМТ во всем исследованном диапазоне изменения режимных параметров,

б) значение коэффициента расходного комплекса увеличивается с уменьшением коэффициента избытка окислителя по отношению к стехиометрическому составу, а также с ростом давления, что связано с увеличением характерного времени пребывания компонентов топлива в КС,

в) созданная конструкция камеры ЖРДМТ в диапазоне изменения давления в камере сгорания 0,6 1,3 МПа и коэффициента избытка окислителя а = 0,65 2,3 позволяет реализовать высокие значения коэффициента расходного комплекса срр = 0,93 0,97, свидетельствующие о реальности организации высокоэффективного рабочего процесса в КС ЖРДМТ на компонентах топлива метан-кислород

8 Удовлетворительное согласование результатов математического моделирования с результатами огневых стендовых испытаний и данными других авторов при определении зависимостей коэффициента расходного комплекса от конструктивных и режимных параметров позволяет рекомендовать предложенную методику для использования при проектировании камер ЖРДМТ

9 Предложенные рекомендации использованы в рамках Федеральной космической программы 2001 - 2005 г.г (НИР «Маневр») при проектировании натурного образца камеры ЖРДМТ, а также применялись при создании промышленных реактивных резаков с водяным и

регенеративным охлаждением, которые защищены патентами, а также награждены медалями и дипломами на различных отечественных и зарубежных международных выставках

10 Результаты работы использовались предприятиями ИЦ Келдыша, НПО «Энергомаш» им академика В П Глушко при проектировании камер сгорания ЖРД, а также в учебном процессе кафедры "Ракетные двигатели" МГТУ им Н Э Баумана

Основное содержание диссертации отражено в следующих публикациях

1 Модельный ЖРД / В И Новиков, В И Томак, В И Лапицкий и др // Ракетно-космические двигательные установки Тез докл Российской межвузовской конференции - М, 1998 - С 50

2 Энерготехнологии Термогазоструйные резаки / В И Новиков, В И Лапицкий, А В Новиков и др // Научные основы технологии XXI века / Под ред А И Леонтьева, Ю В Полежаева, В М Поляева - М Изд-во УНПЦ "Энергомаш", 2000 - С 127-136

3 Расчет характеристик рабочего процесса в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя на компонентах топлива метан-кислород / ДА Ягодников, В И Новиков, В И Лапицкий, А В Новиков // Математическое моделирование в образовании, науке и производстве Материалы Межд научи -практ конф - Тирасполь, 2003 - С 292-294

4 Численное моделирование рабочего процесса в камере РДМТ Методические указания к выполнению лабораторной работы /ДА Ягодников, В А Буркальцев, В И Лапицкий, А В Новиков - М Изд-во МГТУ им Н Э Баумана, 2003 - 32 с

5 Математическая модель и расчет характеристик рабочего процесса в камере сгорания ЖРД малой тяги на компонентах топлива метан-кислород /ДА Ягодников, В А Буркальцев, В И Лапицкий, А В Новиков // Вестник МГТУ им Н Э.Баумана Сер Машиностроение Специальный выпуск Теория и практика современного ракетного двигателестроения - 2004 - С 8-17

6 Исследование внутрикамерных характеристик и моделирование циклограммы работы ракетных двигателей малой тяги с использованием ЭВМ Методические указания к лабораторным работам / ДА Ягодников, А Р Полянский, В И Лапицкий и др / Под ред Д А Ягодникова - М . Изд-во МГТУ им Н Э Баумана, 2005 - 48 с

Заказ № Объем 1 п л Тираж 100 экз Подписано в печать_._2006 г

Перечень сокращений, условных обозначений, символов, единиц и терминов.

Введение.

Глава 1. Перспективы использования сжиженных природных газов в качестве горючего ракетных двигателей.

1.1. Сравнительный анализ энергетических характеристик топлив на основе сжиженных природных газов.

1.1.1. Специфика использования топлив на основе сжиженных газов для ЖРД.

1.1.2. Энергетические характеристики перспективных экологически чистых топлив на основе сжиженных газов.

1.2. Анализ состояния зарубежных и отечественных разработок ЖРД, работающих на топливах "кислород + сжиженный природный газ".

1.3. Математическое моделирование внутрикамерных процессов в ЖРД.

ГЛАВА 2. Расчетно - теоретические исследования рабочего процесса в камере сгорания ЖРДМТ.

2.1. Математическая модель и методика расчета распределения параметров по объему КС ЖРДМТ на газообразных компонентах топлива.

2.1.1. Физическая картина рабочего процесса в камере сгорания.

2.1.2. Расчетная схема определения параметров камеры сгорания.

2.1.3. Исходная система уравнений.

2.1.4. Исходные данные.

2.1.5. Программа расчета параметров рабочего процесса

2.2. Результаты расчетов различных схем смесеобразования и определение влияния основных факторов на параметры рабочего процесса в КС ЖРДМТ.

2.2.1. Расчетное исследование влияния различных факторов на параметры рабочего процесса при осевой подаче компонентов топлива.

2.2.2. Расчетное исследование влияния различных факторов на параметры рабочего процесса для схемы с радиальным вдувом окислителя вблизи форсуночной головка.

2.2.3. Расчетное исследование влияния различных факторов на параметры рабочего процесса для схемы с зонной подачей топлива в КС.

Глава 3. Экспериментальное определение характеристик камеры сгорания

ЖРДМТ.

3.1. Стенд для огневых испытаний ЖРДМТ в земных условиях и конструкция экспериментальных образцов камер ЖРДМТ.

3.1.1. Описание стенда для огневых испытаний ЖРДМТ в земных условиях.

3.1.2. Описание конструкции экспериментальных камер ЖРДМТ.

3.2. Методика проведения экспериментальных исследований.

3.3. Погрешность определения основных параметров ЖРДМТ.

3.3.1. Система измерения и обработки параметров.

3.3.2. Расчёт погрешностей измерения основных параметров

3.4. Анализ результатов испытаний и разработка рекомендаций 139 по проектированию камер ЖРДМТ.

3.4.1. Результаты испытаний первого модельно двигателя.

3.4.2. Результаты испытаний модельной камеры с регенеративным охлаждением.

3.5. Сравнение результатов полученных по разработанной расчетной методике с экспериментальными данными других авторов.

3.6. Рекомендации по проектированию камер ЖРДМТ.

Выводы.

Расширение сферы освоения космического пространства (навигация, связь, изучение ресурсов Земли, промышленность, разведка, телевидение, астрономия, метеорология, фармацевтика, медицина) предполагает в перспективе рост количества запускаемых искусственных спутников Земли. Становится необходимым использование ракет разных классов с полезными нагрузками от сотен килограммов до десятков тонн, не наносящих ущерба экологии околоземного пространства.

Анализ современного состояния средств выведения (СВ) [1,2] показывает, что существующие ракеты-носители (РН) по тем или иным причинам не удовлетворяют указанным требованиям. Так, производство РН легкого класса серии "Космос" прекращено, и существующий задел может быть легко использован в ближайшие 2-3 года. РН среднего класса Р-7А (Союз, Молния) используются почти 50 лет и в настоящее время прорабатываются различные варианты их замены, например РН семейства "Ангара". РН тяжелого класса "Протон" использует высокотоксичные компоненты ракетного топлива азотный тетраксид и несимметричный диметилгидразин (которые являются нежелательными с точки зрения экологии и промышленной безопасности), что со временем приведёт к запрещению запусков с территории Казахстана (космодром Байконур).

Таким образом, очевидна необходимость разработки программы создания ряда перспективных ракет-носителей, ключевым звеном которой являются многоразовые жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) для оснащения 1-х ступеней ракет-носителей легкого, среднего и тяжелого классов. Этому требованию отвечает ЖРД тягой 1,8.2 МН, используемый в одиночном исполнении для РН легкого класса и в составе многодвигательной установки на носителях среднего и тяжелого классов.

Специалистами ЦНИИ машиностроения, ИЦ им. М.В. Келдыша и ЦНИИ

Космических войск РФ, исходя из результатов критического анализа положительного и отрицательного опыта предыдущих разработок, сформулированы основные общие требования к ЖРД нового поколения для 1-х ступеней ракет-носителей [1], которые состоят в следующем.

1. Компоненты ракетного топлива должны быть дешевыми и экологически безопасными, иметь широкую сырьевую базу и применяться в других отраслях промышленности.

2. Двигатели должны иметь высокие энергетические характеристики, но их достижение не идет в ущерб надежности, безаварийности и стоимости.

3. Двигатель должен проходить на заводе (в случае необходимости в составе изделия) огневые контрольно-технологические испытания (КТИ) без последующей переборки.

4. Конструкция ЖРД должна быть приспособлена для диагностических и ремонтных работ, а также его межполетного технического обслуживания на техническом комплексе при многократном использовании такого двигателя. Стоимость межполетного обслуживания ЖРД должна быть минимальной.

5. Для оснащения РН тяжелого класса должна использоваться многодвигательная установка с реализацией "горячего" резервирования двигателя при выходе из строя одного или двух из них.

6. В состав ЖРД должна входить высокоэффективная система его аварийной защиты, обеспечивающая в случае необходимости безаварийное выключение двигателя (без внешнего вскрытия конструкции) не менее чем в 90% аварийных ситуаций (его отказов).

7. Конструкция двигателя должна быть приспособлена к аварийному его выключению системой аварийной защиты при наличии неисправности (отказа).

8. При отработке двигателя должно использоваться ограниченное количество экземпляров (25 - 30 ЖРД однократного применения и 10-15 -многократного).

Из приведенного краткого описания требований к новому ЖРД следует, что во главу угла ставятся высокая надежность и безопасность носителя при минимальных затратах, хотя и за счет некоторого снижения достигнутого к концу XX века уровня энергетического и массового совершенства двигателей и ракет-носителей.

Ключевыми решениями, влияющими на надежность и безопасность РН, как показывает анализ предшествующего опыта, являются тип принятой схемы ЖРД (с дожиганием, без дожигания) и его газогенератора (окислительный, восстановительный), уровень эффективности системы аварийной защиты в плане своевременного отключения аварийного ЖРД (без вскрытия его конструкции) и характеристики выбранных компонентов топлива.

Требованию экологичности (нетоксичности) отвечают освоенные топливные композиции: кислород+керосин и кислород+водород. Однако в настоящее время применение отечественных керосино-кислородных ЖРД, выполненных по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа в камере сгорания, показавших высокие энергомассовые характеристики, близкие к предельно допустимым, не обеспечивают наиболее приоритетных требований к современным средствам выведения, таких как минимальная стоимость и максимальная безопасность работ. Указанное связано с тем, что материалы конструкции высокотемпературных окислительных газовых трактов кислородно-керосиновых ЖРД замкнутой схемы с окислительным газогенератором имеют повышенную склонность к возгоранию.

Переход на ЖРД с дожиганием с восстановительным газогенератором позволит преодолеть этот главный недостаток. Именно по такой схеме созданы отечественные и зарубежные кислородно-водородные жидкостные ракетные двигатели. Однако при использовании кислородно-керосинового топлива подобная схема энергетически менее выгодна, и она не позволяет реализовать многократные запуски без переборки ЖРД вследствие большого сажеобразования в трактах установки [3].

Кислородно-водородные жидкостные ракетные двигатели замкнутой и схемы имеют и другие недостатки. В частности, не решены проблемы проведения их межполетного обслуживания и КТИ без переборки. Кроме того, повышенные требования предъявляются к чистоте поступающего из баковых систем ДУ с такими двигателями топлива.

В работе [1] предложено три варианта выхода из создавшегося положения.

Первый вариант. Применять для оснащения перспективных средств выведения только кислородно-водородные ЖРД закрытой схемы с восстановительным газогенератором. Недостатком этого варианта является относительно большие размеры топливных баков 1-й ступени РН из-за низкой плотности водорода, что, несомненно, усложнит доставку указанной ступени на космодром, а при транспортировке тяжелого носителя моноблочной компоновки может оказаться непреодолимым препятствием. Кроме того, потребуется на порядок увеличить масштабы использования криогенного, взрывоопасного и дорогого горючего, каким является жидкий водород.

Второй вариант. Использовать в составе 1-й ступени ракеты-носителя кислородно-керосиновые ЖРД открытой и полуоткрытой схем с более заметной потерей удельного импульса. Приемлемость такого решения продемонстрировали США при создании 1-й ступени РН "Сатурн V" с двигателями F-1. К недостаткам этого варианта следует отнести сложную и дорогостоящую технологию "очистки" (от керосина и сажи) конструкции ЖРД и ракетного блока после огневых контрольно-технологических испытаний товарного двигателя, а затем и ракетного блока в целом (без последующих его переборок).

Третий вариант. Приступить к созданию и использованию кислородно-метанового ЖРД. Новое горючее обладает в рассматриваемом аспекте рядом важных преимуществ перед керосином при сохранении широкой сырьевой базы и дешевизны. К их числу относятся:

- возможность создания замкнутой схемы жидкостного ракетного двигателя с восстановительным газогенератором;

- более высокие энергетические характеристики ракет (на 5 - 10% большая масса полезного груза при одинаковой массе ракеты);

- более высокая экологическая чистота продуктов сгорания и компонентов, не образующих при аварийных проливах взрывоопасных оксиликвитов, которые могут возникнуть в топливе "керосин-кислород";

- существенное упрощение технологии "очистки" конструкции ЖРД (и ракетного блока) после огневого контрольного технологического испытания, а, возможно, и полное ее исключение из-за криогенности (самоиспаряемости) обоих компонентов топлива; это преимущество следует считать решающим при переходе в будущем на использование многоразовых транспортных систем;

- лучшие охлаждающие свойства метана;

- более низкую стоимость метана (втрое меньше чем у керосина).

Недостатками метана как горючего являются:

- возможность сажеобразования;

- криогенность жидкого метана (потребуется создание систем захолаживания, ожижительных установок);

- меньшая плотность метана, что обусловит некоторое увеличение массы конструкции ЖРД, которое компенсируется его более высоким удельным импульсом;

- большая взрывоопасность метана (потребуется введение дополнительных мер контроля среды);

- необходимость высокой степени очистки метана, в зависимости от используемого месторождения;

- приспособление имеющейся инфраструктуры, средств транспортировки и хранения криогенных компонентов топлива под метан, не исключая создание вновь некоторых элементов и арматуры.

На основании анализа опубликованных данных [3-5] можно сделать вывод о том, что, учитывая неизбежность в ближайшем будущем перехода к созданию и использованию многоразовых ракет-носителей, комплексное решение проблем их безопасности, надежности и многоразовости наиболее полно может обеспечить только использование кислородно-метановых жидкостных ракетных двигателей любой схемы, кроме закрытой с окислительным газогенератором. Созданный на этой основе ЖРД будет отвечать практически всем вышеуказанным требованиям, предъявляемым к двигателям XXI в.

В заключение отметим, что возможность и целесообразность создания кислородно-метанового ЖРД подтверждают проектные проработки и экспериментальные исследования, выполненные во многих фирмах ракетного двигателестроения (НПО "Энергомаш" им. академика В.П.Глушко, КБ химического машиностроения им. А.М.Исаева, КБ химавтоматики, ИЦ им. М.В. Келдыша) [6-12]. Так, например, в таблице 1 представлены сравнительные характеристики условных двухступенчатых ракет-носителей для вывода ПГ на низкую околоземную орбиту. Первая РН использует «жидкий кислород - керосин», вторая - «жидкий кислород - жидкий метан». Из-за малой плотности метана баки второй ракеты имеют несколько большие габариты и массу. Однако благодаря преимуществу в удельном импульсе, масса полезного груза у второго носителя все-таки несколько больше (на 9,5%), чем первого. Поскольку промышленность освоила получение сжиженного метана в необходимых количествах, то по стоимости он сопоставим с керосином, а для регионов, богатых нефтью (к которым относится и Россия), даже дешевле. Таким образом, для многоразовых носителей метановое топливо выгодно и из-за своей относительно малой удельной стоимости. Расчёты, выполненные в работе [13], свидетельствуют, что для РН типа GX (Япония) кислородно-метановая верхняя ступень по массе ПГ, выводимого на геопереходную орбиту, находится практически в середине между ракетой с кислородно-керосиновой и кислородно-водородной ступенями. По грузоподъемности она лишь на 3,8% уступает кислородно-водородной и на 9,5% опережает кислороднокеросиновую ступень при прочих равных условиях.

Таблица 1.

Сравнительные массовые характеристики носителей, т [11]

Компоненты топлива Топливо I ступени Конструкция I ступени Топливо II ступени Конструкция II ступени Полезный груз, т

Жидкий кислород -керосин 75,11 5,01 14,93 1,49 3,46

Жидкий кислород -жидкий метан 73,88 5,47 15,25 1,61 3,79

Внедрение метанового горючего также даёт возможность решить следующие задачи по повышению эффективности эксплуатации ракетного комплекса на природном углеводородном горючем:

- обеспечить внедрение самых эффективных методов контроля изготовления товарных двигателей и ракетных блоков - огневых контрольно-технологических испытаний без последующих их переборок, а также высокую надежность ракет-носителей любого класса с первого пуска;

- создать благоприятные условия для перехода к многоразовым средствам выведения;

- снизить затраты на наземную огневую отработку ЖРД за счет увеличения числа его испытаний с использованием одного комплекта материальной части; сокращение числа двигателей для наземной отработки и снижение стоимости товарных двигателей;

- уменьшить затраты на создание и содержание необходимой наземной инфраструктуры для работы с жидким метаном в рамках финансирования разрабатываемой общегосударственной программы его внедрения.

Кроме того, с целью унификации компонентов топлива для всех ракетных двигателей, установленных на ракете-носителе, определённый интерес представляет использование метана в качестве горючего ЖРД малой тяги (ЖРДМТ) [14] реактивной системы управления (РСУ) космическими аппаратами. Следует отметить, что в настоящее время исполнительные органы РСУ - жидкостные ракетные двигатели малой тяги - используют в качестве топлива азотный тетроксид (AT) и монометил - (ММГ) или несимметричный диметилгидразин (НДМГ), или монотопливо-гидразин (таблица 2).

Таблица 2.

Параметры ЖРДМТ при работе в вакууме

Обозначение ARC5M ДСТ-200 РДМТ-50 МДТО-123

Разработчик Atlantic Research Corp. КБ Химмаш им. А.М.Исаева НИИМаш ТМКБ «Союз»

Топливо ММГ+АТ НДМГ+АТ НДМГ+АТ НДМГ+АТ

Тяга, Н 22 200 50 95

Полный импульс тяги, Не 2668800 1000000 250000

Удельный импульс, м/с 2871 2750 2500 2500

Данные компоненты являются токсичными и в соответствии с основными направлениями развития средств выведения, как в нашей стране, так и за рубежом со временем должны быть заменены экологически чистыми. Причем в истории ракетно-космической техники известны примеры использования ЖРДМТ на экологически чистых компонентах. Например, в объединенной двигательной установке РСУ орбитального космического корабля «Буран» применялись керосин и кислород, которые также использовались в качестве топлива маршевых ЖРД РД-170 и ЖРД орбитального маневрирования [15]. Кроме того, для разрабатываемого космического корабля «Клипер» проектируются ЖРДМТ, работающие на этиловом спирте и кислороде [16]. В связи с этим можно считать целесообразным в случае применения метана в качестве горючего маршевых ЖРД, использовать его и для ЖРДМТ реактивных систем управления космическими летательными аппаратами.

Поскольку эффективность применения метана в качестве горючего зависит от совокупности накопленных знаний в области процессов распыливания, смешения, воспламенения и горения компонентов топлива на основе метана, а также уровня надёжности практических рекомендаций по организации высокоэффективных рабочих процессов в ЖРД различного уровня тяги, цель данной работы сформулируем следующим образом: разработка практических рекомендаций по организации высокоэффективного рабочего процесса в камере сгорания и конструированию ЖРДМТ на компонентах топлива метан-кислород.

Диссертация состоит из введения, трёх глав и приложения. В соответствии со сформулированной целью произведён обзор результатов экспериментально-теоретических работ, посвященных обоснованию выбора схем ЖРД на метане, стендовой отработке элементов конструкции камер, определения характеристик рабочего процесса в камере сгорания и подтверждения эффективности применения метана в качестве горючего ЖРД.

10. Результаты работы использовались предприятиями ИЦ Келдыша, НПО «Энергомаш» им. академика В.П.Глушко при проектировании камер сгорания ЖРД, а также в учебном процессе кафедры "Ракетные двигатели" МГТУ им. Н.Э.Баумана.

1. Жидкостные ракетные двигатели для ракет-носителей //Аэрокосмическое обозрение.-2003.- №1.- С. 84.

2. Коротеев А., Самойлов Л. Перспективные ЖРД России // Двигатель.-2000.- №2.- С.2.

3. Двигатели на метане обеспечат России преимущество на космическом рынке // Новые технологии.- 1999.- №10.- С. 15-23.

4. Гуров В., Северенков В. И не только в трубе дело // Двигатель.- 1999.-№2.- С. 53.

5. Афанасьев И. Звёздочка для Индии // Новости космонавтики,- 2000.-№1.- С. 52-54.

6. Горохов В.Д., Кунавин С.П. Работы КБХА по созданию перспективных ЖРД на компонентах топлива кислород-метан // Научно-технический сборник КБ Химавтоматики,- Воронеж: Изд-во ИПФ, 2001.- С. 96 101.

7. Исследовательский центр им. М.В.Келдыша. 70 лет на передовых рубежах ракетно-космической техники / Под ред. А.С.Коротеева, А.А.Гафарова, О.А.Горшкова и др.- М.: Машиностроение, 2003.- 440 с.

8. Клепиков И.А. Использование охлаждающих свойств метана для увеличения энергетики ЖРД с дожиганием восстановительного газа // Вестник МГТУ им. Н.Э.Баумана. Сер. Машиностроение.- 2005.- №1.- С. 15-23.

9. Афанасьев И. Метан последняя надежда? // Новости космонавтики.-1998.-№17.- С. 42-45.

10. Миронов В.В., Кочетков Ю., Давыденко Н.А. Оправа для огня // Двигатель.- 1999.- №2.- С. 8 9.

11. Афанасьев И. Так ли он хорош? // Новости космонавтики.- 2002.- №6.-С.48-51.

12. ГОСТ 17655-89. Двигатели ракетные жидкостные. Термины и определения.- М.: Изд-во стандартов, 1989.-48 с.

13. Многоразовый орбитальный корабль «Буран» / Ю.П.Семенов, Г.Е.Лозино-Лозинский, Б.А. Соколов и др. М.: Машиностроение, 1995.- 448 с.

14. Брюханов Н. Проект «Клипер» // Новости космонавтики.- 2005.- № 7.-С. 1-7.

15. ЖРД на метановом горючем: история, состояние и перспективы / Бахмутов А.А., Буканов В.Т., Клепиков И.А. др. // Труды НПО "Энергомаш" им. академика В.П. Глушко.- 2000.- Т. XVIII.- С. 192 216.

16. Трусов Б.Г. Моделирование химических и фазовых равновесий при высоких температурах.-М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э.Баумана, 1992.- 100 с.

17. Конструирование и изготовление двигателей малой тяги на топливе Н2/О2 // Тех. перевод ЦИАМ.- 1972.-№ 11974.- 12 с. (Перевод ст.Domokos S.I., Falkenstein G.L.)

18. РД на газообразном Нг и Ог с высоким давлением в КС // Тех. перевод НИИМАШ. 1973.- № 18.- 9 с. (Перевод ст. Falkenstein G.L., Domokos S.I.)

19. Разработка пульсирующего РД тягой 6,7 кН на газообразном топливе (О2+Н2) для управления ТКК // Тех. перевод НИИМАШ.- 1973. № 21.-23 с. (Перевод ст. Wolf D.)

20. Ракетные двигателя тягой до 44,5 кН на топливах «жидкий кислород-метан», «жидкий кислород-пропан» и «жидкий кислород-аммиак» // Технический перевод ИЦ им. МБ. Келдыша.-1985.-№ 2446.-15 с. (Перевод ст.)

21. Tamura Н., Ono Е., Kuma Kawa A. LOX/Methane staged combustion rocket combustor investigation // AIAA papers.- 1987,- № 1856.- 23 p.

22. Черный И. NASA и метановый двигатель // Новости космонавтики.-2006.- № 5.- С. 48 49.

23. Клепиков И.А., Кубиков В.Б. Маршевые ЖРД на топливе кислород-углеводородное горючее // Ракетно-космическая техника. 1986.- Серия IV.-С. 83 - 92.

24. Клепиков И.А. Выбор энергомассовых характеристик маршевых многоразовых ЖРД на сжиженном природном газе: Автореф. Дисс . докт. техн. наук-М., 2005.- 32 с.

25. Исследование возможностей форсирования двигателя РД-120 / Б.И.Каторгин, В.К.Чванов, И.Ю.Фатуев и др. // Вестник Российской академии космонавтики им. К.Э. Циолковского. 2004. - № 1.- С. 7-16.

26. Результаты экспериментальных работ в НПО "Энергомаш" по освоению метана как компонента топлива для ЖРД / Е.А.Белов, В.Ю.Богушев,И.А.Клепиков и др. // Труды НПО "Энергомаш" им. академика В.П. Глушко.-2000.-Т. XVIII.- С. 86- 100.

27. Кочанов А.В., Клименко А.Г. Исследования проблем создания ракетных двигателей малой тяги на экологически чистых газообразных топливах // Вестник МГТУ им. Н.Э.Баумана. Сер. Машиностроение.- 2006.-№3.- С. 15-30.

28. Афанасьев И. 70 лет Центру Келдыша // Новости космонавтики.-2003.- №12.- С. 56-57.

29. Leontyev N.I., Kolkin Ye.N., Zavyalov V.S. KB Khimmash Lox/LNG development status // 48-th intern, aerospace congress.- Berlin, 2000.- P. 23 28.

30. Уманский С.П. Ракеты-носители и космодромы.- М.: Рестарт+, 2001.216 с.

31. CADB's development of the LRE operating with liquefied natural gas and liquid oxygen / Gorokhov V.D., Rachuk V.S., Grigorenko L.N., Kunavin S.P. // 48-th intern, aerospace congress.- Berlin, 2000.- P. 44 52.

32. Первышин А.Н. Основы проектирования генераторов сверхзвуковых струй продуктов сгорания газообразных топлив и их технологическое использование: Дисс . докт. техн. наук. Самара, 1994 - 233 с.

33. Численные методы исследования течений вязкой жидкости / А.Д.Госмен, В.М.Пан, А.К.Ранчел и др. М.: Мир, 1972. - 323 с.

34. Сполдинг Д.Б. Общая теория турбулентного горения // Ракетная техника и космонавтика.- 1979.- № 2.- С. 185 194.

35. Сполдинг Д.Б. Горение и массообмен. М.: Машиностроение, 1985.240 с.

36. Колосов М.А., Ягодников Д.А. Математическое моделирование процессов тепломассообмена в холодильной машине с генератором на газообразном топливе // Тепломассообмен-ММФ-2000. Тепломассобмен в энергетических устройствах.- Минск, 2000.- Т. 10.- С. 330 333.

37. Авиационные, ракетные, морские и промышленные двигатели. 1944 -2000.- М.: АКС-Конверсалт, 2000.- 434 с.

38. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. Учебник для авиационных специальностей вузов /А.П. Васильев, В.М. Кудрявцев, В.А. Кузнецов и др.; Под ред. В.М. Кудрявцева. М.: Высшая школа, 1993.- 383 с.

39. Нечаев Ю.Н. Силовые установки гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов,- М.: Изд во академии космонавтики им. К.Э.Циолковского, 1996. - 213 с.

40. Дубовкин Н.Ф. Справочник по углеводородным топливам и их продуктам сгорания. М.: Госэнергоиздат, 1962. - 288 с.

41. Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания: Справочник в 10 т. / Под ред. В.П.Глушко. М.: ВИНИТИ АН СССР, 1971 -1979. - Т. 1 -266 с.

42. Варгафтик Н.Б., Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей. М.: Наука, 1972. - 720 с.

43. Исаев С.И. Курс химической термодинамики. М.: Высшая школа, 1986.-272 с.

44. Дымов В. С. Язык программирования Фортран. М.: Майор, 2003. - 192 с.

45. Рыжиков Ю.И. Программирование на Фортране PowerStation для инженеров: Практическое руководство. СПб.: Корона принт, 1999.- 160 с.

46. Колмогоров А.Н. Локальная структура турбулентности в несжимаемой вязкой жидкости при очень больших числах Рейнольдса // Доклады АН СССР.-1941.- Т. 30, №4. С. 299 - 303.

47. Prandtl L. Ober ein neues Formelsystem fur die ausgebildete Tyrbulenz // Nachrichten der Akademian Wissenschaft Gotiingen. Mathphys.- №2.- 1945.-S.6-19.

48. Pun V. M., Spalding D.B. A procedure for predicting the velocity and temperature distributions in a confined, steady, turbulent, gaseous, diffusion flame //Imperial College Mechanical Engineering Department Report.-1967.- № 11.- P. 32-38.

49. Runchal A.K., Spalding D.B., Wolfshtein M. The numerical solution of the elliptic equations for transport of vorticity, heat and matter in two-dimensional flows//Imperial College Mechanical Engineering Department Report.- 1967.-№2.-P. 12-18.

50. Wolfshtein M. Convection processes in turbulent jets // ImperialCollege Mechanical Engeenering Department Repor.- 1967.-№ 2.-P. 44 50.

51. Алемасов B.E. Теория ракетных двигателей. M. - Оборониз, 1962.444 с.

52. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования / Под ред. Д.А. Ягодникова. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2005. - 488 с.

53. Ягодников Д.А. Организация процессов воспламенения и горения порошкообразных металлов в камерах сгорания реактивных двигательных установок: Дисс . докт. техн. наук. Москва, 1998 - 236 с.

54. Ионов В.Г. Исследование отдельных стадий форкамерного зажигания при помощи кинематографического анализа // Физика горения и взрыва.- 1990.Т. 26, №2.-С. 3-8.

55. Отраслевой стандарт СТП-255-13-79. Расчёт инструментальных погрешностей.- Калининград: Изд- во НПО "Энергия", 1975. -23 с.

56. Идельчик И.Е. Справочник по гидравлическим сопротивлениям.- М.: Машиностроение, 1975.- 672 с.

57. Теория и техника теплофизического эксперимента / В.И. Кушнырев, В.И. Лебедев, В.А. Павленко и др.; Под ред. В.К. Щукина. М.: Высшая школа, 1986.- 342 с.

58. Ракетные двигатели / М. Баррер, А. Жомотт, Б.Ф. Весте и др.- М.: Оборонгиз, 1962.- 242 с.

59. ГОСТ 53702-75. Аппаратура зажигания авиационная.- М.: Госкомиздат при СМ СССР, 1975.- 25 с.