автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Теоретическое обоснование создания ракетного двигателя на порошкообразном металлическом горючем и воде в качестве окислителя

На правах рукописи 005019908

Бербек Андрей Михайлович

ТЕОРЕТИЧЕСКОЕ ОБОСНОВАНИЕ СОЗДАНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ НА ПОРОШКООБРАЗНОМ МЕТАЛЛИЧЕСКОМ ГОРЮЧЕМ И ВОДЕ В КАЧЕСТВЕ ОКИСЛИТЕЛЯ

05.07.05 - Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

1 2 2012

Пермь-2012

005019908

Работа выполнена в ФГБОУ ВПО «Пермский национальный исследовательский политехнический университет»

Научный руководитель - Малинин Владимир Игнатьевич,

доктор технических наук, профессор.

Официальные оппоненты - Егоров Александр Григорьевич,

доктор технических наук, профессор;

- Лузенин Антон Юрьевич, кандидат технических наук.

Ведущая организация - ОАО «НПО Энергомаш» им. академика

В.П. Глушко, г. Химки, Московская обл.

Защита состоится «18» мая 2012 г. в 14;00 на заседании диссертационного совета Д 212.188.06 при Пермском национальном исследовательском политехническом университете (614990, г. Пермь, Комсомольский пр., 29, ауд. 212 главного корпуса).

С диссертацией можно ознакомиться в научной библиотеке Пермского национального исследовательского политехнического университета.

Автореферат разослан "16" апреля 2012 г.

Ученый секретарь диссертационного совета доктор технических наук, профессор

В.И. Свирщёв

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

АКТУАЛЬНОСТЬ ТЕМЫ. Посадочные модули космических летательных аппаратов (КЛА), оснащённые двигателями для взлёта с исследуемого космического объекта, позволят доставить на Землю пробы грунта и получить многократно больше научной информации, чем может быть получена с исследовательского аппарата, передающего на Землю только данные телеметрии.

Двигательные установки для посадочных ступеней КЛА должны развивать большую тягу для преодоления притяжения космического объекта и иметь малую массу. Электрические ракетные двигатели, несмотря на очень высокий удельный импульс, для этой цели не подходят из-за малого значения тяги. Ядерные двигатели тяжелы и радиационно опасны. Единственным типом ракетного двигателя (РД), который в настоящее время можно использовать для взлёта с космических объектов, остаётся химический.

Для межпланетного КЛА наиболее важным критерием эффективности является его масса, поскольку при её увеличении резко возрастают затраты на выведение аппарата в космос. Для посадочных ступеней КЛА экономия массы может быть получена за счёт того, что топливо или хотя бы его часть будет добываться непосредственно на объекте исследования.

В работах Шафировича Е.Я. и Гольдшлегера У.И. при исследовании Марса предлагается использовать углекислый газ, добываемый из марсианской атмосферы, как окислитель, и транспортируемое с Земли металлическое горючее в химическом ракетном двигателе. Двигатель используется не только для взлёта с Марса после выполнения миссии, но и для выполнения нескольких перелётов по Марсу для расширения района исследований.

Одним из самых распространённых веществ в Солнечной системе является вода. Водяной лёд присутствует на поверхности спутников Юпитера (Европа, Ганимед, Каллисто), практически на всех спутниках Сатурна, Урана, Нептуна, Плутоне и его спутнике - Хароне. Замёрзшая вода содержится в ядрах комет и на самых крупных объектах пояса Койпера. Воду внеземных объектов можно использовать в качестве окислителя для ракетного двигателя КЛА. В качестве горючего в смеси с водой целесообразно применять активные металлы.

Наиболее удобный вид применения любого горючего - жидкое состояние, так как в этом случае горючее просто дозировать и диспергировать. Однако металлы имеют высокую температуру и теплоту плавления, и подача металлов в расплавленном виде приведёт к большим энергетическим затратам и чрезмерному усложнению конструкции. Существует возможность использования металлов в виде гелей, однако до сих пор не созданы гели, способные длительное время (годы) храниться без изменения реологических свойств. Поэтому наиболее рационально применять металлы в качестве горючего в виде порошков, которые при подаче псевдоожижаются небольшим количеством газа. В последние три десятилетия научными коллективами ОКБ «ТЕМП» Пермского национального исследовательского политехнического университета (ПНИПУ), НИИЭМ при

МГТУ им. Н.Э. Баумана, Тольяттинского госуниверситета показана возможность создания новых высокоэффективных технических устройств, использующих горение распылённых в активном газе порошков металлов (А1,В).

При проектировании двигательных установок на порошкообразных металлических горючих (ПМГ) и воде в качестве окислителя (ВО) перед разработчиками встаёт ряд задач, связанных с организацией рабочего процесса. Одна из основных задач - обеспечение смешения ПМГ с водой, надёжного воспламенения, стабилизации пламени, устойчивого и эффективного горения.

ОБЪЕКТ ИССЛЕДОВАНИЯ: рабочий процесс в ракетном двигателе на порошкообразных металлических горючих и воде в качестве окислителя.

ЦЕЛЬЮ ДИССЕРТАЦИОННОЙ РАБОТЫ является теоретическое обоснование возможности создания ракетного двигателя для межпланетного космического аппарата на транспортируемом с Земли порошкообразном металлическом горючем и воде, добываемой на поверхности исследуемого космического объекта, в качестве второго компонента топлива.

ЗАДАЧИ ДИССЕРТАЦИОННОЙ РАБОТЫ. Для достижения указанной цели необходимо:

1. Провести комплексный анализ (термодинамический, физико-химических свойств, технологичности, отработанности) топлив металл + вода, выбрать наиболее эффективное и целесообразное металлическое горючее для использования в ракетном двигателе на воде в качестве окислителя.

2. Разработать способ организации внутрикамерных процессов в ракетном двигателе на топливе металл + вода, позволяющий организовать сжигание горючих компонентов и получить конденсированные продукты сгорания в ультрадисперсном виде (тем самым снизить двухфазные потери удельной тяги).

3. Экспериментально исследовать распыл воды центробежными форсунками, применяющимися в газотурбинных двигателях (ГТД) для подачи керосина, и показать возможность их использования для установки в камере сгорания ракетного двигателя на ПМГ и воде в качестве окислителя.

4. Разработать схему ракетного двигателя на порошкообразном металлическом горючем и воде в качестве окислителя (ПМГ ВО), рассчитанного на низкие внутрикамерные давления, в которой рассмотреть вопросы хранения, подачи, смесеобразования, воспламенения и горения компонентов, охлаждения конструкции. Сформулировать рекомендации к проектированию систем и элементов двигателей космических аппаратов на ПМГ и воде.

МЕТОДЫ И ПОДХОДЫ

Использованы методы и подходы теории горения порошкообразных металлов и газодисперсных систем, математического моделирования процессов смесеобразования в реактивных двигателях на жидких компонентах, электронно-оптический метод исследования газодисперсных потоков, проектирования, конструирования и проведения испытаний элементов ракетных двигателей и нестандартного оборудования.

НАУЧНАЯ НОВИЗНА:

1. Термодинамическими расчетами впервые показано: топлива металл + вода по удельному импульсу (до 370 с) не уступают традиционным топливам космических аппаратов и при этом обладают следующими преимуществами: заправка водой в месте посадки КЛА; высокие эксплуатационные характеристики; высокие энергетические характеристики.

2. Сформулированы новые принципы организации процесса сжигания порошкообразных металлов и воды в камере сгорания ракетного двигателя без создания чётко выраженных интенсивных зон аэродинамической рециркуляции. Тем самым уменьшается возможность налипания конденсированных частиц на поверхность камеры сгорания. Стабилизация пламени осуществляется за счёт подачи малого количества дополнительного компонента, создающего богатый кислородом низкоскоростной лоток газа для воспламенения ПМГ.

3. Впервые показана возможность существенного уменьшения двухфазных потерь удельного импульса в ракетном двигателе на топливе ПМГ + вода за счёт организации горения, при которой конденсированные продукты сгорания металлического горючего образуются в ультрадисперсном виде.

4. Экспериментально впервые показана возможность применения использующихся в ГТД для подачи керосина центробежных форсунок 94ДС, в камере сгорания РД на ПМГ и воде в качестве окислителя.

5. На основе известных методик расчёта испарения и движения капли в высокоскоростном, высокотемпературном потоке газа и термодинамических расчётов процессов сформулирована модель, описывающая горение в основной зоне КС в рамках квазиравновесного приближения. Проведены оценочные расчёты испарения капель воды в основной зоне.

ПРАКТИЧЕСКАЯ ЗНАЧИМОСТЬ

Результаты работы могут быть использованы при проектировании и отработке систем и элементов новых ракетных двигателей на порошкообразном металлическом горючем и воде, предназначенных для межпланетных исследовательских летательных аппаратов, а также технологических установок, использующих горение металлов в водяном паре.

Применение реактивных двигателей на ПМГ и внеземных окислителях в космических летательных аппаратах позволяет расширить возможности исследования объектов Солнечной системы, в том числе отдалённых.

ДОСТОВЕРНОСТЬ И ОБОСНОВАННОСТЬ

Достоверность и обоснованность результатов работы подтверждается:

1. Использованием программы термодинамических расчётов высокоэнергетических процессов, принятой в качестве стандартного программного обеспечения на предприятиях аэрокосмической отрасли.

2. Применением известных, проверенных на практике экспериментальных характеристик горения частиц ПМГ в активных средах.

3. Использованием известных методик расчёта испарения и движения капель углеводородных горючих в высокоскоростном, высокотемпературном потоке газа.

4. Хорошим согласованием результатов проведённых в работе экспериментов с данными других авторов.

5. Применением современных аттестованных приборов, проверенных и надежных средств измерения и регистрации, опробованных методик.

НА ЗАЩИТУ ВЫНОСЯТСЯ:

1. Результаты комплексного анализа (термодинамического, физико-химических свойств, технологичности, отработанности) топлив металл+вода, обоснование целесообразности использования топлива алюминий+вода.

2. Способ организации внутрикамерных процессов в ракетном двигателе на топливе алюминий+вода, позволяющий существенно снизить двухфазные потери удельного импульса, предотвратить налипание к-фазы на поверхность элементов камеры сгорания, повысить надёжность и эффективность работы двигателя.

3. Схема системы подачи компонентов топлива в камеру сгорания ракетного двигателя на ПМГ и воде, позволяющая минимизировать его массу и габариты.

4. Результаты испытаний центробежных форсунок, использовавшихся в ГТД для подачи керосина, для подачи воды в форкамеру ракетного двигателя ПМГ ВО.

5. Схема ракетного двигателя космических летательных аппаратов на ПМГ и воде. Рекомендации к проектированию систем и элементов подачи, смесеобразования, воспламенения и горения ракетных двигателей ПМГ ВО.

РЕАЛИЗАЦИЯ РАБОТЫ

Разработанные принципы организации внутрикамерных процессов и полученные в результате исследований расчётные и экспериментальные данные использованы: в проектных работах предприятий ФГУП ОКБ «Темп» и ООО «Лаборатория Новых Технологий».

АПРОБАЦИЯ РАБОТЫ: Результаты диссертационной работы докладывались на: VI, VIII, X, XII Всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмическая техника и высокие технологии». Пермь, 2003, 2005, 2007, 2009 г.г. Международной конференции SPACE'2003 «Ракетные двигатели и проблемы их применения для освоения космического пространства». Москва-Калуга, 2003 г. European combustion meeting (ЕСМ 2003). Orleans, France, 2003. Международной конференции SPACE'2006 «Космический вызов XXI века. Новые материалы и технологии для ракетно-космической техники». Севастополь, 2006 г. V Всероссийской научно-технической конференции «Проблемы и перспективы развития авиации, наземного транспорта и энергетики». Казань: КГТУ, 2009 г.

ОБЪЁМ И СТРУКТУРА РАБОТЫ

Диссертация состоит из введения, четырёх глав, общих выводов и списка литературы; изложена на 155 страницах, содержит 46 рисунков и 9 таблиц; список литературных источников включает 115 наименований.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Введение содержит обоснование актуальности работы (темы исследования), формулировку цели и основных задач, решаемых в диссертации, научную новизну, практическую значимость, реализацию и апробацию работы, содержание диссертации по главам.

В главе 1 на основе известных работ проведён анализ проблем, возникающих при создании двигательных установок на ПМГ, в частности РД на ПМГ и воде. Основной проблемой при сжигании ПМГ является образование конденсированных продуктов сгорания (к-фазы), которые из-за отставания от газового потока в сопле могут привести к недопустимо большим потерям удельной тяги. Анализ двухфазных потерь проведён в работах Алемасова В.Е., Дрегалина А.Ф., Тишина А.П., где показано, что отставание частиц к-фазы от газового потока практически отсутствует, если их размер менее 1 мкм.

Рассмотрены особенности образования к-фазы при горении алюминия в продуктах сгорания смесевых ТРТ. Главной особенностью, отмеченной в экспериментальных работах (Похшх П.Ф., Беляев А.Ф., Фролов Ю.В. и др.; Гусаченко Е.И., Фурсов В.П., Шевцов В.И. и др.), является двумодальность распределения массы оксида по размерам частиц. Левая мода состоит из ультрадисперсных частиц (размером менее 1 мкм). Частицы правой моды соответствуют по своим размерам исходным частицам алюминия.

В работах ОКБ «Темп» ПНИПУ (Малинин В.И.) показана принципиальная возможность уменьшения доли крупнодисперсной к-фазы до малых величин (2...3 %). В работах Мальцева В.М., Кашпорова JIJL, Гуревича М.А. и др. экспериментально подтвераадено, что в водяном паре металлы воспламеняются и горят не хуже, чем в воздухе. Важной особенностью, выявленной в экспериментах Алексеева А.Г., Кудрявцева В.М., Сухова A.B., Ягодникова Д.А., Воронецкого A.B., Малинина В.И., Егорова А.Г. и др., является возрастание скорости распространения пламени в аэровзвесях порошков алюминия и магния по мере уменьшения коэффициента избытка воздуха а (вплоть до значений 0,04 ... 0,15). Этот факт имеет большую ценность для организации внутрикамерных процессов в установках на ПМГ, так как позволяет реализовать воспламенение взвесей порошков металлов при низких значениях коэффициента а. В экспериментах ОКБ «Темп» также было определено, что для достижения приемлемой полноты сгорания ПМГ необходимо сжигать при давлении выше 0,2 МПа (Малинин В.И.).

Таким образом, в первой главе проведён анализ внутрикамерных процессов в реактивном двигателе на металлических горючих, воздухе или воде в качестве окислителя, выявлены их особенности по сравнению с двигателем на углеводородных горючих. В результате аналитического обзора сформулированы основные задачи диссертационной работы.

В главе 2 описываются результаты проведённых термодинамических расчётов, анализируются энергетические, эксплуатационные и технологические характеристики топлив металл + вода. Расчёты проводились с использованием

разработанной в МГТУ им. Н.Э. Баумана программы «АСТРА.4» (Трусов Б.Г.).

Проведены термодинамические расчёты горения металлов: алюминия, бора, магния и бериллия в воде. В результате расчётов получены зависимости пустотного термодинамического удельного импульса ^ (табл. 1), температуры Тк и массовой доли конденсированной фазы в продуктах сгорания 2К от отношения масс окислителя и горючего О/Г.

Термодинамические параметры наиболее привлекательны у бериллия (удельный импульс более 370 с), однако неотработанность технологии получения промышленных порошков бериллия, а также использования бериллия в качестве горючего в двигательных установках делают его использование нежелательным.

Магний энергетически менее выгоден, чем другие рассмотренные металлы, а также имеет минимальную плотность заряжания (табл. 1). Из четырёх горючих алюминий и бор могут представлять наибольший практический интерес. Поскольку алюминий технологически гораздо более подробно изучен, в качестве ПМГ выбраны промышленные порошки алюминия (АСД-1, АСД-4).

Таблица 1. Энергетические характеристики ПМГ при Рк= 1 МПа, е = 1000

Характеристика мё А1 В Ве

Плотность, кг/л 1,74 2,7 2,33 1,85

Плотность заряжания бака, кг/л 1,2 1,9 1,5 -

Стехиометрическое соотношение 0,75 1,0 2,5 2

Пустотный удельный импульс, с (при значении О/Г) 290...210 (0.75...3) 300...200 (1.-3,5) 270...200 (2,3...6) 370...210 (2,1—9)

Далее приводится возможный способ, схема организации и анализ внутрикамерных процессов в РД на топливе алюминий + вода.

На основании проанализированных в главе 1 особенностей ПМГ, характеристик их воспламенения и горения, способов организации внутрикамерных процессов выбраны приемлемые для эффективной работы значения параметров камеры сгорания ракетного двигателя ПМГ ВО (табл. 2).

Таблица 2. Значения внутрикамерных параметров

ПАРАМЕТР ЗНАЧЕНИЕ

Давление, МПа 0,2...0,3

Отношение Окислитель/Горючее 2...3.5

Температура образования ультрадисперсной к-фазы, К около 2500

Температура потока перед его расширением, К менее 2300

Разрешить противоречие, возникающее при попытке соблюдения указанных в таблице параметров (температура около 2500 К реализуется в диапазоне О/Г 0,75... 1,5, тогда как преимущества двигателя с внеземным компонентом - при О/Г более 2) можно, применяя многозонную конструкцию камеры сгорания. Требуется организовать в КС отдельные зоны: высокотемпературную зону первичного

горения, богатую горючим, и зону с высоким, требуемым отношением О/Г.

Горение алюминия в среде водяного пара протекает достаточно эффективно, но воспламенение его затруднено из-за наличия прочной оксидной пленки и ещё более осложняется тем, что вода в камеру сгорания подаётся в жидком виде и требует дополнительных затрат тепла на испарение. Отсюда следует необходимость организации отдельной зоны, где созданы благоприятные условия для воспламенения алюминия. Таким образом, в камере сгорания требуется создать зоны воспламенения, первичного горения и основного горения ПМГ.

Воспламенение ПМГ. В рассматриваемом РД воспламенение алюминия предполагается организовать в богатой кислородом газовой смеси, получаемой в газогенераторе на кислородсодержащих компонентах (КСК). Топливом для него могут служить гидразин М2Н4 и азотный тетраоксид Х204, причём последний подаётся с очень большим избытком для генерации свободного кислорода.

Воспламенение и распространение пламени в аэровзвеси частиц алюминия при низких значениях коэффициента избытка окислителя (а = 0,05 - 0,3) подтверждено экспериментальными данными из работ Малинина В.И. На основании этих данных утверждается, что по взвеси алюминия в продуктах сгорания газогенератора, где содержание кислорода можно обеспечить не менее 65 %, по массе (значительно больше, чем в воздухе — 23 %), при коэффициенте избытка окислителя а > 0,08 пламя тем более должно распространяться. Такие условия создаются при расходе КСК > 10 % от суммарного расхода компонентов, доставляемых с Земли.

Для оценки влияния на удельную тягу РД выбранного способа воспламенения ПМГ в программе «АСТРА.4» проведены термодинамические расчёты применительно к топливу: 0,85 ... 1,0 А1 + 0 ... 0,15 КСК + 0,5 ... 3,5 Н20 (рис. 1).

300 280 260

и

£240

220 200 180

0

2

3

4

А1 без добавок

0,95 А1+0,05 КСК —Ш—0,85 А1+0,15 КСК

--0,9 А1+0,1 КСК

Рис. 1. Зависимость удельного импульса (пустотного) топлива А1+Н20+КСК от отношения расходов воды к суммарному расходу земных компонентов (рк= 0,25 МПа, е = 360)

Анализ представленных зависимостей показывает, что замена ПМГ на ПМГ с добавками КСК понижает удельную тягу двигателя весьма незначительно (например, менее чем на 4 % при добавлении 10 % КСК).

Первичное горение ПМГ. В зону первичного горения подаётся воспламенившаяся взвесь алюминия и часть воды. Расчётами оценивалась возможность обеспечить газификацию алюминия, что позволяет организовать парофазное вторичное горение (необходимое условие для получения основной доли конденсированных продуктов сгорания в ультрадисперсном состоянии и уменьшения двухфазных потерь). Было принято, что вода подаётся в жидком состоянии, имея температуру около 360 К. Тем самым учитывался нагрев воды при охлаждении стенок камеры сгорания и сопла. Во всех расчётах принималось значение давления в камере сгорания рк - 0,25 МП а, что соответствует парофазному горению частиц алюминия.

Представленные на рис. 2 зависимости температуры от состава компонентов подтверждают, что количество кислородсодержащего газа не менее 10 % от массы ПМГ необходимо не только для воспламенения алюминия, но и для поддержания высокой температуры во всей первичной зоне. Очень важным является то, что добавление воды к смеси 90 % ПМГ и 10 % КСК не приводит к существенному (до значений ниже 2400 К) понижению температуры, при котором прекращается парофазное горение алюминия.

-Тфк, (йкск=0%) —*— Тфк, (5%) —*— Тфк, (10%)

—*—Тфк, (15%) .....2фк,(0%) --»■ гфк,(5%)

■ ■ ■ гфк, (ю%) - * гфк, о 5%)

Рис. 2. Температура и содержание конденсированной фазы в форкамере в зависимости от соотношения подаваемых в форкамеру компонентов

Основное горение ПМГ. В зону основного горения подаются продукты сгорания первичной смеси (взвесь алюминия, КСК и распыленная вода) и основная часть воды, достаточная для получения заданного отношения О/Г. В этой зоне идут процессы парофазного горения испарившегося алюминия и продуктов его неполного окисления, в результате чего образуется

ультрадисперсная конденсированная фаза.

Распыление воды в зоне первичного горения. Для поддержания горения воспламенившейся смеси необходимо быстро смешать её с существенным количеством воды, которую требуется интенсивно испарять для вступления в реакцию с алюминием. Поскольку вода имеет высокие значения удельной теплоты парообразования и теплоёмкости, попадание крупных капель воды на воспламенившиеся частицы алюминия может приводить к прекращению их горения. Для исключения данного явления необходимо при распылении воды обеспечить размер подавляющего числа её капель порядка и меньше среднего размера частиц алюминия, 10 ... 30 мкм.

Для выполнения этих условий вода в зону первичного горения подаётся через центробежные шнековые форсунки с большим углом раскрытия конуса распыла. Центробежные форсунки способны обеспечить распыливание жидкостей на капли необходимого спектра дисперсности, отмеченного выше. Большой угол распыла таких форсунок позволяет быстро распределить воду по пространству первичной зоны. Требуется экспериментально определить размер капель воды, получающийся при распыливании её центробежными форсунками в условиях, моделирующих камеру сгорания предлагаемого двигателя.

В главе 3 рассмотрены результаты экспериментальных исследований распыла воды центробежными форсунками, применяющимися для подачи керосина в КС ГТД. Описано экспериментальное оборудование и схема измерения (рис. 3), методика проведения экспериментов по восстановлению поля распределения капель воды по размерам при её истечении из форсунки.

Результаты экспериментов свидетельствуют о том, что распыл воды центробежной форсункой, использующейся в ГТД для подачи керосина, при перепаде 1 МПа, обеспечивает требуемый спектр размеров капель (рис. 4). Доказана возможность использования таких форсунок для подачи воды в форкамеру ракетного двигателя на ПМГ ВО.

Рис. 3. Схема измерений методом Р1У

10 20 30 40 50 60 70 80 90 100

Размер капель, мкм

Рис. 4. Гистограмма распределения капель по размерам

В главе 4 на основании полученных результатов теоретических и экспериментальных исследований, изложенных автором в главах 2 и 3, разработаны схемы подачи компонентов топлива, ракетного двигателя в целом (рис. 5) и его камеры сгорания (рис. 6).

Рис. 5. Схема ракетного двигателя на ПМГ и воде в качестве окислителя

Предлагаемый двигатель включает в себя (см. рис. 5): бак ПМГ (алюминий) 1 с запорно-регулирующим клапаном, форкамеру 3, в которой размещены воспламенители 2. Форкамера состыкована с основной камерой сгорания и реактивным соплом 4. Предусмотрены бак 6 для добываемой в месте посадки аппарата воды, газогенератор системы подачи топлива (ГТСПТ) 8, газогенератор кислорода (ГТК) 9 (с высоким содержанием кислорода в продуктах сгорания топлива), баки ^ЕЦ 11 и N204 12, баллоны с гелием высокого давления 16. Вспомогательные элементы: запорные клапаны 5, мембранные 14 и обратные 15 клапаны, редуктор высокого давления 13 и регулятор низкого давления 7,

газопроницаемый поршень с порошкообразным охладителем 10.

Для вытеснения основных компонентов топлива из баков используется горячий газ, вырабатываемый ГГСПТ 8. Подача топлива в газогенератор осуществляется гелием из баллонов 16. Газогенератор СПТ - монотопливный, работающий на КгН-ь разложение которого протекает в присутствии катализатора. Продукты разложения чистого гидразина необходимо охлаждать, для чего предлагается к генерируемому газу добавлять гелий, имеющий низкую температуру и высокую теплоёмкость.

Бак с гидразином занимает объём гораздо меньший по сравнению с баллонами, содержащими равную массу газообразного гелия, даже сжатого до высокого давления. Расчётное давление в баллонах составляет около 35 МПа. В редукторе высокого давления 13 оно понижается до 3 МПа, при котором за счёт расширения Не осуществляется подача Г^Н) и М204 в газогенераторы. Газ из газогенератора СПТ проходит через регулятор низкого давления 7 и поддерживает давление наддува в баках основного окислителя и баке ПМГ равное 1,25 МПа.

Для перекрытия пустых баллонов с гелием во время второго и последующих пусков двигателя служат обратные клапаны 15. Остановка двигателя производится путём перекрытия пускоотсечных клапанов 5 и запорного клапана в баке с ПМГ.

Камера сгорания РД, схема которой изображена на рис. 6, разделена на форкамеру (ФК) и основную часть. В первой зоне форкамеры через профилированные отверстия в головке подаются продукты сгорания из ГГК, а через запорно-регулирующий клапан - псевдоожиженное ПМГ. В газовой среде, богатой кислородом, происходит воспламенение алюминия.

1 2 з

Рис. 6. Схема камеры сгорания ракетного двигателя на ПМГ и воде: 1 - воспламенители, 2 - центробежные форсунки для подачи первичной воды, 3 - струйные форсунки для подачи основной воды

Воспламенившееся ПМГ попадает во вторую зону форкамеры, где размещены центробежные шнековые форсунки для подачи первичной воды, обеспечивающие быстрое смешение и испарение компонентов. Дальнобойность

центробежных форсунок небольшая, поэтому ФК имеет меньший диаметр, чем основная часть КС, позволяющий воде, истекающей из форсунок, пробить поток смеси из зоны воспламенения. Во второй зоне форкамеры происходит первичное горение алюминия, сопровождающееся его газификацией.

После воспламенения и первичного горения топлива продукты сгорания попадают в основную часть КС, куда подаётся основная доля воды и происходит парофазное горение горючей смеси с образованием ультрадисперсной к-фазы. Для подачи воды в основную часть КС должны быть использованы струйные форсунки, обеспечивающие требуемую глубину пробития основного потока.

Длина форкамеры и основной камеры сгорания выбирается так, чтобы в ней успели полностью пройти определяющие процессы: воспламенения частиц, их первичного горения при соотношении О/Г < 1 (испарения капель первичной воды, газификации всего конденсированного алюминия, частичной реакции между парами алюминия и воды), вторичного горения при соотношении О/Г > 1 (испарения основной массы воды, полной реакции паров алюминия с водяным паром). Для эффективного осуществления выше описанных процессов необходимо обеспечить следующие условия:

> тмакс > макс > -.люкс

пребХ — воспя прев! ~~ гор пребЗ исп

> 9

где: - время пребывания в зоне воспламенения (первой зоне форкамеры); тжш ~ время задержки воспламенения самых крупных частиц ПМГ (для порошка АСД-1 ймсх = 70 мкм)-, тпрее2 - время пребывания смеси в зоне первичного горения (второй зоне форкамеры); - время горения самых крупных частиц ПМГ; т„реб3 - время пребывания смеси в зоне вторичного горения (основной зоне камеры сгорания); - время испарения самых крупных капель, образующихся при распиливании вторичной воды струйными форсунками в основной зоне КС.

Времена воспламенения частиц алюминия исследовались в работе Похила П.Ф. и др., где показано, что в наибольшей степени они зависят от температуры среды. Время воспламенения максимальной по размеру частицы порошка АСД-1 (70 мкм) при температуре 2400 К составляет 6 мс.

Времена горения частиц алюминия в зависимости от их диаметра, температуры, концентрации окислителя, давления исследовались экспериментально в работе Похила П.Ф. и др. и теоретически - Малинина В.И. На основе модели Малинина В.И., для условий, соответствующих условиям в форкамере (р = 0,25 МПа, Сох = 50 %, Тфк = 2400 К), проведены расчёты времени горения частиц алюминия, результаты которых представлены в таблице 3.

Таблица 3. Время горения частиц алюминия в зависимости от их диаметра

4 мкм 20 30 40 50 70

1,5 2,5 4,1 6,4 12,5

Оценка максимального размера капель воды и времени их испарения

Рассматривается течение реагирующей смеси капель воды и газа, содержащего продукты первичного сгорания алюминия в форкамере, пары испарившейся воды и продукты сгорания в основной зоне. Данная работа ориентирована в основном на доказательство принципиальной возможности создания предлагаемого двигателя в приемлемых габаритах и с параметрами, достижимыми при сегодняшнем уровне технологий. Поэтому задачу описания образования и испарения капель воды будем решать приблизительно, на уровне оценок, не учитывая кинетику процессов. Скорость процессов при этом считается минимальной, чтобы рассмотреть наихудший по габаритам вариант КС.

Принимаются два упрощающих предположения:

1. Лимитирующим процессом в основной зоне КС является испарение капель воды (считаем, что испарившаяся вода вступает в реакцию мгновенно).

2. Расход испарившейся (и вступившей в химическую реакцию) воды вдоль камеры сгорания увеличивается линейно.

Первое предположение обосновывается тем, что в основной зоне КС капли воды достаточно крупные и испаряются медленно, а алюминий присутствует здесь в парообразном состоянии. Второе предположение, за счёт варьирования места установки и угла распыливания форсунок, может быть выполнено с достаточной степенью точности для оценочных расчётов (при решении задачи оптимизации распределение расхода воды вдоль камеры сгорания может быть другим). Таким образом, расход поданной через форсунки и испарившейся воды вдоль камеры сгорания определяется выражением:

= (1)

где и - общий расход воды, поданный соответственно в основную зону КС и форкамеру, 1С - длина основной зоны камеры сгорания.

Скорость потока определялась по формуле:

_0* + 0нр{х)

v, =-

(2)

где Gec - расход земных компонентов топлива, FK - площадь проходного сечения основной зоны камеры сгорания; Р*~ pf -(l-Zf) - плотность потока с учётом доли к-фазы Z; pf -pK/(Rf-Tf) - плотность газового потока, (Rf, Tf - газовая постоянная и температура потока соответственно).

Значения Z, Rf и Tf от L (отношения расходов внеземных компонентов топлива GHi0{x) к земным Gec в основной зоне), получены в результате выполнения расчётов в программе «АСТРА.4».

Максимальный диаметр капель D0™* при подаче из форсунок воды в поток

газа определяется через максимальное критическое число Вебера (ЪУе™** =14).

Задача испарения капель воды решается при допущениях, принятых выше, и дополнительных:

1) движение капель происходит в плоскости, проходящей через форсунку и продольную ось камеры сгорания; 2) движение потока продуктов горения и испарения капель происходит вдоль оси камеры со скоростью V/, 3) потери тепла в стенку, как путём конвективного теплообмена, так и радиационным путём, не учитываются; 4) не учитывается взаимодействие капель друг с другом; 5) предполагается, что частицы оксида алюминия, образующиеся в газовом потоке в результате реакций, малы, находятся в тепловом и скоростном равновесии с газовым потоком и не взаимодействуют с каплями воды.

В данной работе за основу описания испарения капель воды принята методика, приведённая Луканиным В.Н., Шатровым М.Г., Камфером Г.М. и др. В соответствии с принятым подходом и допущениями, записана система дифференциальных уравнений и начальных условий, описывающая движение и испарение капель в основной зоне горения.

Уравнение испарения капли:

№

-д- Ю

Уравнение движения капли вдоль осих (продольной оси КС):

= - )2 • (А> / ¿О. (4)

Уравнение движения капли вдоль оси у (перпендикулярно оси КС):

^=-В^.(£>0/£>). (5)

Начальные условия: при т = 0 Уга = у^, у^ = , И = й0, х = х0 , у = 0 . (6) Здесь г - время; - компоненты скорости капли вдоль осей х и у

соответственно; В - параметр; Ш - критерий Нуссельта; К, - константа испарения; у - скорость; £> - диаметр; индекс 0 относится к начальному значению, ф- к форсунке, к - к капле,/- к потоку.

Параметр В в уравнениях (4), (5) рассчитывается по формуле:

вЛ.Г.Егр^ 4 г А '

где рк - плотность капли, С/ - коэффициент сопротивления движению капли (определяется по стандартной методике). За величину коэффициента принимается его среднее значение за время испарения, равное примерно 0,7. Учитывается влияние на коэффициент С/ процессов испарения капли и её деформации.

Зависимость коэффициентов вязкости с и теплопроводности от Ь, получена в результате выполнения расчётов в программе «АСТРАЛ».

Система дифференциальных уравнений и начальных условий (3) - (6) интегрируется по времени т. Интегрирование выполняется от начального момента времени т = 0 до момента времени, когда отношение ПЮ0 станет менее 0,2 или координата х превысит заданную длину основной зоны камеры сгорания 1С. Критерием достаточности дайны поставлено условие, что массовая доля неиспарившихся капель составит менее 1 %. Оценочные расчёты показали, что приемлемой длиной является 1С > 1,2 м.

В таблице 4 приведены оценки режимных и конструктивных параметров форкамеры и основной камеры. Среднеобъёмные скорости потока Vf в конечных поперечных сечениях каждой зоны определялись по формуле (2).

Таблица 4. Основные параметры камеры сгорания в характерных зонах Суд л/= 315 кг/м2, Суд гг0 = 35 кг/м2

Параметр Зона Зона первичного Зона вторичного

воспламенения горения горения

Отношение О/Г 0,11 0,56 3,4

Температура, К 2470 2370 1430

Давление, МПа 0,25 0,25 0,25

Доля к-фазы, % 0,985 0,504 0,425

Суд/вуад 1 0,07 0,4

Гуд/Рудо 1 20 20

Скорость газа, м/с 11 34 104

Время пребывания 10 17 15

газа, мс

Длина,м од 0,4 1,2

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ

1. Проведены анализы термодинамики, физико-химических свойств, энергетических свойств, технологичности, отработанности в составе двигательных установок топливных систем бериллий + вода, бор + вода, алюминий + вода, магний + вода. Наиболее перспективным признано топливо бериллий + вода (термодинамический удельный импульс более 370 с). Однако в результате комплексных оценок выбрано топливо алюминий + вода как наиболее реализуемое в ближайшем будущем для использования в ракетном двигателе на ПМГ и воде в качестве второго компонента топлива.

2. Разработан способ организации внутрикамерных процессов в ракетном двигателе на топливе А1 + вода, имеющий следующие особенности:

а) камера сгорания разбивается на зоны воспламенения, первичного горения (форкамера) и вторичного горения (основная камера);

б) воспламенение порошка алюминия осуществляется малым количеством (10 % по массе от суммарного расхода компонентов, доставляемых с Земли) дополнительного компонента, богатого кислородом (не менее 65 % по массе), получаемого в газогенераторе на топливе гидразин + азотный тетраоксид с отношением окислитель/горючее равным 39;

в) в зону первичного горения подаётся 40% воды от суммарного расхода земных компонентов, при этом обеспечивается температура смеси около значения 2400 К и происходит полное исчезновение конденсированного алюминия;

г) низкое (0,2...0,3 МПа) давление в камере сгорания;

д) для подачи и распыления воды в форкамере используются центробежные шнековые форсунки, а в основной части камеры сгорания - струйные форсунки.

Способ позволяет:

а) организовать надёжное воспламенение и обеспечить стабилизацию пламени в камере сгорания без создания выраженных зон аэродинамической рециркуляции потока (тем самым предотвратить налипание частиц конденсированной фазы на элементы конструкции);

б) получить конденсированные продукты сгорания в ультрадисперсном виде и снизить двухфазные потери удельной тяги.

3. Экспериментально исследовано распыление воды центробежными форсунками (марки 94ДС), применяющимися в ГТД для подачи керосина, при перепаде около 1 МПа. Показана возможность их использования для установки в форкамере ракетного двигателя на топливе ПМГ + вода. Форсунки при подаче и распыливании воды обеспечивают требуемую дисперсность капель (10...30 мкм), угол конуса распыла превышает 100 градусов.

4. Разработана схема РД на ПМГ (порошкообразный алюминий) и воде в качестве окислителя, в которой рассмотрены вопросы хранения, подачи, смесеобразования, воспламенения и горения компонентов, охлаждения конструкции. Особенности двигателя:

а) вытеснительная газогенераторная система подачи основных компонентов топлива, в которой газогенератор системы подачи - на монотопливе (гидразин);

б) для системы подачи воды используется смесь 40 % гелия и 60 % продуктов разложения гидразина (по массе), которая имеет температуру не более 620 К (предел стойкости резиновых мембран в баке воды);

в) для системы подачи ПМГ используется порошкообразный ёмкостный охладитель, обеспечивающий более холодный газ (температура не более 350 К);

г) сопло двигателя можно профилировать как сопло для ЖРД с гомогенными продуктами сгорания.

5. Сформулированы рекомендации к проектированию систем и элементов двигателей космических летательных аппаратов на ПМГ и ВО:

а) определены условия эффективного протекания процессов в характерных зонах камеры сгорания (воспламенения, первичного и вторичного горения), проведены оценочные расчёты процессов воспламенения и первичного горения;

б) в основной зоне рассмотрены процессы распыливания воды струйными форсунками;

в) на основе известных методик расчёта испарения капли в высокоскоростном, высокотемпературном потоке газа и термодинамики внутрикамерных процессов сформулирована модель, описывающая горение в основной зоне КС в рамках квазиравновесного приближения;

г) проведены оценочные расчёты испарения капель воды в основной зоне и расчёты основных параметров камеры сгорания, на основе которых определены необходимые длины характерных зон;

д) рассчитаны основные конструктивные, режимные и массогабаритные параметры одного варианта ракетного двигателя в целом.

Полученные теоретические и экспериментальные результаты обосновывают возможность создания ракетного двигателя на порошкообразном металлическом горючем и воде в качестве окислителя.

ОСНОВНЫЕ ПУБЛИКАЦИИ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ I. Научные статьи в изданиях, рекомендованных ВАК РФ

1. Бербек A.M., Малинин В.И. Проект ракетного двигателя, работающего на порошкообразном металлическом горючем и воде в качестве окислителя И Космонавтика и ракетостроение, 2010, №1. С. 146 -152.

2. Малинин В.И., Серебренников С.Ю., Бербек A.M. Анализ особенностей горения порошков металлов в смесях с воздухом, водой и диоксидом углерода // Пожаровзрывобезопасность, 2010. Т.19 № 4. С. 12 -17.

3. Бербек А.М., Малинин В.И. Организация рабочего процесса в камере сгорания ракетного двигателя на порошкообразном алюминии и воде И Вестник КГТУ им. А.Н. Туполева, 2010. № 3. С. 22 - 27.

II. Материалы международных конференций

4. Malinin V.l. and Berbek A.M. Interplanetary space vehicles rocket engine powdered metal fuel and oxidizer, obtained on a surface of explored space objects. In: European combustion meeting (ECM2003), Orleans, France, October 25-28,2003. Book of Abstracts, p. 93.

5. Малинин В.И., Бербек A.M., Крюков А.Ю. Ракетный двигатель межпланетных аппаратов на порошкообразном металлическом горючем и окислителе, добываемом на поверхности исследуемых космических объектов И В кн.: Ракетные двигатели и проблемы освоения космического пространства (Космический вызов XXI века). Том 1 / [Под ред. И.Г. Ассовского, О.Д. Хайдена]. - М.: ТОРУС ПРЕСС, 2005. С. 500 - 502.

6. Малинин В.И., Бульбович Р.В., Бербек А.М. Перспективы создания двигательных установок космических летательных аппаратов на металлических горючих и внеземных окислителях // В кн.: Перспективные материалы и технологии для ракетно-космической техники. (Космический вызов XXI века). Том 3 / [Под ред. A.A. Берлина, И.Г. Ассовского]. - М.: ТОРУС ПРЕСС, 2007. С. 401-406.

Ш, Статьи в региональных журналах, материалы конференций

7. Петренко В.И., Малинин В.И., Бербек A.M. Ракетные двигатели для полета на Марсе, использующие марсианские природные ресурсы // VI Всероссийская научно-техническая конференция: Аэрокосмическая техника и высокие технологии - 2003. Программа и тезисы докладов. - Пермь: ПГТУ, 2003. С. 121.

8. Бербек A.M., Малинин В.И., Бульбович Р.В. Топлива с добываемыми вне Земли компонентами для перспективных двигателей космических аппаратов. // X Всеросс. научно-техническая конференция: Аэрокосмическая техника и высокие технологии - 2007. Программа и тезисы докладов. - Пермь: ПГТУ, 2007. С. 38.

9. Бербек А. М., Малинин В. И. Организация внутрикамерных процессов в ракетном двигателе на порошкообразном алюминии и воде // Проблемы и перспективы развития авиации, наземного транспорта и энергетики. Материалы V всероссийской научно-технической конференции 12 - 13 октября 2009 г., Казань, Россия. - Казань: КГТУ, 2009. С. 396-400.

10. Бербек А.М., Малинин В.И. Устройство выделения конденсированной фазы из потока продуктов сгорания двигательных и технологических установок на металлическом горючем // Аэрокосмическая техника и высокие технологии - 2005. Материалы VIII Всероссийской научно-технической конференции / Под ред. А.Н. Аношкина, М.А. Нихамкина и К.В. Недопекиной - Пермь: ПГТУ, 2005. С. 26.

И. Бербек А.М., Малинин В.И. Организация рабочего процесса в ракетном двигателе на порошкообразном металлическом горючем и воде // Аэрокосмическая техника, высокие технологии и инновации - 2009. Материалы XII Всероссийской научно-технической конференции (Пермь, 9-10 апреля 2009 г.) - Пермь: ПГТУ, 2009. С. 220 - 222.

Подписано в печать 29.03.2012. Формат 60x90/16. Усл. печ. л. 1,0. Тираж 100 экз. Заказ № 450/2012

Издательство Пермского национального исследовательского

политехнического университета 614990, г. Пермь, Комсомольский пр., 29, к.113 тел. (342) 219-80-33

61 12-5/2959

ПЕРМСКИЙ НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ПОЛИТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

На правах рукописи БЕРБЕК АНДРЕЙ МИХАЙЛОВИЧ

ТЕОРЕТИЧЕСКОЕ ОБОСНОВАНИЕ СОЗДАНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ НА ПОРОШКООБРАЗНОМ МЕТАЛЛИЧЕСКОМ ГОРЮЧЕМ И ВОДЕ В КАЧЕСТВЕ ОКИСЛИТЕЛЯ

Специальность 05.07.05 - Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных

аппаратов

Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук

Научный руководитель: доктор технических наук, профессор

Малинин В.И.

Пермь 2012 г.

ОГЛАВЛЕНИЕ

ВВЕДЕНИЕ....................................................................................6

ГЛАВА 1. Анализ проблемы создания двигательных установок на ПМГ и воде для межпланетных космических летательных аппаратов.....................19

1.1. Анализ целесообразности использования топлива металл+вода при исследовании объектов солнечной системы....................................................19

1.2. Анализ внутрикамерных процессов при сжигании металлов в воздухе и водяном паре.........................................................................................................21

1.2.1. Особенности металлических горючих......................................................21

1.2.2. Воспламенение и горение металлов в воздухе и среде, содержащей водяной пар............................................................................................................25

1.3. Анализ способов организации внутрикамерных процессов в двигательных установках на ПМГ.......................................................................34

1.3.1. Первичное смешение...................................................................................37

1.3.2. Воспламенение и стабилизация пламени..................................................37

1.3.3. Первичное горение......................................................................................37

1.3.4. Вторичное смешение...................................................................................38

1.3.5. Вторичное горение......................................................................................38

1.3.6. Истечение из сопла......................................................................................39

1.4. Особенности внутрикамерных процессов при сжигании топлива ПМГ + вода....................................................................................................39

1.5. Анализ существующей схемы РД ПМГ ВО, её достоинств и

недостатков............................................................................................................42

Выводы. Постановка задач диссертационной работы.................................45

ГЛАВА 2. Выбор горючего и организация внутрикамерных процессов ракетного двигателя на ПМГ и воде в качестве окислителя.............................47

2.1. Термодинамические расчёты топлив ПМГ+ВОДА....................................47

2.2. Выбор металлического горючего для ракетного двигателя на воде в качестве окислителя..............................................................................................51

2.2.1. Эксплуатационные характеристики..........................................................51

2.2.2. Термодинамические характеристики........................................................52

2.2.3. Энергетические характеристики................................................................53

2.2.4. Дисперсные характеристики......................................................................55

2.2.5. Отработанность технологии.......................................................................56

2.2.6. Отработанность процессов.........................................................................56

2.2.7. Выбор горючего...........................................................................................56

2.3. Выбор оптимальных значений внутрикамерных параметров....................57

2.4. Способ организации внутрикамерных процессов в ракетном двигателе на топливе алюминий+вода.......................................................................................60

2.5. Описание внутрикамерных процессов........................................................63

2.5.1. Подача порошка алюминия в форкамеру и распределение по рабочему объёму.....................................................................................................................63

2.5.2. Подача кислородсодержащего газа в форкамеру и распределение по рабочему объёму....................................................................................................65

2.5.3. Подача воды в форкамеру и распределение по рабочему объёму.....................................................................................................................65

2.5.4. Подача воды в основную камеру сгорания и распределение по рабочему объёму....................................................................................................66

2.5.5. Смешение алюминия с кислородсодержащим газом и воспламенение смеси.......................................................................................................................67

2.5.6. Смешение воспламенившейся газовзвеси алюминия с водой и первичное горение.................................................................................................67

2.5.7. Вторичное горение ПМГ............................................................................68

2.5.8. Расширение двухфазного потока в сопле и истечение............................68

2.6. Воспламенение ПМГ......................................................................................69

2.7. Первичное горение воспламенившейся смеси............................................74

Выводы........................................................................................77

ГЛАВА 3. Экспериментальные исследования распыла воды центробежными форсунками, предназначенными для установки в форкамере ракетного

двигателя на ПМГ и воде......................................................................................79

3.1. Описание экспериментального оборудования......................................80

3.2. Система измерения........................................................................................81

3.3. Описание форсунки ФР-94ДС......................................................................81

3.4. Методика проведения экспериментов.........................................................83

3.5. Отработка методики измерений...................................................................85

3.6. Описание проведённых экспериментов......................................................86

3.6.1. Постановка задачи.......................................................................................86

3.6.2. Измерения в сечении 1................................................................................87

3.6.3. Измерения в сечении 2...............................................................................98

Выводы......................................................................................100

ГЛАВА 4. Разработка схемы ракетного двигателя на ПМГ и ВО. Рекомендации к проектированию его систем и элементов............................102

4.1. Схема ракетного двигателя на ПМГ и ВО................................................102

4.2. Система подачи основных компонентов.........................................104

4.3. Камера сгорания...........................................................................................107

4.3.1. Схема камеры сгорания.........................................................107

4.3.2. Условия эффективности процессов в камере сгорания....................110

4.4. Процессы в зоне первичного горения...........................................111

4.4.1. Оценка времени воспламенения частиц алюминия в форкамере........111

4.4.2. Оценка времени горения частиц алюминия в форкамере.................112

4.5. Процессы в основной зоне камеры сгорания..................................113

4.5.1. Распыливание воды струйными форсунками. Оценка максимального размера капель............................................................................113

4.5.2. Модель процессов испарения капель воды..................................119

4.5.3. Расчёт испарения капель воды..................................................127

4.6. Профилированное сопло.............................................................................129

4.7. Защита стенок камеры сгорания и сопла...................................................130

4.7.1. Форкамера..................................................................................................130

4.7.2. Основная камера сгорания........................................................................132

4.7.3. Сопло..........................................................................................................132

4.8. Хранение компонентов топлива.................................................................132

4.9. Рекомендации к проектированию систем и элементов ракетного

двигателя на ПМГ и ВО......................................................................................134

Выводы..................................................................................................138

ОБЩИЕ ВЫВОДЫ........................................................................140

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ................................................................143

ВВЕДЕНИЕ

Один из первопроходцев российского ракетостроения Фридрих Артурович Цандер, сподвижник Циолковского, мечтал построить ракетный двигатель (РД), использующий в качестве горючего металл. В двигателе на жидком кислороде в качестве окислителя он именно металл считал основным горючим, а углеводород - вспомогательным. Осуществить эту идею при существующей в то время технологии было невозможно, поэтому наработки Цандера по применению металлов в качестве горючего долгие годы оставались невостребованными [1].

Практически все современные смесевые топлива содержат металлы в виде мелкодисперсных порошков. Введение металла в состав смесевого топлива позволяет значительно поднять удельный импульс, увеличить плотность, повысить стабильность и скорость горения. Для современных топлив типично содержание 10... 20 % порошкообразных металлов: алюминия, магния, бора [2-6].

Сегодня двигатели, использующие порошкообразные металлические горючие (ПМГ), могут быть успешно реализованы и применены в тех областях, где традиционно используются двигатели на углеводородных горючих. Металлы по сравнению с углеводородными соединениями позволяют повысить плотность заряжания баков, обладают большей энергетикой и могут гореть при таких условиях, при которых невозможно горение углеводородов [7-9].

Для успешного исследования космического пространства и объектов Солнечной системы требуется создание специальных двигательных установок (ДУ). В частности, посадочные модули космических летательных аппаратов (КЛА), оснащённые двигателями для взлёта с исследуемого космического объекта, позволили бы доставить на Землю пробы фунта и получить многократно больше научной информации, чем может быть получено с исследовательского аппарата, передающего на Землю только данные телеметрии.

Двигатели для посадочных ступеней КЛА должны развивать достаточно большую тягу (для преодоления притяжения космического объекта) и иметь малую массу. Электрические РД для этой цели не подходят из-за малой развиваемой тяги, ядерные РД тяжелы, опасны и имеют малый КПД. Единственным типом двигателя, который может использоваться для взлёта с космических объектов, остаётся химический РД.

Для межпланетного КЛА наиболее важным критерием эффективности является масса, поскольку при увеличении массы резко возрастают затраты на выведение аппарата в космос. Для возвращаемых на Землю КЛА экономия массы может быть получена за счёт того, что топливо или хотя бы его часть будет добыта аппаратом непосредственно на объекте исследования.

Роберт Зубрин [10], в частности, одним из первых предлагал использовать окись углерода из марсианской атмосферы и водород, доставляемый с Земли, для производства метана и кислорода, которыми в дальнейшем можно заправлять взлетающие с Марса КЛА. Преимущество данного подхода состоит в том, что ракетные двигатели на метане и кислороде реализуют отработанные и многократно проверенные технические, технологические и конструктивные решения, применяемые при создании РД на жидких углеводородных горючих (ЖУГ). Недостаток - в том, что для синтеза метана требуется тяжёлая и энергоёмкая установка с ядерным реактором в качестве источника энергии.

В работах Шафировича Е.Я. и Гольдшлегера У.И. [11 - 14] при исследовании Марса предлагается напрямую использовать углекислый газ, добываемый из марсианской атмосферы, как окислитель, и транспортируемое с Земли металлическое горючее в химическом ракетном двигателе. Двигатель используется не только для взлёта с Марса после выполнения миссии, но и для выполнения нескольких перелётов по Марсу для расширения района исследований. Авторами проведены расчёты массовых характеристик посадочного модуля для исследования Марса, оснащаемого в одном случае РД на топливе азотный тетраоксид (АТ) +

монометилгидразин (ММГ), в другом - РД на топливе магний + С02. При расчётах было принято, что взлётно-посадочный модуль имеет две двигательные установки: одну на топливе азотный тетраоксид + монометилгидразин (/уд = 330 с), вторую - на ПМГ и добываемом на поверхности космического тела окислителе СОг- Двигательная установка на АТ + ММГ используется как вспомогательная для ориентации и стабилизации в течение всей миссии и как вторая ступень при взлёте аппарата с поверхности небесного тела после выполнения задания. ДУ на ПМГ и запасаемом окислителе используется для перелётов на поверхности небесного тела и как первая ступень при взлёте. Кроме того, предполагалось, что аппарат несёт на борту капсулу с образцами грунта общей массой 100 кг и 200 кг научного оборудования, которое перед взлётом останется на поверхности исследуемого объекта.

Расчёты показали, что потребные массы посадочных модулей примерно одинаковы, если аппарат рассчитан на исследование только одной точки Марса, а при увеличении количества перелётов предлагаемый Шафировичем и Гольдшлегером двигатель позволяет получить многократную экономию массы и, следовательно, стоимости экспедиции.

Для транспортировки на Землю образцов грунта с других тел Солнечной системы с целью экономии массы, а следовательно, и сокращения материальных затрат на экспедицию, предполагается не запасать на борту космического аппарата (КА) всё топливо с Земли, а добывать часть его непосредственно в месте посадки. Такой двигатель, кроме взлёта с Марса, позволил бы спускаемому аппарату совершить несколько перелётов из одной точки марсианской поверхности в другую, многократно расширяя тем самым район исследования и увеличивая научную ценность полученных образцов.

Одним из самых распространённых веществ в Солнечной системе является вода. Водяной лёд присутствует на поверхности спутников Юпитера (Европа, Ганимед, Каллисто), практически на всех спутниках Сатурна, Урана, Нептуна, Плутоне и его спутнике Хароне. Замёрзшая вода

содержится в ядрах комет и на самых крупных объектах пояса Койпера [15, 16]. Воду внеземных объектов можно использовать в качестве окислителя для ракетного двигателя KJIA.

Последние результаты исследований Марса, полученные при помощи зонда Mars Reconnaissance Orbiter, свидетельствуют о наличии не только на полюсах красной планеты, но и в её средних широтах значительного количества чистого водяного льда (по материалам www.inauka.ru). Эти запасы льда очень выгодно использовать в качестве добываемого компонента топлива для марсианских исследовательских летательных аппаратов.

В монографии [7] проведены расчёты массовых характеристик посадочной ступени космического аппарата для исследования Марса и спутников Юпитера, в которой ДУ на топливе А1 + Н20 используется на первой ступени и ДУ на транспортируемом с Земли топливе - на второй. Проведено сравнение полученных данных с данными работы [13].

При расчёте массовых характеристик использовалась методика, описанная в [12]. Программа исследований включает три перелёта по баллистической траектории из одного района космического объекта в другой для сбора образцов, после чего капсула с образцами выводится либо на орбиту вокруг исследуемого объекта, либо на траекторию полёта к Земле. Принято, что на Марсе для обеспечения мягкой посадки аппарата используется чисто аэродинамическое торможение, на спутниках Юпитера -торможение двигателем первой ступени.

На рис. 1 в виде гистограммы приведены массы аппаратов с РД на топливе монометилгидразин + азотный тетраоксид, либо ПМГ + вода, либо ПМГ + С02, которые требуется доставить на поверхность Марса для выполнения определённого количества перелётов и выведения 100 кг полезного груза к Земле. Из гистограммы следует, что выигрыш в массе обеспечен, начиная с одного перелёта. Если аппарат использует только доставляемое с Земли топливо AT + ММГ, то два перелёта и последующая доставка образцов на Землю вообще неосуществимы. Таким образом,

космический летательный аппарат может выполнить на Марсе или спутниках Юпитера (Каллисто, Европа, Ганимед) программу исследований, включающую получение образцов из четырёх областей на поверхности исследуемых объектов, и обеспечить последующую доставку капсулы с образцами на Землю. Это возможно только при использовании аппарата с двигательной установкой, запасающей часть рабочего тела на исследуемых космических объектах.

20

18

16

н 14 га"

га 12

о.

то

§ 10 га

га о о 8 о га

5 6

0

0 12 3

Количество перелётов

Рис. 1. Масса марсианского взлётно-посадочного модуля в зависимости от

исследовательской программы

Удельная тяга ракетного двигателя на металлическом горючем и внеземных окислителях в основном ниже, чем у земных штатных топлив. Однако в условиях космических объектов более важным показателем является минимально необходимая масса посадочной ступени КЛА, доставляемой с Земли на поверхность космического тела. Применение окислителей, добываемых на поверхности внеземных объектов, позволяет уменьшить эту массу при существенном увеличении исследовательской программы [11 - 14, 17-20]. Анализ возможных схем ДУ на внеземных

□ Мд + С02 ■А1+С02 ■ А1+Н20 ■АТ+ММГ

окислителях показал, что двигатель на порошкообразном металлическом горючем, в данном случае, - наиболее приемлемый вариант [18].

Вода является менее активным окислителем, чем кислород. Однако в среде водяного пара частицы металлов (алюминий, магний, бор) воспламеняются при более низких температурах и горят более интенсивно, чем в среде диоксида углерода или даже в воздухе. Это связано с различным воздействием Н20 и С02 на оксидные плёнки, покрывающие поверхность металлов [3]. Водяной пар и летучие продукты реакции его с металлами (водород) воздействуют на оксидные плёнки и снижают