Жидкостный ракетный двигатель – это двигатель, топливом для которого служат сжиженные газы и химические жидкости. В зависимости от количества компонентов ЖРД делятся на одно-, двух- и трехкомпонентные.
Краткая история развития
Впервые использование сжиженного водорода и кислорода как топлива для ракет предложил К.Э. Циолковский в 1903 году. Первый прототип ЖРД создал американец Роберт Говард в 1926 году. Впоследствии подобные разработки проводились в СССР, США, Германии. Самых больших успехов добились немецкие ученые: Тиль, Вальтер, фон Браун. Во время Второй мировой войны они создали целую линейку ЖРД для военных целей. Есть мнение, что создай Рейх «Фау-2» раньше, они бы выиграли войну. Впоследствии холодная война и гонка вооружений стали катализатором для ускорения разработок ЖРД с целью применения их в космической программе. При помощи РД-108 были выведены на орбиту первые искусственные спутники Земли.
Сегодня ЖРД используется в космических программах и тяжелом ракетном вооружении.
Сфера применения
Как уже было сказано выше, ЖРД используется в основном как двигатель космических аппаратов и ракет-носителей. Основными преимуществами ЖРД есть:
- наивысший удельный импульс в классе;
- возможность выполнения полной остановки и повторного запуска в паре с управляемостью по тяге дает повышенную маневренность;
- значительно меньший вес топливного отсека в сравнении со твердотопливными двигателями.
Среди недостатков ЖРД:
- более сложное устройство и дороговизна;
- повышенные требования к безопасной транспортировке;
- в состоянии невесомости необходимо задействовать дополнительные двигатели для осаждения топлива.
Однако основным недостатком ЖРД является предел энергетических возможностей топлива, что ограничивает космическое освоение с их помощью до расстояния Венеры и Марса.
Устройство и принцип действия
Принцип действия ЖРД один, но он достигается при помощи разных схем устройств. Горючее и окислитель при помощи насосов поступают из разных баков на форсуночную головку, нагнетаются в камеру сгорания и смешиваются. После возгорания под давлением внутренняя энергия топлива превращается в кинетическую и через сопло вытекает, создавая реактивную тягу.
Топливная система состоит из топливных баков, трубопроводов и насосов с турбиной для нагнетания топлива из бака в трубопровод и клапана-регулятора.
Насосная подача топлива создает высокое давление в камере и, как следствие, большее расширение рабочего тела, за счет которого достигается максимальное значение удельного импульса.
Форсуночная головка – блок форсунок для осуществления впрыска топливных компонентов в камеру сгорания. Основное требование к форсунке – качественное смешивание и скорость подачи топлива в камеру сгорания.
Система охлаждения
Хотя доля теплоотдачи конструкции в процессе сгорания незначительна, проблема охлаждения актуальна ввиду высокой температуры горения (>3000 К) и грозит термическим разрушением двигателя. Выделяют несколько типов охлаждения стенок камеры:
Регенеративное охлаждение базируется на создании полости в стенках камеры, через которую проходит горючее без окислителя, охлаждая стенку камеры, а тепло вместе с охладителем (горючим) возвращается обратно в камеру.
Пристенный слой – это созданный из паров горючего слой газа у стенок камеры. Достигается этот эффект путем установки по периферии головки форсунок подающих только горючее. Таким образом горючая смесь испытывает недостаток окислителя, и горение у стенки происходит не так интенсивно, как в центре камеры. Температура пристенного слоя изолирует высокие температуры в центре камеры от стенок камеры сгорания.
Абляционный метод охлаждения жидкостного ракетного двигателя осуществляется нанесением на стенки камеры и сопел специального теплозащитного покрытия. Покрытие при высоких температурах переходит из твердого состояния в газообразное, поглощая большую долю тепла. Данный метод охлаждения жидкостного ракетного двигателя использовался в лунной программе «Аполлон».
Запуск ЖРД очень ответственная операция в плане взрывоопасности при сбоях в ее осуществлении. Есть самовоспламеняющиеся компоненты, с которыми не возникает трудностей, однако при использовании для воспламенения внешнего инициатора необходима идеальная согласованность подачи его с компонентами топлива. Скопление несгоревшего топлива в камере имеет разрушительную взрывную силу и сулит тяжелые последствия.
Запуск больших жидкостных ракетных двигателей проходит в несколько ступеней с последующим выходом на максимальную мощность, в то время как малые двигатели запускаются с моментальным выходом на стопроцентную мощность.
Система автоматического управления жидкостных ракетных двигателей характеризируется выполнением безопасного запуска двигателя и выхода на основной режим, контролем стабильной работы, регулировкой тяги согласно плану полета, регулировкой расходников, отключением при выходе на заданную траекторию. Вследствие не поддающихся расчетам моментов ЖРД оснащается гарантийным запасом топлива, чтобы ракета могла выйти на заданную орбиту при отклонениях в программе.
Компоненты топлива и их выбор в процессе проектирования являются решающими в схеме построения жидкостного ракетного двигателя. Исходя из этого, определяются условия хранения, транспортировки и технологии производства. Важнейшим показателем сочетания компонентов является удельный импульс, от которого зависит распределение процента массы топлива и груза. Размеры и масса ракеты рассчитываются при помощи формулы Циолковского. Кроме удельного импульса, плотность влияет на размер баков с компонентами горючего, температура кипения может ограничивать условия эксплуатации ракет, химическая агрессивность свойственна всем окислителям и при несоблюдении правил эксплуатации баков может стать причиной возгорания бака, токсичность некоторых соединений топлива может нанести серьезный вред атмосфере и окружающей среде. Поэтому фтор хотя и является лучшим окислителем, чем кислород, не используется ввиду своей токсичности.
Однокомпонентные жидкостные ракетные двигатели как топливо используют жидкость, которая, взаимодействуя с катализатором, распадается с выходом горячего газа. Основное преимущество однокомпонентных ЖРД в простоте их конструкции, и хотя удельный импульс таких двигателей небольшой, они идеально подходят как двигатели с малой тягой для ориентации и стабилизации космических аппаратов. Данные двигатели используют вытеснительную систему подачи горючего и ввиду небольшой температуры процесса не нуждаются в системе охлаждения. К однокомпонентным двигателям относятся также газореактивные двигатели, которые используются в условиях недопустимости тепловых и химических выхлопов.
В начале 70-х годов США и СССР разрабатывали трехкомпонентные жидкостные ракетные двигатели, которые использовали бы в качестве горючего водород и углеводородное горючее. Таким образом двигатель работал бы на керосине и кислороде при запуске и переключался на жидкий водород и кислород на большой высоте. Примером трехкомпонентного ЖРД в России есть РД-701.
Управление ракетой впервые было применено в ракетах «Фау-2» при использовании графитных газодинамических рулей, однако это снижало тягу двигателя, и в современных ракетах используются поворотные камеры, прикрепленные к корпусу шарнирами, создающими маневренность в одной или двух плоскостях. Кроме поворотных камер, используются также двигатели управления, которые закреплены соплами в противоположном направлении и включаются при необходимости управления аппаратом в пространстве.
ЖРД закрытого цикла – это двигатель, один из компонентов которого газифицируется при сжигании при небольшой температуре с малой частью другого компонента, полученный газ выступает как рабочее тело турбины, а после подается в камеру сгорания, где сгорает с остатками топливных компонентов и создает реактивную тягу. Основным недостатком данной схемы есть сложность конструкции, но при этом удельный импульс увеличивается.
Перспектива увеличения мощности жидкостных ракетных двигателей
В российской школе создателей ЖРД, руководителем которой долгое время был академик Глушко, стремятся к максимальному использованию энергии топлива и, как следствие, предельно возможному удельному импульсу. Так как максимальный удельный импульс можно получить лишь при повышении расширения продуктов сгорания в сопле, все разработки ведутся на поиски идеальной топливной смеси.
УДК. 621.454.2
А.Г. Воробьев, И.Н. Боровик, И.С. Казеннов, А.В. Лахин, Е.А. Богачев,
А. Н.Тимофеев.
Разработка ЖРД малой тяги с камерой сгорания из углерод-керамического композиционного материала.
Алексей Геннадиевич Воробьев, старший преподаватель, научный сотрудник МАИ, formula 1_ av @ mail . ru
Игорь Николаевич Боровик, старший преподаватель МАИ, borra 2000@ mail . ru
Иван Сергеевич Казеннов, студент МАИ, heavigot@
Лахин Антон Владиславович, начальник группы изучения композиционных материалов ОАО «Композит», к.т.н. info@.
Богачев Евгений Акимович, начальник отдела керамоматричных композиционных материалов, к.т.н. info@.
Тимофеев Анатолий Николаевич, первый заместитель генерального директора ОАО «Композит», к.т.н. info@.
Статья посвящена проблеме разработки жидкостных ракетных двигателей малых тяг (ЖРДМТ) с камерой сгорания (КС) из углерод-керамического композиционного материала (УККМ). В работе дан обзор современного состояния проблемы. Приведен анализ энергетической эффективности применения композиционного материала в конструкции ЖРДМТ, разработки МАИ.
Ключевые слова: ЖРД малых тяг, камера сгорания, керамический композиционный материал.
Development liquid rocket engine of small thrust with combustion chamber fr om carbon-ceramic composite material.
A.G. Vorobiev, I.N. Borovik, I.S. Kazennov, A.V. Lahin, E.A. Bogachev,
The technical paper about problem of development liquid rocket engine of small thrust with ceramic-composite combustion chamber. The review is presented of actual state of problem. The analysis of energy efficiency is presented for rocket engine of small thrust with ceramic-composite combustion chamber developing in MAI.
Keywords: LRE of small thrust, combustion chamber, carbon-ceramic composite material.
Alexey G. Vorobiev, he is a Senior Assistant of Professor at the MAI. E-mail: formula1_av@
Igor N. Borovik, he is a Senior Assistant of Professor at the MAI. E-mail: borra2000@
Ivan S. Kazennov, he is a Student of MAI. E-mail: heavigot@
Anton V. Lahin, chief of group of composite material research, «Kompozit» corporation, cand. tech. sci., info@.
Evgeny A. Bogachev, chief of department of ceramic composite materials, «Kompozit» corporation, cand. tech. sci., info@.
Тимофеев Анатолий Николаевич, First Deputy GM, «Kompozit» corporation, cand. tech. sci., info@.
Введение.
Успехи в области создания высокотемпературных композиционных материалов и покрытий на основе стекла и керамики послужили основой для их применения в авиационной, космической и других отраслях техники. Углерод-керамические композиционные материалы (УККМ) обладают уникальными теплозащитными, эрозионностойкими и прочностными характеристиками при низкой плотности.
В настоящее время композиционные материала применяются в качестве защитных покрытий элементов авиационных газотурбинных двигателей, турбонасосного агрегата жидкостных ракетных двигателей, изделий гиперзвуковой техники, плиточной защиты космических летательных аппаратов, вкладышей в сопловой блок двигателей твердого топлива и в других областях техники, где наиболее остро стоит вопрос защиты конструкции при высокой температуре в окислительной среде.
В МАИ на кафедре 202 ведутся исследования в области разработки ЖРД малых тяг. Возможность применения УККМ в качестве материала камеры сгорания рассматривается как одно из наиболее перспективных направлений совершенствования двигателей малых тяг.
Обзор проблемы и постановка задачи
Стремление применить композиционные материала (КМ) для создания камеры сгорания ЖРДМТ связано с непременным ростом удельного импульса двигателя, характеризующего его эффективность. Первые попытки внедрить углерод-углеродные композиционные материалы (УУКМ) в качестве материала для камеры сгорания ЖРДМТ предпринимались еще в начале-середине прошлого десятилетия . Однако получавшиеся конструкции, как правило, не отвечали по одному или нескольким требованиям, предъявляемым к камерам ЖРДМТ. Решение проблемы применения КМ базировалось на решении следующих задач:
наличие технологии формирования тонкостенной оболочки профиля, характерного для ЖРДМТ из КМ;
защита материала от высокой температуры в возможных условиях окислительной среды;
разработка конструкции надежного соединения композитной камеры сгорания (ККС) с металлической смесительной головкой;
обеспечение газонепроницаемости стенки;
возможность механической обработки заготовок из КМ;
обеспечение прочности материала при резком изменении давления и наличии температурных напряжений, характерных для импульсных режимов работы ЖРДМТ.
В результате развития и совершенствования технологии производства КМ, связанных с выбором оптимальных параметров технологического процесса, техническим уровнем используемого оборудования и оснастки, наличием надежных методов неразрушающего контроля композиционных конструкций и полуфабрикатов для их производства, удалось разработать научные основы и на их базе создать обширный перечень композиционных материалов и технологий их получения . В настоящее время имеются все предпосылки для успешного практического применения УККМ в качестве материала для ЖРДМТ.
Продолжительное время основными материалами, применяемыми в КС ЖРДМТ в нашей стране и за рубежом, были ниобиевые сплавовы с защитными силицидными покрытиями. Они способны выдерживать температуры не более 1200 °C, хотя температуры продуктов сгорания топлива могут достигать 3500 °C. Для снижения температуры стенки КС перемешивание горючего и окислителя организовывается с неоптимальным соотношением компонентов. Это снижает эффективность использования топлива, что в целом отражается на совершенстве ЛА. Отечественные серийные двигатели малой тяги (КБХМ, НИИ Машиностроения) и в настоящее время в качестве основного материала применяют сплавы на основе ниобия. На сегодняшний день величина удельного импульса для отечественных ДМТ на компонентах азотный тетраксид (АТ) + несимметричный диметилгидразин (НДМГ) / монометилгидразин (ММГ) не превышает 310 с (рис. Рис. 1,Рис. 2).
Зарубежные ЖРДМТ в качестве материала КС и сопла используют сплавы на основе ниобия (двигатель TR-308, TR-312-100MN (Northrop Grumman), LEROS 1R, LEROS 1C American Pacific Corporation (AMPAC) США), платины (двигатели S400 – 12, S400 – 15 EADS Astrium, Европа), иридия (двигатели R-4D, R-4D-15 (HiPAT) (рис.Рис. 3) фирмы Aerojet, США) с защитными покрытиями (рис.Рис. 4). Для снижения температурных воздействий на стенку используют пленочную завесу. Рабочая температура стенки камеры с применением драгоценных платиноидов может достигать 2200 °С. Удельный импульс современных зарубежных двигателей на компонентах АТ + НДМГ/ММГ) достигает 327 с.
С появлением композиционных материалов, которые не уступают по своим характеристикам, а по цене значительно дешевле вышеперечисленных сплавов, зарубежные производители переключились на разработку камер сгорания ЖРДМТ с применением КМ. Применение неметаллического композита является перспективным, поскольку, являясь сопоставимым по цене с традиционным ниобиевым сплавом, он обладает более низкой плотностью, что важно с точки зрения снижения массы двигателя, существенно более низкой стоимостью по сравнению с металлами платиновой группы.
В России вопросами разработки КМ занимаются ОАО «Композит» , ВИАМ , ОАО «Искра» и ряд других организаций. В нашей стране использование КМ в ракетных двигателях сводится к применению УУКМ для насадка радиационного охлаждения двигателя 11Д58М, однако понимание перспектив применения КМ в элементах ракетной техники существует .
За рубежом существует большое количество организаций, занимающихся композиционными материалами (ULTRAMet, SNECMA, DuPont). В ряде стран существует отдельные программы развития аэрокосмической отрасли с широким применением прогрессивных КМ. Некоторые зарубежные разработчики ЖРДМТ уже внедряют камеры сгорания из КМ в состав своих двигательных установок.
Одним из примеров успешного внедрения современных композиционных технологий является разработка корпорации EADS апогейного двигателя малой тяги, названного European Apogee Motor. Двигатель European Apogee Motor, тягой 500Н, в котором камера сгорания и сопло сделаны заодно (рис.Рис. 5,Рис. 6), обладает малым весом и высоким удельным импульсом, который составляет более 325 сек . European Apogee Motor будет являться основным двигателем для платформы AlphaBus.
Наряду с прогрессивной КС из КМ, которая выдерживает высокие температуры, вибрации и ударные нагрузки, добиться такого уровня удельного импульса позволила оптимизированная микрораспыляющая смесительная головка.
Различные методы неразрушающего контроля были исследованы и применены, включая ультразвуковой, термографический и томографический. European Apogee Motor может быть использован для различных задач в составе коммерческих и военных спутников, межорбитальных транспортных аппаратов, аппаратов многоразового применения. Малая масса двигателя и высокие удельные характеристики экономят топливо, что положительно сказывается на величине полезной нагрузки в сравнении с другими двигателями. Умеренная цена производства и заготовок композитного материала позволяет успешно конкурировать двигателю на рынке.
Характеристики ЖРДМТ отечественного и зарубежного производства с обозначением применяемого материала даны в таблицеТаблица 1.
Таблица 1. Характеристики ЖРДМТ.
Компоненты: | АТ, MON-1, MON-3 | MMH, NTO, MON-1, MON-3 |
||||
Номинальная тяга в вакууме (Н): | ||||||
Удельный импульс в вакууме (сек): | ||||||
Соотношение компонентов: | ||||||
Давление в КС (бар): | ||||||
Напряжение на клапанах (В) | ||||||
Длина (мм) | ||||||
Масса (кг): | ||||||
Степень расширения | ||||||
Материал КС | Сплав на основе ниобия | Сплав на основе ниобия | Сплав на основе ниобия | Сплав на основе платины | Сплав из иридия с покрытием из рения | Композит |
Таким образом, в условиях развития технологий производства конструкций из композиционных материалов, стремлении разработчиков космических аппаратов и платформ к увеличению массы полезного груза, задача создания ЖРДМТ с камерой сгорания из углерод-керамического КМ является актуальной.
Разработка КС из КМ для ЖРДМТ МАИ-202
Кафедра 202 Московского авиационного института давно ведет работу в области разработки и создания экспериментальных ЖРДМТ . По этой тематике выполнено ряд контрактов, несколько контрактов находятся в работе. В основе конструкции смесительной головки двигателей ЖРДМТ МАИ-202 лежит использование раздельных сваренных между собой пластин компонентов и наличие низкоперепадного завесного слоя с возможностью регулирования его относительного расхода.
В качестве основных ЖРДМТ, для которых разрабатывается КС из КМ, являются двигатели: МАИ-202-200 тягой 200 Н на компонентах АТ+НДМГ (восстановительная завеса), МАИ-202-500-ВПВК тягой 500 Н на компонентах ВПВ (96%) + керосин (окислительная завеса), МАИ-202-200-ОК тягой 200 Н на компонентах газообразный кислород и керосин (окислительная завеса). Степень расширения для всех двигателей 70, давление в КС 9-12 атм.
Для сокращения затрат на производство двигателей камеры сгорания были сделаны из жаропрочного сплава ЭП-202 и ХН60ВТ с защитным антиокислительным покрытием на основе оксида хрома. Максимальная температура стенки КС при испытаниях не превышала 1200 К.
В результате сотрудничества с ОАО «Композит», на основе имеющихся у разработчиков на тот момент технологий по изготовлению подобных изделий , удалось разработать программу по созданию экспериментальных камер сгорания из керамоматричногокомпозиционного материала для указанных выше двигателей.
В таблице 2 приведены характеристики разработанного материала УККМ С-SiC для КС ЖРД в сравнении с традиционным материалом - ниобиевым сплавом 5ВМЦ и аналогичным материалом С-SiC, применяющимся в зарубежных ЖРДМТ.
ОАО «Композит» имеет ряд рецептур и возможности по нанесению оксидных покрытий методом нанотехнологий на поверхность УККМ с целью повышения излучающей способности наружной стенки камеры и отражающей способности внутренней стенки. Эти мероприятия направлены на повышение температур пристеночного слоя продуктов сгорания без повышения температуры стенки КС.
Технология получения керамокомпозитных камер экологически чистая, не требует больших затрат на оснастку и дорогостоящего производственного оборудования, в отличие от зарубежных аналогов. Способ формирования матрицы не вносит повреждений в армирующие компоненты. Реагент МС ранее не применялся для получения конструкционных и материалов и защитных покрытий.
Таблица 2 – Сравнение характеристик разрабатываемого материала для КС ЖРДМТ с характеристиками традиционного материала и зарубежного аналога
Наименование показателей | Значение показателей |
||
Объект разработки | Отечественные объекты аналогичного назначения | Зарубежные объекты аналогичного назначения |
|
КС из УККМ C-SiC | Серийные КС из тугоплавкого сплава 5ВМЦ с покрытием дисилицида молибдена, РФ | Novoltex C-SiC- КМ, (SNECMA, Франция) |
|
Температура работоспособности, o C | |||
Плотность материала, г/см 3 | |||
Снижение массы КС, % | |||
Существующая технология формирования матрицы обеспечивает возможность соединения с металлическими законцовками – фланцами за счет формирования металло-композитного перехода, позволяющего обеспечить прочное герметичное крепление керамокомпозитной камеры к металлически частям двигателя - форсуночной головке и сопловому насадку.
При проектировании (рис.Рис. 7) новых камер сгорания выполнялись следующие условия:
сохранение внутреннего геометрического профиля КС и сопла;
применение имеющихся готовых смесительных головок соответствующих двигателей;
сохранение разборной конструкции двигателя в составе основных частей (головки, КС, соплового насадка) для отработки отдельных узлов с возможностью создания неразборной конструкции;
возможность установки штуцера для замера давления в КС при отработке рабочего процесса.
Изготовленные образцы камер сгорания (КС) (рис.Рис. 8) прошли следующие технологические операции:
Формирование каркаса углепластиковых заготовок;
Предварительная механическая обработка;
Карбонизация и высокотемпературная обработка (ВТО);
Формирование окислительностойкой карбидокремниевой матрицы путем газофазного насыщения с использованием метилсилана в качестве исходного реагента ;
Формирование композиционного газоизолирующего покрытия
В результате работ были выявлены и решены ряд проблем:
усовершенствованна технология выкладки выкроек для создания сложного профиля КС с маленькими диаметральными размерами в области критического сечения;
разработаны разъемные соединения камеры со смесительной головкой и соплом из жаропрочной стали.
В настоящее время новые двигатели с обозначением МАИ-202К, где литера К означает применение керамоматричнойкомпозиционной КС в составе ЖРДМТ (рис.Рис. 9), находятся на стадии подготовки к огневым испытаниям.
Рис. 8. Заготовки керамо-композитных камер сгорания. |
Рис. 9. Макет двигателя МАИ-202-200-ОК разработки МАИ в сборе с керамо-композитной камерой. |
Помимо снижения массы конструкции и повышения удельного импульса за счет повышения температуры продуктов сгорания, применение композиционных материалов с антиокислительным покрытием позволит в будущем перейти на окислительную завесу с малым расходом, что положительно скажется на эффективности двигателя.
Анализ эффективности применения КМ для камер сгорания ЖРДМТ
Путем повышения температуры продуктов сгорания и рабочей температуры стенки КС за счет изменения смесеобразования и снижения расхода компонента на завесу удается получить высокий удельный импульс при применении КМ в конструкции КС.
На базе огневых экспериментов на двигателе МАИ-202-200 (АТ+НДМГ) был проведен анализ увеличения удельного импульса в случае применения камеры сгорания из КМ . В результате расчетов по экспериментально-теоретической модели теплового состояния ЖРДМТ было показано, что применение нового материала для двигателя МАИ-202-200, выдерживающего температуру 1800 К позволяет достичь удельного импульса в 325 сек. а для двигателя МАИ-202-500-ВПВК удельный импульс составит 326 сек., что на уровне ведущих мировых производителей ЖРДМТ (рис. Рис. 10, Рис. 11).
Результаты расчета показывают, что увеличение удельного импульса апогейного ЖРДМТ на 5 сек увеличивает массу полезного груза на 7 кг для модельного геостационарного спутника массой 4800 кг, что эквивалентно может быть заменено на продление срока службы аппарата . Более подробный анализ выигрыша в массе полезного груза от увеличения удельного импульса ЖРДМТ требует привязки к конкретному аппарату.
Для двигателей МАИ-202-200, МАИ-202-500К-ВПВК готовятся огневые испытания для оценки их энергетической эффективности с керамоматричной композиционной КС. Планируются также исследования композиционных КС в двигателях МАИ-202 при импульсных режимах работы, чтобы доказать работоспособность материала при циклических температурных и механических напряжениях.
Выводы.
На кафедре 202 МАИ совместно с ОАО «Композит» ведется активная разработка ЖРД малых тяг с камерами сгорания из углерод-керамических композиционных материалов. Анализ показывает, что применение КМ позволяет достичь удельного импульса, превышающего отечественные летные образцы, и соответствующего разрабатываемым зарубежным аналогам.
Подробную информацию можно найти на сайте.
Список использованной литературы.
1. Буланов И.М., Воробей В.В. Технология ракетных и аэрокосмических конструкций из композиционных материалов: Учеб. для вузов. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э.Баумана, 1998, 516 с.
2. Воробьев А.Г. Математическая модель теплового состояния ЖРДМТ. Вестник МАИ. Т14, №4. Москва. 2007. – С. 42-49.
3. Козлов А.А., Абашев В.М. Расчет и проектирование жидкостного ракетного двигателя малой тяги. Москва, МАИ, 2006.
4. Кошлаков В.В., Миронов В.В. Перспективы применения композиционных материалов в ракетных двигателях. Ракетно-космические двигательные установки: сборник материалов Всероссийской научно-технической конференции. М.: Изд-во МГТУ имени Н.Э. Баумана, 2008. – 10-11 с.
5. Лахин А.В. Процессы получения композиционных материалов и покрытий на основе карбида кремния химическим газофазным осаждением из метилсилана при относительно низких температурах и давлениях: Дис. канд. наук. – Москва, 2006. – 140 с.
6. Павлов С.В., Грачев В.Д., Токарев А.С. Результаты разработки и исследований работоспособности камер сгорания ЖРДМТ из УУКМ // Ракетно-космическая техника, вып. 3 (136). НИИ тепловых процессов, 1992 г. 30-33 c.
7. Солнцев С.С., Исаева Н.В. Керамический композиционный материал теплонагруженных узлов и деталей. Первый межведомственный научно-технический семинар по проблемам низкоэмиссионных камер сгорания газотурбинных установок. Опыт разработки, проблемы создания и перспективы развития низкоэмиссионных камер сгорания ГТУ. 14-16 декабря. Москва, ЦИАМ
8. Солнцев С.С. Высокотемпературные керамические композиционные материалы и антиокислительные ресурсные покрытия. // 75 лет. Авиационные материалы. Избранные труды «ВИАМ» 1932-2007. Под ред. Каблова Е.Н. – М.: «ВИАМ», 2007. – 438 с.
9. Тимофеев А.Н., Богачев Е.А., Габов А.В., Абызов А.М., Смирнов Е.П., Персин М.И. Способ получения композиционного материала. – Патент РФ №2130509 от 20.05.1999, приоритет от 26.01.1998.
10. Astrium.EADS Web Page: /sp/ /SpacecraftPropulsion/BipropellantThrusters.html
11. Kozlov A.A., Abashev V.M., Denisov K.P. ets. Experimental finishing of bipropellant apogee engine with thrust 200 N. 51st International Astronautical Congress. Rio de Janeiro, Brazil. October 2-6, 2000.
материала для создания... разработке технологии изготовления камеры сгорания из высокотемпературных перспективных материалов, в том числе композиционных ... для исследуемых углерод -керамических материалов. ...... из углеводородов, так и из ... обработки композиционных и керамических материалов, ... ЖРД малой тяги малой тяги ... турбины, камеры сгорания и... углерода разработки ... материей ...
Проект долгосрочного прогноза научно-технологического развития Российской Федерации (до 2025 года) был представлен его разработчиками на заседание координационной группы и в настоящее время дорабатывается в соответствии с высказанными замечаниями
Заседание... из углеводородов, так и из ... обработки композиционных и керамических материалов, ... ЖРД малой тяги с улучшенными характеристиками, включая двигатели малой тяги ... турбины, камеры сгорания и... углерода (углеродные нанотрубки), где российские разработки ... материей ...
Им «хаи» гп «ивченко-прогресс»
ДокладКонструкций из композиционных ... Разработка измерительной системы малых ... углерода судовыми... смазочного материала . ... диагностика ЖРД в... Оценивание тяги с... Разработка двухконтурной форсунки для малоэмисcионной камеры сгорания ... прессовании керамических стержней...
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОСИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ «САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ имени академика С.П. КОРОЛЁВА (национальный исследовательский университет)» В.С. Егорычев, А.В. Сулинов Жидкостные ракетные двигатели малой тяги и их характеристики Электронное учебное пособие САМАРА 2010 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» УДК 629.7.036.5 (621.454.2) ББК 39.65 Авторы: Егорычев Виталий Сергеевич, Сулинов Александр Васильевич Рецензенты: главный конструктор ПФ ОАО «НПО ЭНЕРГОМАШ им. академика В.П. Глушко» И.А. Ганин, канд. техн. наук, доц. В.А. Борисов Приведены общие сведения о ЖРДМТ и дана их классификация. Рассмотрены отличительные особенности конструкции, организации рабочего процесса, режимов работы и характеристик. Систематизирован опыт экспериментального определения характеристик ЖРДМТ в непрерывных и импульсных режимах. Рассмотрены стенды для их испытаний, методы и средства проведения испытаний, измерения параметров рабочего процесса, ручной и автоматизированной обработки результатов испытаний. Предназначено для студентов факультета двигателей летательных аппаратов, обучающихся по направлению 160700.68 «Двигатели летательных аппаратов», является обязательным разделом учебной дисциплины «Двигательные установки и энергетика космических аппаратов», необходимо для выполнения лабораторных работ и практических занятий, курсового и дипломного проектирования. Выполнено в рамках магистерской программы «Энергетика, экология и двигательные установки ракетных и космических систем» по направлению 160700.68 «Двигатели летательных аппаратов» на кафедре теории двигателей летательных аппаратов. Самарский государственный аэрокосмический университет, 2010 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ОГЛАВЛЕНИЕ Основные сокращения, условные обозначения и индексы............................. 4 ПРЕДИСЛОВИЕ................................................................................................. 7 ВВЕДЕНИЕ......................................................................................................... 9 1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ МАЛОЙ ТЯГИ.............................................................................................. 10 1.1. ЖРДМТ и их классификация............................................................... 10 1.2. Отличительные особенности ЖРДМТ................................................ 12 1.3. Режимы работы ЖРДМТ и их классификация................................... 15 1.4. Устройство и принцип работы однокомпонентного ЖРДМТ.......... 16 1.4. Устройство и принцип работы двухкомпонентного ЖРДМТ........... 20 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ЖРДМТ.................................................................... 25 2.1. Статические характеристики................................................................ 25 2.1.1. Характеристика по составу топлива......................................... 26 2.1.2. Дроссельная характеристика..................................................... 33 2.1.3. Высотная характеристика.......................................................... 37 2.2. Динамические характеристики............................................................ 39 2.2.1. Параметры ЖРДМТ в импульсном режиме............................ 40 2.2.2. Характеристика по длительности включения ЖРДМТ.......... 46 2.2.3. Характеристика по частоте включения ЖРДМТ.................... 52 2.2.4. Характеристика по порядковому номеру следования включения двигателя в серии................................................... 53 3. ИСПЫТАНИЯ ЖРДМТ............................................................................... 56 3.1. Виды испытаний и их классификация................................................. 56 3.2. Стенды для испытаний ЖРДМТ.......................................................... 60 3.2.1. Стенд для холодных испытаний ЖРДМТ................................ 64 3.2.2. Стенды для огневых испытаний ЖРДМТ................................ 67 3.2.3. Автоматизированная система стендов..................................... 73 3.3. Экспериментальное оборудование для исследований рабочего процесса ЖРДМТ.................................................................................. 80 3.4. Методика обработки результатов испытаний..................................... 84 3.4. Экспериментальные статические и динамические характеристики ЖРДМТ и их анализ.................................................. 92 3.4.1. Статическая характеристика ЖРДМТ по составу топлива........................................................................................ 93 3.4.2. Статические дроссельная и высотная характеристики ЖРДМТ....................................................................................... 95 3.4.3 Динамические характеристики ЖРДМТ в импульсном режиме работы........................................................................... 99 Библиографический список........................................................................... 102 3 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Основные сокращения, условные обозначения и индексы Сокращения ДУ – двигательная установка; ЖРД – жидкостный ракетный двигатель; ЖРДМТ – жидкостный ракетный двигатель малой тяги; ЖРДУ – жидкостная ракетная двигательная установка; КА – космический аппарат; КС – камера сгорания; ЛА – летательный аппарат; ПС – продукты сгорания; РД – ракетный двигатель; РДМТ – ракетный двигатель малой тяги; РТ – рабочее тело; Условные обозначения D, d – диаметр; F – площадь; f удельная площадь; F относительная площадь сечения камеры; I у удельный импульс тяги; K m массовое действительное соотношение компонентов; K mo – массовое стехиометрическое соотношение компонентов; L , l длина; m масса; m массовый расход; n – средний показатель изоэнтропы расширения; P – тяга; p – давление; Ro , R – универсальная и удельная газовые постоянные соответственно; r радиус; T – температура; 4 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» коэффициент полноты расходного комплекса; I коэффициент удельного импульса к коэффициент камеры сгорания; с коэффициент сопла; w – скорость рабочего тела; ок коэффициент избытка окислителя; расходный комплекс; степень расширения рабочего тела в сопле; – приведенная скорость; – коэффициент расхода, молярная масса; плотность; f коэффициент восстановления полного давления; время; коэффициент потерь удельного импульса тяги. Индексы а – выход из сопла; вх – вход; вых – выход; г – горючее; з – завеса; ид – идеальный; к – камера или вход в камеру; н –атмосферный; ок – окислитель; о – параметр торможения; опт – оптимальный; п – в пустоте; пр – пристенок; р – расчетный; с – вход в сопло; ср – среднее значение; ст – стенка; я – ядро. 5 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Сечения камеры 6 а к с м, * к с м, * к – вход в камеру; с – вход в сопло; м – минимальное сечение сопла; – критическое сечение сопла; а – выход из сопла; а Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ПРЕДИСЛОВИЕ Предлагаемое учебное пособием является дополнением к учебникам по дисциплинам «Теория, расчет и проектирование ракетных двигателей» и «Испытания и обеспечения надежности ракетных двигателей». Оно посвящено жидкостным ракетным двигателям малой тяги (ЖРДМТ), являющихся исполнительными органами активных систем управления космическими аппаратами. Необходимость написания настоящего пособия продиктована тем, что в известной на сегодняшний день учебной литературе по ракетным двигателям недостаточно полно отражены отличительные особенности теории рабочего процесса, проектирования и конструкции ЖРДМТ. Практически не освещена методика экспериментального получения статических и динамических характеристик и параметров экономичности, по которым оценивается степень совершенства разрабатываемого двигателя, его конкурентоспособность на мировом рынке. Руководствуясь стремлением реализовать в процессе подготовки будущих специалистов инновационные технологии, авторы обобщили в пособии опыт настройки ЖРДМТ на расчетный режим работы, подготовки и проведения экспериментов в условиях, приближенных к космическим, определения требуемых характеристик в непрерывном и импульсном режимах, обработки экспериментальных данных и анализа полученных результатов. В пособии рассматриваются особенности рабочих процессов и устройства ЖРД малой тяги на однокомпонентном и самовоспламе7 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» няющемся двухкомпонентном топливе, методы и средства измерения и регистрации их параметров, экспериментальное оборудование для наземных и высотных испытаний ЖРДМТ. Эти сведения позволяют подготовить студента к практическому выполнению экспериментальных исследований рабочего процесса ЖРДМТ. Изложена методика ручной и автоматизированной обработки информации, получаемой при исследованиях ЖРДМТ на непрерывных и импульсных режимах работы, а также методы статистического анализа экспериментальных данных. Это дает возможность студенту самостоятельно выполнить первичную обработку результатов испытаний двигателя. Приведены теоретические сведения о статических и динамических характеристиках ЖРДМТ, показаны особенности оценки характеристик импульсной работы ЖРД малой тяги в режиме одиночных включений, описываются методы экспериментального определения основных характеристик ЖРДМТ, анализируются экспериментальные характеристик ЖРД двигателей. Методически пособие построено с учетом решения конкретных задач исследования. Каждый раздел логически и структурно завершен и ориентирован на практическое применение в качестве дополнительного материала, необходимого для выполнения лабораторных работ, самостоятельной работы, курсового и дипломного проектирования. 8 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ВВЕДЕНИЕ Для успешного выполнения постоянно усложняющихся задач, стоящих перед космическими аппаратами (КА) различного назначения, нужно уметь эффективно управлять этими аппаратами в космическом пространстве. Системы управления КА выполняют следующие функции: ликвидируют возмущения, неизбежно возникающие при отделении КА от ракеты-носителя, т.е. осуществляют начальное успокоение аппарата; ориентируют КА в заданной системе координат; поддерживают ориентацию КА с требуемой точностью; стабилизируют положение КА в процессе выполнения аппаратом различных корректирующих, тормозных и разгрузочных функций; выполняют программные развороты КА, необходимые для решения поставленных задач; корректируют скорость и траекторию полета КА; осуществляют угловые и линейные перемещения КА во время маневра; выполняют причаливание и стыковку; тормозят КА при спусках; создают требуемые перегрузки на борту КА. Исполнительными органами реактивных систем управления космическими аппаратами являются жидкостные ракетные двигатели малой тяги (ЖРДМТ). Так пилотируемый КА «Союз ТМ» оснащен 14 ЖРДМТ тягой 135 Н и 14 двигателями тягой 25 Н. В настоящем учебном пособии приведены общие сведения о ЖРДМТ и дана их классификация, рассмотрены отличительные особенности конструкции, организации рабочего процесса, режимов работы и характеристик. Пособие предназначено студентам факультета двигателей летательных аппаратов, обучающимся по специальности 160302 Ракетные двигатели. Оно необходимо студентам при выполнении курсовых работ по учебной дисциплине «Теория, расчет и проектирование ракетных двигателей» и дипломных проектов. 9 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» 1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ МАЛОЙ ТЯГИ 1.1. ЖРДМТ и их классификация Согласно ГОСТ 22396 жидкостный ракетный двигатель малой тяги (ЖРДМТ) – это ЖРД тягой от 0,01 до 1600 Н, способный работать как в непрерывном, так и в импульсном режиме и используемый в качестве исполнительного органа системы управления космическим аппаратом. На рис.1 приведена классификация жидкостных ракетных двигателей малой тяги. ЖРДМТ 1 1 С вытеснительной подачей топлива С насосной подачей топлива 2 1 Двухкомпонентные 2 1 Однокомпонентные Самовоспламеняющееся топливо 3 1 Несамовоспламеняющееся топливо Каталитические 4 1 Термокаталитические Рис. 1. Классификация ЖРДМТ Она проведена по следующим признакам: 1 1 10 − способу подачи топлива; С дополнит. электр. подогревом РТ Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» 2 − количеству компонентов топлива; 3 1 − способности компонентов топлива к самовоспламенению; − способу разложения однокомпонентного топлива. 4 1 По способу подачи компонентов топлива ЖРДМТ могут быть с насосной и вытеснительной подачей топлива. Преимущество вытеснительных систем подачи топлива заключается в их относительной конструктивной простоте, однако их основным недостатком является значительная масса двигательной установки из-за большого давления в топливных баках, превышающего давление в камере сгорания ЖРДМТ. Недостаток турбонасосных систем подачи состоит в значительной сложности турбонасосного агрегата (ТНА). Наиболее эффективной системой подачи топлива в ЖРДМТ считается та, которая при заданном суммарном импульсе двигательной установки КА I обеспечит меньшую массу ДУ в заправленном состоянии m ДУ, т.е. максимальное значение отношения I m ДУ при отсутствии других ограничений (по затратам, срокам разработки и т.д.). Проведенный сравнительный анализ энергомассовых параметров и характеристик ДУ с вытеснительной и насосной подачей топлива показал, что в условиях космического пространства и низкого давления в камере сгорания ЖРДМТ наиболее оптимальными на сегодняшний день оказываются ЖРДУ с вытеснительной системой подачи. В космическом прстранстве при низком давлении окружающей среды можно даже при невысоком давлении в камере сгорания получить достаточно высокий удельный импульс тяги за счет значительной степени расширения рабочего тела в сопле. По количеству компонентов топлива ЖРДМТ бывают однокомпонентные и двухкомпонентные. В однокомпонентных ЖРДМТ используется тепловая энергия, выделяющаяся при экзотермической реакции разложения однокомпонентного жидкого ракетного топлива. Продукты разложения, нагретые этим теплом до высокой температуры, являются рабочим телом камеры ЖРДМТ. По способности компонентов двухкомпонентного топлива к самовоспламенению двухкомпонентные ЖРДМТ бывают на самовоспламеняющемся и несамовоспламеняющемся жидком топливе. 11 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Двухкомпонентные ЖРДМТ на самовоспламеняющемся топливе нашли в активных системах управления КА в настоящее время наибольшее распространение. Штатным топливом для них является азотный тетраоксид (N2O4) и диметилгидразин несимметричный (H2N−NH(CH)3. По способу разложения топлива однокомпонентные ЖРДМТ бывают каталитические, термокаталитические и с дополнительным электрическим нагревом рабочего тела. В каталитических ЖРДМТ превращение топлива в газообразные продукты химической реакции разложения осуществляется с помощью катализатора. В термокаталитических ЖРДМТ производится принудительный нагрев катализатора для повышения его химической активности. Это приводит к повышению экономичности и улучшению динамических характеристик двигателя. Возможна комбинация термокаталитических и электронагревных ракетных двигателей малой тяги, в которых дополнительно к химической энергии топлива используется ещѐ электрическая энергия, идущая на дополнительный подогрев либо топлива, либо продуктов разложения, т.е. рабочего тела. В ДУ КА может входить несколько десятков ЖРДМТ. Например, объединенная двигательная установка служебного модуля станции «Мир» включала в себя 32 ЖРДМТ тягой 135 Н. Поэтому большое значение имеет снижение габаритных размеров и массы ЖРДМТ, а также всех агрегатов ЖРДУ КА. 1.2. Отличительные особенности ЖРДМТ Важной отличительной особенностью ЖРДМТ является низкий уровень тяги на непрерывном режиме работы. Величина тяги двигателя определяется, прежде всего, его назначением и выполняемой функцией в системе управления КА. К настоящему времени созданы двигатели этого класса, развивающие тягу в несколько десятых долей ньютона до 1600 Н. Вторая отличительная особенность ЖРДМТ заключается в том, они должны надежно работать как в непрерывном, так и в импульсных режимах. От двигателей активной системы управления пространственным положением КА требуется срабатывание до нескольких сотен тысяч раз, причем в зависимости от задач управле12 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ния длительность одного включения двигателя может изменяться от нескольких сотых и даже тысячных долей секунды до десятых ее долей. Эти включения двигателя могут следовать с разной частотой (скважностью) Если же двигатели используются для коррекции скорости или орбиты, то они работают непрерывно от нескольких секунд до нескольких минут. Столь широкий диапазон импульсных и непрерывных режимов обеспечивают ЖРДМТ, работающие на самовоспламеняющемся двухкомпонентном топливе азотный тетраоксид (АТ) и несимметричный диметилгидразин (НДМГ). Создание совершенного ЖРДМТ с низким уровнем, работающего с высокой степенью эффективности как в непрерывном, так и в импульсных режимах, представляет весьма сложную техническую проблему. Главная трудность заключается в малых значениях расходов топлива в ЖРДМТ, составляющих на непрерывных режимах в зависимости от номинала тяги величины от долей г/с до нескольких десятков г/с. В импульсных режимах величина расходуемого топлива за импульс намного меньше расхода в непрерывном режиме. Такие малые расходы топлива не только при импульсной, но и при непрерывной работе двигателя, фактически исключают возможность использования в ЖРДМТ наружного регенеративного охлаждения стенок камеры одним из компонентов из-за малого теплосъема. Как следствие, для таких двигателей очень остро стоит задача защиты огневой стенки камеры двигателя от прогара и эрозии при контакте с высокотемпературными продуктами сгорания. Одним из возможных путей решения этой задачи является организация у огневой стенки камеры низкотемпературного пристеночного слоя продуктов сгорания. Высокая экономичность двигателя при условии надежного внутреннего охлаждения может быть получена лишь при размещении большого числа топливных форсунок с очень малым расходом компонентов на смесительной головке малых геометрических размеров. Поскольку такие смесительные головки чрезвычайно сложны в изготовлении, то обычно на головке ЖРДМТ размещается сравнительно небольшое количество форсунок. В результате неизбежно ухудшаются показатели экономичности рабочего процесса из-за появления в камере двигателя крупномасштабной неравномерности распределения компонентов по поперечному сечению камеры сгорания. 13 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Достаточно типичной является схема смесеобразования в ЖРДМТ, формирующая двухзонную эпюру распределения компонентов. В приосевой центральной зоне (ядре) потока создается топливная смесь с соотношением компонентов, близким к стехиометрическому, а в пристеночной зоне у огневой стенке подается в избытке либо горючее, либо окислитель. Чаще в избытке подается горючее. Подача окислителя в камеру сгорания обычно осуществляется через одну или несколько форсунок, что определяется величиной расхода окислителя, только в центральную зону − ядро потока. Горючее подается через форсунки, расположенные ближе к периферии смесительной головки, на стенку камеры и в ядро потока. Это делается с целью создания низкотемпературного пристеночного слоя, высокотемпературного ядра потока. Количество форсунок зависит от расхода горючего. Располагаться они могут в один или несколько рядов. С увеличением тяги двигателя возрастает величина расхода горючего, что облегчает решение задачи охлаждения огневой стенки камеры. К тому же появляется благоприятная для повышения экономичности двигателя возможность оставшуюся от затрат на охлаждение часть горючего подать непосредственно в центральную область потока, разместив здесь же соответствующие форсунки. Третья отличительная особенностью ЖРДМТ заключается в необходимости надежно работать в условиях космического пространства в течении длительного времени, исчисляемого десятками лет. Эту особенность ЖРДМТ необходимо учитывать при проектировании новых двигателей особенно при выборе конструкционных материалов, проведении оценочных расчетов на прочность и надежность. Необходимо учитывать длительное воздействие на ЖРДМТ всех факторов космического пространства. Испытания ЖРДМТ на земле необходимо проводить на специальных стендах, которые в максимальной степени имитируют условия космического пространства. Целью испытаний двигателя является получение исчерпывающей информации, позволяющей сделать вывод о его функционировании в заданном диапазоне изменения различных воздействующих факторов. Проведение экспериментального исследования предполагает выполнение достаточно широкого комплекса измерений пара14 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» метров двигателя, характеризующих его работу в условиях, наиболее близких к эксплуатационным. Поэтому при создании экспериментального оборудования и средств, обеспечивающих испытания, необходимо исходить, прежде всего, из назначения двигателя, определяющего уровень рабочих параметров, его конструктивное исполнение и другие особенности. 1.3. Режимы работы ЖРДМТ и их классификация Основной отличительной особенностью ЖРДМТ является их способность работать как в непрерывном, так и в импульсном режиме. Непрерывным режимом работы ЖРДМТ считается режим однократного включения двигателя такой продолжительности, начиная с которой удельной импульс тяги практически становится независимым от времени включения двигателя. Для большинства созданных и эксплуатируемых двухкомпонентных ЖРДМТ минимальная длительность включения, с которой начинается непрерывный режим, находится в пределах от 0,5 до 1,0 с. Максимальная продолжительность непрерывного режима работы может составлять десятки минут. Импульсным режимом работы называют режим многократных кратковременных включений ЖРДМТ, при котором удельный импульс тяги в общем случае зависит от времени включения, порядкового импульса в серии и частоты включений. У большинства существующих двухкомпонентных ЖРДМТ время включения при импульсном режиме работы составляет от 0,02 до 1,00 с. Импульсные режимы работы ЖРДМТ по зависимости удельного импульса тяги от порядкового номера включения в серии бывают: установившийся; неустановившийся. Установившимся считают такой импульсный режим работы ЖРДМТ, при котором удельный импульс тяги не зависит от порядкового номера включения. На неустановившимся импульсном режиме работы ЖРДМТ удельный импульс тяги зависит от порядкового номера его включения. 15 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Большое место в циклограмме работы занимает режим одиночных включений ЖРДМТ Режим одиночных включений ЖРДМТ − это импульсный режим работы двигателя с паузами между включениями, в течение которых двигатель приходит в исходное состояние. В двигателе полностью опорожняются заклапанные полости и устанавливается начальное тепловое состояние элементов конструкции. Удельный импульс тяги в режиме одиночных включений имеет при одинаковом времени включения минимальное значение среди всех импульсных режимов работы. Импульсные режимы работы ЖРДМТ по типу взаимосвязи между отдельными включениями бывают: со связанными импульсами; перекрывающимися импульсами. Режим работы ЖРДМТ со связанными импульсами это такой импульсный режим, при котором между отдельными включениями происходит обмен тепловой энергией, т.е. двигатель не успевает охладиться за время паузы до исходной температуры. На этом режиме удельный импульс тяги будет расти от импульса к импульсу. Импульсный режим работы ЖРДМТ с перекрывающимися импульсами отличается тем, что между отдельными включениями происходит обмен не только тепловой энергией, но и рабочим телом (массой), т.к. камера двигателя не успевает полностью опорожниться от продуктов сгорания предыдущего включения, а в неѐ начинает поступать топливо следующего включения двигателя. Удельный импульс тяги на этом режиме будет расти от импульса к импульсу значительнее и быстрее, чем на режиме со связанными импульсами. Циклический режим работы ЖРДМТ состоит из повторяющихся в процессе эксплуатации сочетаний непрерывных и импульсных режимов. Циклический режим используется при выполнении КА одинаковых операций ориентации, маневра и коррекции. 1.4. Устройство и принцип работы однокомпонентного ЖРДМТ Однокомпонентные ЖРДМТ проще двухкомпонентных по конструкции, дешевле и надежнее, но уступают им по удельным и ди16 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» намическим параметрам. Эксплуатируемые однокомпонентные ЖРДМТ имеют нижний уровень тяги 0,09 Н, а на двухкомпонентные − 5 Н. Число включений и время работы у них примерно те же, что и у двухкомпонентных ЖРДМТ Топливом большинства созданных и эксплуатируемых однокомпонентных ЖРДМТ являются гидразин (N2H4) или перекиси водорода (H2O2). Рассмотрим устройство и принцип работы однокомпонентного гидразинового ЖРДМТ, конструктивная схема которого представлена на рис 2. Двигатель имеет вытеснительную подачу топлива. Он состоит из электромагнитного топливного клапана 4, камеры 16, разделителя 9, корпуса 10, термического сопротивления 11 и теплоизоляции 17. Жидкий гидразин из топливного бака под необходимым давлением подводится по трубопроводу системы хранения и подачи к входному штуцеру 1 электромагнитного топливного клапана 4. В требуемый момент система управления КА вырабатывает управляющий электрический сигнал на включение ЖРДМТ. Этот сигнал подается на электрическую обмотку 5 электромагнитного клапана 4. Через промежуток времени, равный времени начала открытия клапана, клапан открывается и гидразин через разделитель 9 и термическое сопротивление 11, представляющее собой тонкую трубку, начинает поступать в камеру двигателя 16. На распылителе 12 гидразин распадается на мелкие капли и с помощью распределителя 13 с достаточно равномерной эпюрой расходонапряженности поступает на каталитический пакет 14. Катализатор способен разлагать гидразин при комнатной температуре, однако с повышением температуры катализатора динамические параметры ЖРДМТ улучшаются. Поэтому каталитический пакет подогревается в период паузы между включениями двигателя электронагревателем 15. Чтобы разогретый катализатор во время паузы сильно не охлаждался камера двигателя покрыта теплоизоляцией 17 (см. рис. 3). Катализатор представляет собой пористые зерна окиси алюминия размером 1,0…2,5 мм с сильно развитой поверхностью, покрытые иридием, одним из лучших инициаторов разложения гидразина. Он обладает высокой каталитической способностью и термостойко17 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» стью, малым термическим расширением, хорошими теплопроводностью и механическими свойствами, 1 2 3 4 5 Рис. 2. Однокомпонентный гидразиновый ЖРДМТ: 1 − штуцер; 2 − дроссель; 3 − фильтр; 4 − электромагнитный клапан; 5 − электрическая обмотка; 6 − пружина клапана; 7 − якорь электромагнита; 8 − уплотнительный элемент клапанной пары; 9 − разделитель; 10 − корпус; 11 − термическое сопротивление; 12 − распылитель; 13 − распределитель; 14 − каталитический пакет; 15 − электронагреватель; 16 − камера; 17 − теплоизоляция; 18 − сопло 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 Катализатор представляет собой пористые зерна окиси алюминия размером 1,0…2,5 мм с сильно развитой поверхностью, покрытые иридием, одним из лучших инициаторов разложения гидразина. Он обладает высокой каталитической способностью и термостойкостью, малым термическим расширением, хорошими теплопроводностью и механическими свойствами, При поступлении гидразина в каталитический пакет 14 он интенсивно разлагается в соответствии с уравнением реакции 18 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» N2H4 → 4 1 x NH3 + 1 1 2 x N2 + 2 x H2, 3 3 (1) где x − степень разложения аммиака, определяющая содержание в продуктах разложения N2 и H2. Степень разложения аммиака колеблется в широких пределах. Она в основном определяется способом организации составляющих рабочего процесса разложения гидразина в камере, свойствами и температурой катализатора. Так например, термическое разложение при температуре в камере 550 К дает x 0,06. На рис 3 представлены зависимости идеального I у. п. ид, удельного импульса в пуε=1000 м/с Т, К стоте I у. п. ид при двух степенях расширения РТ в сопле 20 и 1000 и температуры продуктов разложения гидразина Т от степени разложения аммиака x . Видно, что ЖРДМТ на гидразине имеют достаточно низкий действительный удельный импульс тяги (I у. п < 2400 м/с). Это го- 2200 2400 ε=20 2000 2000 1800 1600 Т 1600 1200 1400 0 0,2 0,4 0,6 0,8 x 800 Рис. 3. Зависимости идеального удельного ворит об их низкой эконо- импульса в пустоте и температуры продукмичности по сравнению с тов разложения гидразина от степени разЖРДМТ на двухкомпо- ложения аммиака нентных топливах. Гидразин по I у. п. ид превосходит перекись водорода, у которой при концентрации 97% I у. п. ид =1800 м/с. Гидразиновые двигатели имеют преимущество и в эксплуатации, т.к. перекись водорода может разлагаться при контакте со многими конструкционными материалами, грязью, жиром. У гидразиновых ЖРДМТ тягой менее 0,4 Н диаметр сопла форсунки, подающей в камеру и распыляющей жидкий гидразин, очень 19 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» мал. Появляется возможность засорения форсунки, поэтому в некоторых двигателях гидразин до подачи в камеру газифицируют. Имеются конструкции однокомпонентных ЖРДМТ, где через катализатор пропускается 10…15 % расхода топлива, а основная часть расхода гидразина разлагается в камере за счет нагрева его продуктами каталитического разложения. Уменьшается масса дорогостоящего пакета катализатора и двигателя. Несмотря на низкую экономичность по сравнению с двухкомпонентными двигателями, использование гидразиновых ЖРДМТ тягой 0,1…0,4 Н вполне оправдано, поскольку изготовление двухкомпонентных ЖРДМТ с такой тягой сопряжено с большими техническими и технологическими трудностями. 1.4. Устройство и принцип работы двухкомпонентного ЖРДМТ Двухкомпонентные ЖРДМТ нашли в настоящее время наибольшее распространение по сравнению с однокомпопнентными, т.к. они превосходят последние по удельным и динамическим параметрам. Выбор топлива для ЖРДМТ значительно ограничен из-за ряда отличительных особенностей рабочего процесса и эксплуатации по сравнению с маршевыми ЖРД. Современные двухкомпонентные ЖРДМТ используют в качестве окислителей азотный тетраоксид (N2O4, АТ) или кислород (O2), а в качестве горючих − несимметричный диметилгидразин (H2N−N(CH3)2, НДМГ), гидразин (N2H4), монометилгидразин (H2N−NH(CH3)) керосин (C7,21H13,29), этиловый спирт (C2H5OH), водород (H2). Штатным топливом двухкомпонентных ЖРДМТ является АТ и НДМГ. Реализуемый нижний уровень тяги составляет 0,4 Н, минимальная длительность включения − 30 мс, число включений достигает миллиона, а общее время работы − десятки часов. Если используются несамовоспламеняющиеся топлива, то для воспламенения топливной смеси в камере сгорания при запуске двигателя применяются, главным образом, электроискровые, пьезоэлектрические или калильные системы воспламенения. В качестве примера конструкции двухкомпонентные ЖРДМТ на рисунке 4 показан общий вид двигателя 11Д428АФ-16 тягой 135 Н 20 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» разработки ФГУП НИИМАШ. Этот двигатель использовался в составе орбитальных пилотируемых станций «Салют» и «Мир», применялся в служебном модуле «Звезда МКС, в пилотируемых космических аппаратах серии «Союз» и грузовых серии «Прогресс», астрофизической обсерватории «Гамма». Рассмотрим устройство двухкомпонентного ЖРДМТ, 1 конструкция которого пред2 ставлена на рис. 5, и принцип 3 его работы. Двигатель работает на са4 мовоспламеняющихся компо5 нентах топлива АТ и НДМГ и имеет вытеснительную подачу 6 топлива. Он состоит из двух иден7 тичных электромагнитных клапанов окислителя и горю8 чего 1, смесительной головки 9, камеры сгорания 15 и сверхзвукового сопла 16. Жидкие АТ и НДМГ из топливных баков под необходимым давлением подводятся по трубопроводам системы хранения и подачи к входным штуцерам 1 электромагнитРис. 4. ЖРДМТ 11Д428А: ных топливных клапанов 3. 1 − трубопровод подачи окислителя; 2 − В требуемый момент ситрубопровод подачи горючего; 3 − сигналистема управления КА вырабазатор давления; 4 − штепсельный разъем; 5 − пенопластовая теплоизоляция; 6 − тывает управляющий элексмесительная головка; 7 − камера сгорания; трический сигнал на включе8− сверхзвуковое сопло ние ЖРДМТ. Этот сигнал подается на электрическую обмотку 4 электромагнитных топливных клапанов. Через промежуток времени, равный времени задержки начала открытия клапаны горючего и окислителя открываются. НДМГ поступает через дроссельную диафрагму 8 в корпус смесительной головки 9 и через каналы смесительной головки подается в 21 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Ок Г 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 Рис. 5. Двухкомпонентный ЖРДМТ на АТ и НДМГ: 1 − штуцер; 2 − фильтр; 3 − электромагнитный клапан; 4 − электрическая обмотка; 5 − пружина клапана; 6 − якорь электромагнита; 7 − уплотнительный элемент клапанной пары; 8 − дроссельная диафрагма горючего; 9 − корпус; 10 − полость СТР; 11 − трубопровод СТР; 12 − двухкомпонентная центробежная форсунка; 13 − втулка окислителя; 14 − струйная форсунка окислителя; 15 − камера сгорания; 16 − сверхзвуковое сопло. 22 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» двухкомпонентной центробежной форсунке 12. Точно также, но через клапан горючего, к двухкомпонентной форсунке 12 подается АТ. В рассматриваемом ЖРДМТ смесеобразование в центре камеры сгорания (ядре потока) осуществляется одной жидкостной двухкомпонентной центробежной форсункой с внутренним смешением компонентов. Внутренний контур двухкомпонентной форсунки представляет собой центробежную шнековую форсунку горючего закрытого типа, а наружный контур − центробежную тангенциальную форсунку окислителя открытого типа. Смешение компонентов топлива начинается уже внутри двухкомпонентной форсунки на выходе из камеры закручивания наружнего контура, представляющего собой форсунку окислителя. Такая одна двухкомпонентная центробежная форсунка обеспечивает достаточно хорошее смешение компонентов в ядре потока камеры сгорания при соотношении компонентов, близком к стехиометрическому. Компоненты топлива АТ и НДМГ самовоспламеняющиеся, поэтому, попав в камеру сгорания в частично перемешанном жидком состоянии, они распыляются, перемешиваются, нагреваются, испаряются, перемешиваются в газовой фазе и воспламеняются через время, равное периоду задержки самовоспламенения з. в. При сгорании топлива его химическая энергия преобразуется в тепловую, которая подводится к образовавшимся продуктам сгорания, нагревая их до высокой температуры. Эта высокотемпературная газовая смесь продуктов сгорания топлива поступает в сверхзвуковое сопло 16. Здесь рабочее тело ускоряется. Его потенциальная и тепловая энергии преобразуются в кинетическую энергию струи продуктов сгорания, вытекающей из сопла со сверхзвуковой скоростью и создающей реактивную силу тяги. Очевидно, чем меньше з. в, тем экономичнее работает ЖРДМТ в импульсном режиме. Тепловая защита огневой стенки камеры сгорания и сопла осуществляется в рассматриваемом ЖРДМТ созданием низкотемпературного пристеночного слоя продуктов сгорания, а на начальном участке камеры сгорания организацией завесного охлаждения жидким окислителем. Это достигается подачей жидкого азотного тетраоксида через струйные форсунки смесительной головки 14 (см. рис.5) непосредственно на огневую стенку камеры сгорания. 23 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» В настоящее время разрабатываются двухкомпонентные ЖРДМТ на газообразных водороде и кислороде разных номиналов тяг, имеющие лучшие удельные и динамические параметры и характеристики по сравнению с ЖРДМТ на АТ и НДМГ. Кислород и водород предполагается получать на борту КА из воды . 24 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ЖРДМТ Характеристиками ЖРДМТ называют зависимости его выходных параметров от внешних и внутренних параметров, определяющих работу двигателя. Зависимости, связывающие указанные параметры при работе двигателя на установившемся режиме работы, называют статическими характеристиками, а на неустановившихся режимах, таких как запуск, останов, импульсный − динамическими. К выходным параметрам ЖРДМТ относятся тяга, импульс тяги, удельный импульс тяги и другие. К внешним параметрам − давление и температура компонентов топлива на входе в двигатель, их плотность, давление, температура и влажность окружающей среды, температура конструкции, положение регулирующих органов. Внутренними параметрами ЖРДМТ являются давление в камере сгорания, массовые расходы, соотношение компонентов топлива и другие параметры внутрикамерных процессов, отклонение размеров и формы гидравлических трактов агрегатов и трубопроводов от проектных, точность изготовления элементов двигателя, чистота обработки поверхностей деталей и т.д. Наиболее существенное влияние на тягу, импульс тяги и удельный импульс ЖРДМТ оказывают следующие параметры: массовый расход топлива; давление в камере сгорания; соотношение компонентов топлива; давление окружающей среды или, что тоже самое, высота полета (орбиты); длительность включения двигателя; порядковый номер следования импульса; частота следования импульсов. 2.1. Статические характеристики Наибольший практический интерес представляют три статические характеристики ЖРДМТ: по составу топлива; 25 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» дроссельная; высотная. 2.1.1. Характеристика по составу топлива Характеристика ЖРДМТ по составу топлива − это зависимость тяги, импульса тяги, удельного импульса тяги и других выходных параметров двигателя от соотношения компонентов или коэффициента избытка окислителя при постоянных давлениях в камере сгорания и окружающей среды. В формализованном виде это запишется P, I и, I у f Km или P, I и, I у f ок при pк, pн const . (1) Жидкостный ракетный двигатель рассчитывается на некоторый определенный состав топлива, отвечающий номинальным значениям давлений окислителя pвх. ок и горючего pвх. г на входе в двигатель. В условиях эксплуатации возможно отклонение этих значений давлений от номинальных, что приводит к изменению состава топлива и, как следствие, к изменению выходных параметров двигателя. Существенное изменение состава топлива, а значит и выходных параметров, наблюдается в ЖРДМТ, имеющих низкое давление в камере сгорания, и, следовательно, более низкие значения давлений подачи компонентов топлива. Двухкомпонентное жидкое топливо состоит из окислителя и горючего. Горючим называют компонент топлива, содержащий преимущественно элементы с электроположительной валентностью (H, C, B, Al) и некоторые другие. Окислителем − преимущественно элементы с электроотрицательной валентностью (O, F, Cl) и некоторые другие. Компоненты топлива могут подаваться в камеру двигателя с любым массовым расходом, определяя действительный состав топливной смеси в камере сгорания. Фактический (действительный) состав топливной смеси в камере сгорания ракетного двигателя определяется массовым действительным соотношением компонентов Km 26 m ок, m г (2) Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ок и m г − массовые расходы окислителя и горючего в камеру где m сгорания ЖРДМТ соответственно. Чаще на практике для определения состава топлива используется коэффициент избытка окислителя ок, представляющего собой отношение массового действительного соотношения компонентов K m к массовому стехиометрическому соотношению компонентов K mo: ок Km . K mo (3) Стехиометрическое массовое соотношение компонентов ок, г K mо æo (4) где æo − мольное стехиометрическое соотношение компонентов топлива, ок и г − молярные массы окислителя и горючего соответственно. На практике для описания состава топлива удобнее пользоваться коэффициентом избытка окислителя. При стехиометрическом соотношение компонентов ок 1 . Когда ок 1 , топливная смесь содержит в избытке окислитель, а когда ок 1 , − горючее. Коэффициент избытка окислителя особенно удобен для сравнения термодинамических характеристик различных ракетных топлив. Мольное стехиометрическое соотношение компонентов топлива o æ равно количеству молей окислителя, которое необходимо подать на один моль горючего, чтобы произошло полное замещение валентностей горючих элементов валентностями окислительных элементов т.е. произошло полное сгорание этого одного моля горючего. Если имеются условные химические формулы окислителя и горючего, то величина æo определяется, по уравнению m æ о b b i 1 m i 1 i. г i , (5) i . ок i 27 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» m где b i 1 − число свободных электроположительных валентно- i. г i m стей в одной молекуле горючего; b i 1 − число свободных элект- i . ок i роотрицательных валентностей в одной молекуле окислителя; i − высшая валентность i -го химического элемента; bi. ок и bi. г − число атомов i -го химического элемента в условной молекуле окислителя и горючего соответственно. Массовое стехиометрическое соотношение компонентов топлива о K m равно количеству килограммов окислителя, которое необходимо подать на один килограмм горючего, чтобы произошло полное замещение валентностей горючих элементов валентностями окислительных элементов т.е. произошло полное сгорание этого одного килограмма горючего. Состав топливной смеси, соответствующий такому соотношению компонентов топлива называется стехиометрическим. Стехиометрической топливной смеси соответствует наибольший тепловой эффект окислительно-восстановительной реакции (реакции горения), протекающей в камере сгорания между компонентами топлива. Состав топлива определяет количество тепла, выделившегося в камере сгорания при его сжигании, химический состав продуктов сгорания, их молекулярную массу и температуру, т.е. работоспособность рабочего тела, поступающего из камеры сгорания в сопло. При отклонении значения массового действительного соотношения компонентов K m от стехиометрического K mo тепловой эффект реакции горения топлива уменьшается. Это объясняется наличием в топливной смеси избыточных окислительных элементов при K m > K mo ( ок > 1) или горючих элементов при K m < K mo ( ок < 1), не принимающих участия в химической реакции горения. Если бы в результате горения топлива действительно образовывались только продукты полного окисления, то стехиометрической топливной смеси соответствовала бы максимальная температура продуктов сгорания. Она могла бы достигать чрезвычайно высоких значений. Так, например, для стехиометрической смеси H2 и O2 тем28 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» пература недиссоциированных продуктов сгорания составила бы 7250 К. Однако реально на практике максимальные температуры продуктов сгорания жидких ракетных топлив не превышают 3500…4500 К. Это объясняется тем, что при температурах выше 2000…2500 К начинается диссоциация продуктов сгорания. Если в продуктах сгорания содержатся вещества, H2O, CO2, H2, O2, то в рабочем теле будут протекать следующие реакции диссоциации: H2O <=> H + OH; CO2 <=>CO + O; H2 <=> H + H; O2 <=> O + O. При бóльших температурах в рабочем теле наряду с реакциями диссоциации начинают протекать и реакции ионизации. Реакции диссоциации и ионизации эндотермические, т.е. они идут с поглощением тепла, что ведет к снижению температуры продуктов сгорания на входе в сопло и смещению максимума температуры, причем для большинства жидких ракетных топлив в область значений K m < K mo ( ок < 1) (см. кривые на рис. 5). Степень диссоциации продуктов сгорания при данном составе топлива зависит от давления в камере сгорания Без диссоциации T прдуктов сгорания pк. При повышении давления количество степень диссоциации продуктов сгорания С диссоциации снижается, а температупрдуктов сгорания ра их на выходе из камеры сгорания увеличиKm K mo 0 вается. Массовое соотношение компонентов, Рис. 6. Зависимость температуры продуктов при котором температусгорания от массового соотношения ра продуктов сгорания компонентов топлива достигает максимума, приближается к стехиометрическому его значению. 29 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» От состава топлива, определяемого массовым действительным соотношением компонентов K m или коэффициентом избытка окислителя ок, зависят состав рабочего тела, его термодинамические и теплофизические свойства, а значит и выходные параметры двигателя такие как тяга на непрерывном режиме импульс тяги при коротком включении, удельный импульс тяги и другие. Удельный импульс тяги ЖРДМТ на непрерывном режиме Р (р рн) Fа, (6) wa а т т − массовый расход топлива; Fа − плогде P − тяга двигателя; т щадь сечения сопла на выходе; pa − статическое давление РТ на Iу срезе сопла; pн − давление окружающей среды; wа − скорость продуктов сгорания в выходном сечении сопла. На расчетном режиме, когда pa pн имеем I у. р wa . (7) Из выражений (6) и (7) видно, что значение I у определяется в основном величиной скорости wа, причем зависимость I у f ( ок) аналогичена зависимости wа f ( ок) . Из газовой динамики уравнение для определения скорости рабочего тела в выходном сечении сопла Лаваля имеет вид: wа n 1 n n pa , Rо. с Tо. с 1 pо. с n 1 (8) где n − средний показатель изоэнтропы расширения; Rо. с − удельная газовая постоянная рабочего тела по параметрам торможения на входе в сопло; To. c − температура торможения продуктов сгорания на входе в сопло; ро. с − давление торможения на входе в сопло; ра − статическое давление РТ в выходном сечении сопла. 30 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Из выражения (8) следует, что при определенном значении степени расширения рабочего тела в сопле Iу, ро. с ра скорость истечения wа и, соответственно, удельный импульс тяги I у зави- To. c , сят от состава рабочего тела (n), его газовой постоянной Rо. с и температуры To. c c , Iу Ro. c , To. c n c Ro. c на входе в сопло. Изменение этих величин Rо. с To. c и n от коэффициента избытка окислителя ок показано на рис.6. Оно приводит к тому, что удельной импульс тяги I у достигает мак- n ок 1,0 ок ок Рис. 7. Зависимость удельного импульса тяги Iу, температуры торможения РТ на входе в сопло To.c, молярной массы µс, газовой постоянной продуктов сгорания Roc, от коэффициента избытка окислителя αок. симального значения , который меньше по вепри коэффициенте избытка окислителя ок , соответствующего максимальной темпеличине коэффициента ок ратуре продуктов сгорания To. c . Сдвиг обусловлен ростом удельной газовой постоянной рабочего тела Rо. с при уже начавшемся снижении его температуры To. c , когда движение осуществляется в сторону снижения ок, а значит увеличения в топливной смеси избытка горючего. Зависимости I у f ( ок) и Tо. с f ( ок) имеют при этом качественно одинаковый характер. 31 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Для большинства ЖРТ, используемых в настоящее время в ЖРД, максимум I у лежит в диапазоне значений ок 0,70…0,95, хотя, например, для топлива жидкие кислород и водород удельному импульсу тяги I у достигает максимума при ок 0,4. Зависимости I у f ( ок) индивидуальны для каждого топлива ной пары, причем даже для конкретного топлива значения I у f ( ок) существенно зависят от давления в камере сгорания рк и степени расширения продуктов сгорания в сопле рк ра. В справочнике приведены результаты расчета термодинамических и теплофизических свойств продуктов сгорания двухкомпонентных жидких ракетных топлив и идеальных удельных параметров ЖРД в широком диапазоне значений коэффициента избытка окислителя, давлений в камере сгорания, и степеней расширения рабочего тела в сопле. Уравнения, описывающие зависимости удельного импульса тяги I у и других удельных параметров двигателя от коэффициента избытка окислителя, получены для идеального ЖРД, в котором отсутствуют все вида необратимых потерь энергии к камере сгорания и сопле, являются идеальными характеристиками ЖРД по составу топлива. Для конкретного двигателя (если известна площадь минимального сечения FM и степень расширения сопла Fа Fa / Fм лег- ко можно получить идеальную зависимость тяги Р f () . Для этого по данным термодинамического расчета определяется значе , по которой получают расход ние удельной площади f M FM / m . Тяга двигателя определяется по формуле Р m IуТ. топлива m Реальная характеристика ЖРД по составу топлива из-за несовершенства рабочих процессов, происходящих в камере двигателя, отличается от идеальной, причем наиболее значительны эти отличия для ЖРДМТ. Расчетное определение реальной характеристики для ЖРДМТ в настоящее время не представляется возможным. Единственный способ определения этой характеристики − экспериментальный. 32 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» В то же время идеальные зависимости параметров ЖРДМТ от состава топлива дают достаточно достоверное представление об относительном изменении параметров ЖРДМТ и могут быть поэтому использованы при проектировании двигателей. 2.1.2. Дроссельная характеристика Дроссельная характеристика ЖРДМТ является основной статической эксплуатационной характеристикой. Еѐ называют также расходной или регулировочной, подчеркивая этим возможность регулирования величины тяги двигателя. Дроссельная характеристика − это зависимость тяги, удельного импульса тяги и других выходных параметров двигателя от давле при ния в камере сгорания рк или массового расхода топлива m постоянном составе топлива и давлении окружающей среды рн. В формализованном виде это запишется: при Km , pн const . (9) P, I од, I у f рк или P, I од, I у f m Теоретическую дроссельную характеристику ЖРДМТ, совпадающую с характеристикой камеры, рассчитывают по уравнениям для тяги и удельного импульса камеры: wa pa Fa pн Fa Pп pн Fa , (10) Pm I у I у. п pн Fa , m (11) где wa , pa − скорость и статическое давление продуктов сгорания в выходном сечении сопла соответственно; Fa − площадь выходного сечения сопла; рн − давление окружающей среды; Рп и I у. п − тяга и удельный импульс тяги в пустоте. Учитывая выражения для: коэффициента тяги сопла в пустоте KТ. п I у. п Рп , ро. м Fм с с (12) 33 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» коэффициента сопла с KТ. п KТ. п. ид, (13) давления торможения в минимальном сечении сопла (14) pо. м f c pк, где с − коэффициент расхода сопла; c − характеристическая скорость в камере; рк − давление в камере сгорания на входе у смесительной головки; Fм − площадь минимального сечения сопла; f ро. с рк, с ро. м ро. с − коэффициенты восстановления полного давления в камере сгорания и докритической части сопла соответственно, выражение (10) запишется: P с c f c Fм KТ. п. ид pк pн Fa . (15) Установим связь между массовым расходом топлива и давлением в камере сгорания, используя понятие характеристической скорости в камере. ро. м Fм с, m с f c Fм pк с откуда m к с ид (16) , (17) где к с с ид − коэффициент камеры сгорания. Тогда выражение (11) окончательно запишется Fa pн . I у к с ид c KТ. п. ид с f c Fм pк (18) Для камеры ЖРДМТ постоянной геометрии величины KТ. п. ид, с ид, с, f , c , к, c можно считать постоянными для всех режимов работы. Это допущение приводит к ошибкам не превышающим 3%. В этом случае можно записать: Р Арк рн Fa , (19) Iу B C 34 pн p I у. п С н, рк рк (20) Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» D pк, (21) m где A, B, C, D − постоянные величины. Построим на рис. 8 теоретическую дроссельную характеристику ЖРДМТ, используя полученными зависимостями (19) и (20). Р, Iу I у. п (H= ∞) I у (H=const) I у (H=0) Рп (H= ∞) Р (H=const) Р (H=0) рнFa рк. min m min рк. отр m отр. рк. max m max рк m Рис. 8. Дроссельная характеристика ЖРДМТ pн 0 , 1. H тогда Рп А рк − прямая пропорцио- нальная зависимость, а I у. п В − удельный импульс в пустоте постоянен и не зависит от давления в камере сгорания. 2. H 0 pн pн. max , тогда Р Рп рн Fa А рк рн Fa − линейная зависимость, представляющая собой прямую, параллельную прямой Рп А рк и смещенную от неѐ вниз на величину pн Fa . 35 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Iу В С рн E , где Е=const − уравнение гиперболы с В рк рк асимптотами: 1) I у I у. п при рк → ∞; 2) рк = 0 − ось ординат при рк → 0 (I у → − ∞). 3. H = const, (рн = const), тогда Р А рк рн Fa , Iу В С рн E . Имеем тоже, что и во втором случае, В рк рк только при меньшей величине давления окружающей среды рн. изИз уравнения (21) следует, что массовый расход топлива m меняется прямо пропорционально давлению в камере сгорания рк, . Вид поэтому дроссельную характеристику можно построить по m характеристики при этом не меняется (см. рис. 8). Дроссельную характеристику обычно получают в виде зависимости тяги и удельного импульса от давления в камере сгорания, а не от массового расхода топлива, т.к. давление в камере сгорания нагляднее характеризует изменение режима работы двигателя и точнее может быть измерено при испытаниях. Для каждого конкретного ЖРДМТ имеется действительный диапазон реализуемой на практике дроссельной характеристики от рк. min до рк. max . Максимально допустимый (форсированный) режим рк. max (m max) определяется прочностью и жаропрочностью камеры двигателя. На него рассчитываются все агрегаты системы подачи min) определяется порогом эффективной и топлива. Режим рк. min (m устойчивой работы камеры двигателя. Теоретическая дроссельная характеристика ЖРДМТ для случая безотрывного течения продуктов сгорания по соплу построена пунктирной линией (см. рис. 8). При уменьшении рк снижается давление на срезе сопла ра. Если отношение pa pн становится меньше 0,3…0,5, то нормальная работа сопла нарушается. В сопло входит косой скачок уплотнения и поток продуктов сгорания отрывается от стенок сопла. Критическая величина отношения pa pн 36 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» зависит от состава продуктов сгорания, типа пограничного слоя (ламинарный или турбулентный) и числа Маха потока на срезе сопла. Тяга и удельный импульс тяги ЖРДМТ возрастают, т.к. из работы выключается участок сопла, создающий отрицательную тягу изза перерасширения на нем рабочего тела. Дроссельная характеристика с отрывом потока в сопле при рк рк. отр показана на рис. 8 сплошной линией. 2.1.3. Высотная характеристика Высотная характеристика − это зависимость тяги, удельного импульса тяги и других выходных параметров двигателя от давления окружающей среды рн или высоты полета H при постоянном давлении в камере сгорания рк и соотношении компонентов топлива K m , т.е. на постоянном режиме работы двигателя. В формализованном виде это запишется: P, I у f рн или P, I у f H при pк, Km const . (22) Важность высотной характеристики обусловлена тем, что ЖРДМТ в полете во многих случаях работает при переменном давлении окружающей среды. Теоретическая высотная характеристика ЖРДМТ с вытеснительной подачей топлива совпадает с характеристикой камеры двигателя. Построим высотную характеристику ЖРДМТ с камерой фиксированной геометрии при принятых допущениях, используя полученные ранее зависимости (19) и (20) (см. рис. 9). При безотрывном течении рабочего тела в сопле высотная характеристика описывается уравнениями: Р Арк рн Fa M Fa pн, (23) Iу B C pн I у. п N pн, рк (24) где A, B, C, M и N − постоянные величины. Из уравнений (23) и (24) видно, что с увеличением давления ок37 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ружающей среды рн тяга Р и удельный импульс тяги I у уменьшаются линейно от их значений в пустоте (см. рис. 9). Р, I у Р, I у рк. max рк. max Iу Рп рк. min Рп р н Fa рк. max рк. min Р 0 (H=∞) р н Fa I у. п рн. max рн рк. min Iу рк. max Р рк. min 0 H (H=0) (H=0) Рис. 9. Высотная характеристика ЖРДМТ: ───── − безотрывное течение РТ в сопле; − − − − − − − отрывное течение. Каждому значению рк соответствует своя высотная характеристика (см. рис. 9). При этом, чем больше давление в камере сгорания, тем меньше относительно пустотного значения снижаются тяга и удельный импульс тяги двигателя с ростом давления окружающей среды рн. Увеличение площади выходного сечения сопла Fa при pк const ведет к росту Pп, I у. п и увеличению угла наклона линейных высотных характеристик P f (pн) , и I y f (pн) к оси абсцисс. При этом большему Fa соответствуют большие значения Pп I у. п. ЖРДМТ с круглым сверхзвуковым соплом (соплом Лаваля) в полете при переменном давлении окружающей среды будет иметь самый высокий удельный импульс тяги в случае регулирования 38 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» площади среза сопла Fa по определенному закону так, чтобы на любой высоте сопло работало на расчетном режиме. Для построения характеристики ЖРДМТ по высоте полета H необходимо иметь зависимость атмосферного давления от высоты рн f H . Эту зависимость принимают по данным стандартной атмосферы (СА) ГОСТ 4401, ИСО 2533. Выдержки из СА приведены в таблице 1. Таблица 1 Международная стандартная атмосфера Н рн км Па 0 101325 0,5 95461,3 2,0 79501,4 5,0 54048,3 7,5 38299,7 10,0 26499,9 15,0 12111,8 Н рн км Па 20,0 5529,29 25,0 2549,21 30,0 1197,03 35,0 574,592 40,0 287,143 45,0 149,101 50,0 79,7787 Зависимость атмосферного давления от высоты рн f H не- линейная, поэтому и высотная характеристика P, I у f H будет нелинейной (см. рис. 9). При росте давления окружающей среды для данного pк const уменьшается отношение pa pн и при условиях, отмеченных ранее, может произойти отрыв потока в сопле. В этом случае изменение протекания высотной характеристики при росте рн аналогично изменению протекания дроссельной характеристики при уменьшении рк. Расчет высотной характеристики ЖРДМТ при отрыве потока в сопле может быть выполнен приближенно. 2.2. Динамические характеристики Динамическими характеристиками ЖРДМТ называют зависимости его выходных параметров от внешних и внутренних параметров, определяющих работу двигателя на неустановившихся режимах, таких как запуск, останов, импульсный. 39 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» 2.2.1. Параметры ЖРДМТ в импульсном режиме Основной отличительной особенностью ЖРДМТ является их способность работать в непрерывном и импульсном режимах. В импульсном режиме работы, т.е. режиме многократных кратковременных включений, выходные параметры двигателя, такие как импульс тяги, удельный импульс и др. зависят в общем случае от времени включения двигателя, порядкового номера импульса в серии и частоты включений. Рабочий процесс двигателя носит ярко выраженный нестационарный характер. Использование выходных параметров, пригодных для установившегося режима, таких как тяга, удельный импульс тяги, массовый расход топлива, давление в камере сгорания, теряет смысл. Появляется необходимость введения подобных выходных интегральных характеристик, оценивающих работу двигателя в импульсном режиме. Важно также знание характерных времен, за которые эти скоротечные процессы в ЖРДМТ совершаются. Рассмотрим основные динамические параметры ЖРДМТ. Для этого на рис. 10 изобразим диаграмму работы ЖРДМТ в импульсном режиме. На диаграмме показаны переходные процессы, имеющие место в импульсном режиме работы ЖРДМТ, и времена их характеризующие. Эти интервалы времени и представляют собой временные динамические параметры ЖРДМТ. Показано изменение во времени силы тока i , напряжения u на обмотках электромагнитных клапанов двигателя, давлений в магистралях горючего и окислителя на входе в двигатель рвх. г и рвх. ок, тяги Р или давления в камере сгорания рк. Изменение тяги или давления в камере сгорания представлено в относительном к непрерывному режиму работы виде, т.е. Р Рн или рк рк. н. Время включения ЖРДМТ вк представляет собой интервал времени от момента подачи напряжения на электромагнитные топливные клапаны до момента его снятия, т.е. это длительность управляющего электрического сигнала на включение двигателя (см. рис. 10). 40 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» рвх.г, рвх.ок рвх.г рвх.ок τвк τп u,i u Р Рн i τо.к рк р к. н τз.к τи 1,0 0,9 0,1 0 τз.в τпд τ τ0,9 Рис. 10. Диаграмма работы ЖРДМТ в импульсном режиме Пауза между отдельными включениями п − интервал времени от момента снятия напряжения с электромагнитных топливных кла41 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» панов до момента подачи следующего напряжения, т.е. интервал между следующими друг за другом управляющими сигналами. Период включения двигателя (25) Т вк п. Отношение паузы к сумме времени включения и паузы называется скважностью включения ЖРДМТ: s п вк п. (25) Коэффициент заполнения импульсного режима ЖРДМТ kз вк вк п. (26) Частота включения двигателя f 1 s . T п (27) Быстродействие ЖРДМТ оценивается временами его выхода на режим и останова. Время выхода ЖРДМТ на режим 0,9 − это интервал времени от момента подачи напряжения на электромагнитные топливные клапаны до момента, когда тяга или давление в камере сгорания достигает значения, равного 0,9 значения тяги или давления в камере сгорания на непрерывном режиме Рн или рк. н. Время выхода двигателя на режим 0,9 определяется быстродействием электроклапанов окислителя и горючего, т.е. временами их открытия о. к, и задержкой воспламенения топлива в ЖРДМТ з. в (см. рис. 10). Время открытия электромагнитного клапана окислителя или горючего ( о. к. ок и о. к. г соответственно) − это интервал времени от момента подачи напряжения на клапан до момента его полного открытия. Задержка воспламенения топлива в ЖРДМТ з. в − это интервал времени от момента начала поступления второго компонента топли42 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ва в камеру сгорания ЖРДМТ до момента воспламенения топлива, вызывающего резкий рост давления в камере сгорания (см. рис. 10). Если компоненты топлива самовоспламеняющиеся, то это задержка самовоспламенения топлива в ЖРДМТ. Время запуска ЖРДМТ з − это интервал времени от момента подачи напряжения на электрические топливные клапаны до момента начала резкого роста давления в камере сгорания (см. рис. 10). Оно включает в себя время открытия клапанов окислителя и горючего о. к. ок и о. к. г, время заполнения компонентами заклапанных объемов и задержку воспламенения топлива в ЖРДМТ з. в. С началом открытия топливных клапанов окислитель и горючее начинают поступать в заклапанные полости, заполняя их. Заклапанные полости в ЖРДМТ − это объемы магистралей компонентов от топливных клапанов до выхода из форсунок. После заполнения заклапанных полостей окислитель и горючее начинают подаваться в камеру сгорания. До этого момента времени к, связанного с начала появления топлива в камере импульс тяги двигателем не создается. Пренебрежимо мала величина создаваемой двигателем тяги и в следующий период, обусловленный задержкой воспламенения топлива в ЖРДМТ з. в, что объясняется задержкой воспламенения компонентов в камере сгорания в условиях практически нулевого начального значения давления. При низком давлении в камере сгорания в момент запуска двигателя величина з. в возрастает из-за существенного снижения химической активности компонентов топлива. Время останова ЖРДМТ п. д − это интервал времени от момента снятия напряжения с электромагнитных топливных клапанов до момента, когда тяга или давление в камере сгорания снизится до значения, равного 0,1 значения тяги или давления в камере сгорания на непрерывном режиме Рн или рк. н. Это время характеризует последействие ЖРДМТ, поэтому и обозначается п. д. Время останова ЖРДМТ определяется быстродействием электроклапанов окислителя и горючего, т.е. временами их закрытия 43 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» з. к, временем догорания топлива, поступающего из заклапанных объемов, и опорожнения камеры сгорания от продуктов сгорания. Время закрытия электромагнитного клапана окислителя или горючего ( з. к. ок и з. к. г соответственно) − это интервал времени от момента снятия напряжения с клапана до момента его полного закрытия. Сумма времен включения и останова представляет собой время работы ЖРДМТ р: р вк п. д. (28) В целом быстродействие двигателя зависит от скорости открытия и закрытия топливных электромагнитных клапанов, величины задержки воспламенения или самовоспламенения топлива, объема заклапанных полостей, объема и конструкции его камеры сгорания. В импульсном режиме работы результат работы двигателя определяется не тягой, а импульсом тяги, создаваемым ЖРДМТ за время работы при одном коротком включении двигателя: р вк п. д 0 0 I и Р d Р d . (29) Используется импульс тяги в пустоте I п. и, т.к. ЖРДМТ работают как правило в космическом пространстве. Определяется он по значению тяги в пустоте Рп. Удельные параметры, оценивающие эффективность работы двигателя в импульсном режиме: Удельный импульс тяги ЖРДМТ в пустоте вк п. д Р п I у. п. и вк п. д 0 m ок 0 d р d п вк п. д m d г 0 Р d 0 р m d I п. и mи, (30) 0 ок m г − мгновенные массовые расходы окислителя и горючего где m в камеру соответственно, mи − масса топлива, выработанного за одно короткое включение двигателя. 44 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Расходный комплекс вк п. д р Fм и к 0 п. д вк m р d 0 mи m d d ок вк п. д Fм рк d , (31) г 0 0 где Fм − площадь минимального сечения сопла; рк − давление рабочего тела на входе в камеру сгорания. Коэффициент камеры сгорания и полноты удельного импульса связаны между собой следующим образом: к. и с f c . и, (37) где f и c − коэффициенты восстановления полного давления в камере сгорания и в докритической части сопла соответственно. Характеристическая скорость вк п. д с Fм си вк п. д р о. с 0 m ок р d вк п. д с Fм ро. с d 0 mи m d d , (31) г 0 0 где с − коэффициент расхода сопла; ро. с − давление торможения на выходе из камеры сгорания. Тяговый комплекс в пустоте вк п. д Р п K P. п. и d 0 вк п. д Fм р к d I у. п. и и. (32) 0 Коэффициент тяги в пустоте 45 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» вк п. д Р п K Т. п. и d 0 вк п. д р с Fм о. с d I у. п. и си. (32) 0 Для оценки совершенства рабочих процессов в ЖРДМТ, камере сгорания и сопле в импульсном режиме работы вводятся следующие коэффициенты: Коэффициент камеры сгорания к. и си, с ид (33) где сид − идеальная характеристическая скорость, полученная термодинамическим расчетом идеального ЖРД. Коэффициент полноты расходного комплекса . и и,(34) ид где ид − идеальный расходный комплекс, полученный термодинамическим расчетом идеального ЖРД. Коэффициент сопла с. и KТ. п. и KТ. п. ид, (35) где KТ. п. ид − идеальный коэффициент тяги сопла в пустоте, полученный термодинамическим расчетом идеального ЖРД. Коэффициент удельного импульса, учитывающий все потери энергии в ЖРДМТ в импульсном режиме работы, I. и I у. п. и I у. п. ид к. и с. и, (36) где I у. п.ид − идеальный удельный импульс тяги в пустоте, полученный термодинамическим расчетом. 2.2.2. Характеристика по длительности включения ЖРДМТ Характеристика по длительности включения − это зависимость импульса тяги, удельного импульса тяги и других выходных пара46 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» метров ЖРДМТ в импульсном режиме работы от длительности включения вк при неизменном режиме работы двигателя, т.е. при постоянном давлении в камере сгорания рк. н и соотношении компонентов топлива K m на непрерывном режиме работы. В формализованном виде это запишется: (37) I и, I у. и f вк при pк. н, Km. н const . Эта характеристика необходима для системы управления КА. Она позволяет значительно экономить топливо, расходуемое системой управления КА на ориентацию аппарата. Обобщенная экспериментальная характеристика по длительности включения конкретных ЖРДМТ, используемых в системе управления КА, заноситься в постоянную память бортового компьютера. Она используется системой управления при выработке требуемой величины управляющего импульса силы или момента, что позволяет экономить топливо на борту КА. Время включения ЖРДМТ вк определяет величину создаваемого импульса тяги I и, массу топлива, израсходованного за одно включение, mи, а значит удельный импульс тяги в импульсном режиме I y. и, определяющий экономичность работы двигателя. Экспериментальная характеристика I y. и f вк используется для аттестации двигателя, прошедшего доводку и принятого к эксплуатации в системе управления положением КА в пространстве. Иногда эту характеристику строят не от времени включения вк, а от времени открытого состояния топливных клапанов кл. Эти времена однозначно связаны между собой. Характеристику I y. и f кл удобнее использовать для анализа рабочего процесса ЖРДМТ на этапе экспериментального совершенствования двигателя в процессе его доводки. Для оценки степени снижения экономичности двигателя при переходе от непрерывного к импульсным режимам применяется относительный удельный импульс тяги I y. и I y. и / I y. н, значения которого существенно меньше единицы. Анализ показывает, что основной 47 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» причиной низких значений I y. и является наличие в ЖРДМТ заклапанных полостей и задержки воспламенения топливной смеси в камере сгорания з. в (см. рис. 10). Проведем оценку влияния з. в, на экономичность ЖРДМТ. Она может быть выполнена в предположении постоянства давлений обоих компонентов топлива на входе в двигатель на протяжении всего времени включения ЖРДМТ вк. Используя уравнение массового расхода жидкого компонента через форсунки смесительной головки ф ф Fф 2 pф, m (38) где pф − перепад давления на форсунках окислителя или горючего, для работы двигателя на непрерывном режиме, можно записать: ф ф Fф 2 (pвх pк.н) , m (39) где pвх и рк. н − абсолютные давления компонентов топлива на входе в двигатель и в камере сгорания на непрерывном режиме соответственно. Для понимания физической картины рабочего процесса изобразим на рис. 11 диаграмму работы ЖРДМТ в режиме короткого единичного включения при различных длительностях включения двигателя вк. На участке времени задержки воспламенения топливной смеси в камере сгорания з. в давление в камере сгорания двигателя рк близко к нулю, поэтому можно записать: з. в ф FФ 2 pвх. m (40) Полагая коэффициент расхода форсунок горючего и окислителя ф неизменным, т.е. независящим от перепада давления на них, можно получить уравнение, описывающее изменение мгновенного массового расхода топлива на участке времени задержки воспламенения топливной смеси в камере сгорания з. в, а, значит, на участках вре- 48 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» мени запуска ЖРДМТ з и времени выхода двигателя на режим 0,9: m 0 , 9 m (41) τвк u,i, τвк.1 Р Рн m m max pвх. pвх pк. н τвк.2 u i 1,0 0,9 m m max 0,1 0 τз.в τпд τ τз ττ0,9 0,9 0,9 Рис. 11. Диаграмма работы ЖРДМТ при коротком единичном включении Видно, что массовый расход топлива на участке выхода двигателя на режим 0,9 существенно больше, чем на непрерывной работе двигателя. Масса топлива, поступившего в камеру на участке выхо49 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» да двигателя на режим 0,9 , практически не создает импульса тяги. Оно тратиться неэффективно. Относительная массовая доля топлива, не пошедшего на создание импульса тяги, от общей массы топлива, выработанной за короткое включение двигателя (за импульс) запишется: 0,9 m 0 , 9 m 0 , 9 mи m ок вк 0,9 m d d 0 п. д г 0 m ок. вк п. д (42) m d d г 0 0 Из (42) следует, что с уменьшением времени включения ЖРДМТ вк при неизменном числителе значение знаменателя снижается, приближаясь к значению числителя (m → 1), т.е. относительная 0,9 массовая доля топлива, не пошедшего на создание импульса тяги, возрастает (см рис. 11). Удельный импульс тяги ЖРДМТ в пустоте при коротком единичном включении вк п. д Р п I у. п. и вк п.д 0 m ок 0 d вк п. д d п вк п. д m d г 0 Р 0 вк п. д d m d I п. и mи, (43) 0 ок m г и m − мгновенные массовые расходы окислителя, гогде m рючего и топлива в камеру соответственно, mи − масса топлива, выработанного за одно короткое включение двигателя. Из (43) следует, что с уменьшением времени включения ЖРДМТ вк площадь под зависимостью Рп f снижается, а площадь f увеличивается, т.е. числитель падает, а под функцией m знаменатель растет. Поэтому удельный импульс тяги ЖРДМТ в пустоте при коротком единичном включении I у. п. и резко падает. Это хорошо видно на диаграмме работы ЖРДМТ в режиме короткого 50 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» единичного включения при различных длительностях включения двигателя вк, изображенной на рис. 11. Учитывая все сказанное, изобразим на рис. 12 теоретическую динамическую характеристику ЖРДМТ по длительности включения, т.е. построим вид зависимостей I у. п. и, и, m 0 , 9 f вк . Начиная с минимальной длительности включения, существующей для любого конкретного вк. min , ЖРДМТ удельный импульс тяги возрастает по экспоненциальной зависимости с увеличением длительности включения вк, асимптотически приближаясь к значению I у. п на непрерывном I у. п. и, I у.п. и I у. п. и 1,0 m 0 , 9 0 m 0 , 9 з вк. min и вк Рис. 12. Динамическая характеристика ЖРДМТ по длительности включения режиме работы. Это объясняется тем, что доля времен выхода двигателя на режим 0,9 и его останова п. д, где топливо, поступившее в камеру, используется неэффективно для создания тяги, во времени включения ЖРДМТ вк значительно снижается (см. рис. 10 и 11). При переходе от непрерывного режима к импульсному имеют место дополнительные, не учтенные при данном упрощенном анализе виды потерь энергии. Эти потери обусловлены нестационарностью рабочего процесса после запуска двигателя, интенсивным теплоотводом от продуктов сгорания в стенку камеры и окружающую среду, влиянием колебаний давления подачи топлива и другими факторами. Выявление и учет этих потерь проводится при детальном исследовании рабочего процесса ЖРДМТ. При определении значений удельного импульса в импульсном режиме обычно не учитывается и часть импульса тяги, создаваемого 51 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» двигателем после времени работы ЖРДМТ р вк п. д, (см. рис. 10), получаемого от выгорания и испарения топлива из заклепанных полостей после останова двигателя. Изучение импульса последействия двигателя является самостоятельной задачей, решение которой направлено на минимизацию величины импульса последействия. На сегодняшний день расчетная динамическая характеристика ЖРДМТ по длительности включения для находящего в эксплуатации и вновь проектируемого двигателя получена быть не может. Это объясняется отсутствием достоверных математических моделей, описывающих рабочий процесс ЖРДМТ в импульсном режиме. Однако она может быть построена с использованием статистических экспериментальных данных по прототипам схем смесеобразования с целью выбора исходных режимных и конструктивных параметров двигателя. 2.2.3. Характеристика по частоте включения ЖРДМТ Характеристика по частоте включения − это зависимость импульса тяги, удельного импульса тяги и других выходных параметров ЖРДМТ в импульсном режиме работы от частоты следования включений двигателя f при постоянной длительности включения вк и неизменном режиме работы двигателя, т.е. при постоянном давлении в камере сгорания рк. н и массовом соотношении компонентов топлива K m. н на непрерывном режиме работы. В формализованном виде это запишется: I и, I у. и f f при pк. н, Km. н, вк const . (37) Характеристика по частоте включения ЖРДМТ используется системой управления КА для уменьшения расхода топлива, затрачиваемого на управление аппаратом. Теоретическая характеристика двухкомпонентного ЖРДМТ по частоте включения при постоянной длительности включения приведена на рис.13. 52 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Удельный импульс тяги в импульсном режиме работы I у. и для первого импульса в серии (n=1) не зависит от частоты включений ЖРДМТ при неизменном времени включения, т.к. для них реализуется режим одиночных включений. Для последующих импульсов в серии I у. и увеличивается с возрастанием частоты включений ЖРДМТ, причем тем быстрее, чем больше порядковый номер импульса в серии. n=1 С увеличением n=5 n=10 I у.и, длительности вклюIи чения вк скорость Iи n=10 возрастания удельn=5 ного импульса тяги I у.и, n=1 для всех включений, начиная со второго, возраста0 f ет, что объясняется большей передачей Рис. 13. Динамическая характеристика ЖРДМТ тепловой энергии по частоте включения I у. и, I и f f : от предыдушего τвк = const; n − порядковый номер импульса в серии включения к последующему в серии включений двигателя с одной частотой. До определенной частоты при заданной длительности включения ЖРДМТ удельный импульс тяги не зависит от частоты включения двигателя для любого порядкового номера следования импульса в серии, т.к. для всех импульсов реализуется режим одиночных включений, когда за время паузы между соседними включениями двигатель успевает приходить в исходное состояние. Приведенная характеристика характерна для импульсного режима работы ЖРДМТ со связанными импульсами. В случае перекрывающихся импульсов динамическая характеристика по частоте включения ЖРДМТ имеет максимальную скорость нарастания. 2.2.4. Характеристика по порядковому номеру следования включения двигателя в серии 53 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Характеристика ЖРДМТ по порядковому номеру следования включения в серии − это зависимость импульса тяги, удельного импульса тяги и других выходных параметров двигателя в импульсном режиме работы от порядкового номера следования включения ЖРДМТ n при постоянной длительности включения вк, частоте включения f и неизменном режиме работы двигателя, т.е. при постоянном давлении в камере сгорания рк. н и соотношении компонентов топлива K m. н на непрерывном режиме работы. В формализованном виде это запишется: I и, I у. и f n при pк. н, Km. н, вк, f const . (37) Обобщенная динамическая характеристика ЖРДМТ по порядковому номеру следования включения двигателя в серии используется системой управления КА для уменьшения расхода топлива, затрачиваемого на управление аппаратом. Теоретические характеристики двухкомпонентного ЖРДМТ по порядковому номеру следования включения двигателя в серии при постоянном времени включения и трех разных частотах включений приведены на рис.14. Видно, что для f2 f1 первых включений в I у.и, трех сериях из 10 включений ЖРДМТ Iи Iи с различной частотой и постоянным I у.и, временем включения удельный импульс тяги остается постоянным. Это n 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 объясняется тем, Рис. 14. Динамическая характеристика ЖРДМТ что для них реалипо порядковому номеру следования включения зуется режим одив серии: τвк = const, f1 < f2 < f3. ночных включений, когда за время паузы между сериями включений двигатель успевает приходить в исходное тепловое состояние. При постоянной длительности включе54 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ния с уменьшением частоты включения характеристика ЖРДМТ по порядковому номеру следования включения в серии становится более пологой, что свидетельствует о меньшей связанности импульсов в серии включений. При любом времени включения ЖРДМТ найдется такая частота включений, при которой для всех номеров включений в серии будет реализовываться режим одиночных включений. Удельный импульс тяги будет оставаться постоянным для всех номеров включений ЖРДМТ в серии (см. рис. 14). 55 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» 3. ИСПЫТАНИЯ ЖРДМТ 3.1. Виды испытаний и их классификация Существуют классификации испытаний ЖРДМТ по различным признакам. Рассмотрим наиболее распространенные. Все испытания ЖРДМТ в зависимости от этапа жизненного цикла двигателя, на котором проводятся испытания, делятся на три основные группы: научно-исследовательские; опытно-конструкторские; эксплуатационные. Осуществить разработку нового, перспективного, конкурентоспособного на мировом рынке ЖРДМТ невозможно без проведения научно-исследовательских испытаний. Их основная цель − способствовать созданию научного задела в виде пакета ноу-хау, необходимого для дальнейшего развития и совершенствования ЖРДМТ. Научно-исследовательские испытания проводят в НИИ, лабораториях ОКБ и вузов. Всегда, когда это допустимо, реальные дорогостоящие испытания ЖРДМТ следует заменять модельными испытаниями. Широко используются сейчас математические и информационные модели и специализированные программные комплексы. Опытно-конструкторские испытания двигателей, их узлов и агрегатов проводят в процессе выполнения ОКР по разработке нового ЖРДМТ по мере возникающей необходимости. Этот комплекс испытаний включает в себя следующие этапы: 1) исследовательских испытаний; 2) доводочных; 3) предварительных; 4) приемочных. Каждый из этапов включает несколько видов испытаний. Необходимость данного вида испытаний, состав испытаний, последовательность проведения, объем устанавливает разработчик ЖРДМТ в соответствии с комплексной программой экспериментальной отработки (КПЭО) двигателя, составленной таким образом, чтобы заданные параметры, надежность и стоимость разрабатываемого 56 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ЖРДМТ были обеспечены в минимальное время и с минимальными затратами средств. Это позволит двигателю быть конкурентоспособным на мировом рынке. Все испытания в ходе выполнения ОКР проводятся только на реальных конструкциях разрабатываемых узлов и ЖРДМТ в целом. Одна из возможных классификаций опытно-конструкторских испытаний приведена на рис. 15. Опытно-конструкторские испытания ЖРДМТ Автономные испытания систем, узлов, агрегатов ЖРДМТ Кратковременные Ресурсные Ускоренные и форсированные Государств. летные Приемочные Межведомственные Летно-конрукторские Предварительные Завершающие доводочные Доводочные По отработке параметров По обеспечению работоспособности Исследовательские Уточняющие Сравнительные По проверке выполнения частных ТУ и оценке характеристик Огневые Доводочные Холодные Испытания ЖРДМТ в целом На воздействие внешних и внутр. факторов Рис. 15. Классификация опытно-конструкторских испытаний ЖРДМТ По испытываемой конструкции все опытно-конструкторских испытания можно разделить: на автономные испытания отдельных систем, узлов и агрегатов ЖРДМТ; испытания ЖРДМТ в целом. 57 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» По наличию при испытаниях процесса горения или разложения топлива все испытания ЖРДМТ или их отдельных узлов агрегатов и систем подразделяются: на огневые; холодные. Применение в ЖРДМТ эффективных, высокотоксичных и агрессивных компонентов делает процесс испытания этих двигателей опасным и дорогостоящим. Важным этапом опытно-конструкторских испытаний являются доводочные испытания. Их цель − доработка конструкции ЖРДМТ до соответствия его характеристик техническому заданию (ТЗ). Доводочным испытаниям подвергаются как отдельные узлы, агрегаты, системы и элементы двигателя, так и ЖРДМТ в сборе. Учитывая импульсный режим работы ЖРДМТ, исключительно важным являются испытания по проверке надежности запуска двигателя и его работоспособности в условиях космического пространства. Особенно это важно для ЖРДМТ, работающих на несамовоспламеняющихся компонентах топлива. Объем доводочных испытаний свидетельствует о качестве проектных работ и квалификации проектировщиков. Качественно спроектированный двигатель имеет минимальный объем доводочных испытаний. Этому способствует использование инновационных технологий в проектировании ЖРДМТ. К группе эксплуатационных относятся испытания, проводимые на заводе-изготовителе ЖРДМТ, и в ходе эксплуатации двигателей. В основном это холодные испытания отдельных систем, узлов и агрегатов, например, проверка камеры на герметичность или характеристик топливных электромагнитных клапанов. Количество измеряемых параметров при серийных испытаниях значительно меньше, чем при опытно-конструкторских испытаниях ЖРДМТ. После подготовки производства к серийному выпуску нового ЖРДМТ или к возобновлению производства ранее выпускаемого двигателя проводят установочные испытания (УИ). Их цель показать, что серийный ЖРДМТ по своим характеристикам и надежности соответствует ТЗ и эталонному ЖРДМТ, прошедшему межведомственные и государственные испытания. Проведение УИ необходимо, т.к. технологический процесс изготовления серийных 58 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ЖРДМТ всегда отличается от процесса изготовления их в опытном производстве. Основными видами испытаний для контроля качества серийных ЖРДМТ являются: контрольно-технологические (КТИ); подтверждающие периодические (ППИ); контрольно-выборочные (КВИ). КТИ подвергается каждый изготовленный ЖРДМТ. Это огневые испытания, целью которых является контроль качества изготовления и сборки данного двигателя, проверка его работоспособности, соответствия его характеристик требованиям, имеющимся в конструкторской документации, и возможности предъявления этого ЖРДМТ в штатную эксплуатацию или дальнейшие испытания. Иногда ЖРДМТ после контрольно-технологических испытаний разбирают с целью дефектации отдельных узлов и деталей. Дефектация является дополнительным средством контроля скрытых и неразвившихся дефектов. Подтверждающие периодические испытания проводятся с целью контроля качества изготовления ЖРДМТ и проверки соответствия его параметров, характеристик и работоспособности требованиям, установленным в ТЗ. ППИ проводятся через определенный промежуток времени. Контрольно-выборочные испытания проводятся с той же целью что и ППИ, но им подвергают один или несколько ЖРДМТ из изготовленной партии. Подтверждающие периодические и контрольно-выборочные испытания − это длительные испытания на ресурс или превышающее его время, когда изменяются режимы его работы во всем эксплуатационном диапазоне. Двигатели, прошедшие эти испытания подвергают разборке, дефектации, металлургическим исследованиям и другим видам контроля. Это позволяет установить их действительное техническое состояние. Только положительные результаты испытания позволяют отправлять ЖРДМТ заказчику. В процессе серийного производства ЖРДМТ проводят испытания: специальные периодические; типовые. 59 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Специальные периодические испытания проводятся для определения соответствия характеристик и гарантийных запасов работоспособности ЖРДМТ уровню, достигнутому при завершении ОКР, контроля стабильности технологического процесса. Типовые испытания проводят для выявления влияния различных технологических и конструктивных мероприятий на характеристики и работоспособность ЖРДМТ, находящегося в серийном производстве. Для ЖРДМТ многоразового использования для контроля технического состояния и подготовки к очередному полету предусматривают проведение испытаний двух типов: межполетные контрольно-технологические (МКТИ); межполетные подтверждающие (МПИ). МКТИ подвергается все ЖРДМТ после полета и выполнения на них необходимых восстановительных работ. Испытания должны дать информацию о техническом состоянии ЖРДМТ, позволяющую сделать заключение о его полном соответствии технической документации. На МПИ отбирают один из партии ранее эксплуатируемых и прошедших межполетные контрольно-технологические испытания ЖРДМТ. Этот двигатель подвергают испытаниям при гарантийной наработке. При успешном завершении МПИ дают разрешение на очередное использование ЖРДМТ данной партии по прямому назначению. 3.2. Стенды для испытаний ЖРДМТ Испытания ЖРДМТ проводятся на специальных стендах, входящих в состав испытательного комплекса или испытательной станции. Стенды предназначены для исследования рабочего процесса, отработки конструкции двигателей, определения и контроля их основных параметров и характеристик, проверки надежности . В испытательный комплекс ЖРДМТ должны входить следующие стенды: для холодных испытаний; огневые. 60 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» На стендах для холодных испытаний ЖРДМТ проводят гидравлические проливки форсунок, смесительных головок и топливных клапанов, настройку двигателя на заданные расходы компонентов, контроль герметичности и прочности его элементов. На огневых стендах проводят испытания ЖРДМТ при горении или разложении топлива. Проверяется работоспособность ЖРДМТ, определяются действительные параметры и характеристики двигателя на земле и в условиях, максимально приближенных к эксплуатационным, оценивается надежность работы двигателя. ЖРДМТ предназначены для работы в системах управления космическими аппаратами, поэтому их испытания должны проводиться в условиях, максимально приближенных к условиям космического пространства. Огневые стенды для испытания ЖРДМТ подразделяют: на наземные; высотные. На наземных стендах проводят испытания ЖРДМТ в непрерывных и импульсных режимах для оценки работоспособности двигателя, измерения действительных параметров двигателя в земных условиях, оценки теплового состояния элементов конструкции и надежности, доводки двигателя, отработки различных конструкций ЖРДМТ. На высотных стендах определяются действительные выходные и удельные параметры, а также характеристики ЖРДМТ в непрерывном и импульсных режимах при условиях, максимально приближенных к условиям космического пространства. В первую очередь имитируется низкое давление окружающей среды. Для этого высотные стенды имеют вакуумные камеры (барокамеры), где располагается испытуемый объект и с помощью вакуумной системы стенда создается низкое давление. Вакуумная система высотного стенда должна создавать такое давление в барокамере, чтобы в течение всего времени работы ЖРДМТ обеспечивалось безотрывное течение газа в сопле. При исследовании рабочего процесса ЖРДМТ в период запуска и некоторых других стадиях, измерения плотности тепловых потоков, воздействующих на элементы конструкции двигателя, требуется создание в вакуумной камере более низкого давления перед запуском двигателя, а иногда и в процессе его огневой работы. 61 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Все огневые высотные стенды по способу обеспечения низкого давления в барокамере делятся: на расходные; нерасходные. Расходный высотный стенд обеспечивает требуемое низкое давление в барокамере как перед запуском ЖРДМТ, так и в процессе его работы. Вакуумная система расходных стендов осуществляет непрерывную откачку продуктов сгорания из барокамеры при требуемой величине давления в ней. Нерасходный стенд не обеспечивает непрерывную откачку продуктов сгорания из барокамеры при работающем ЖРДМТ. Требуемое низкое давление создается в барокамере лишь перед запуском двигателя. Расходные и нерасходные стенды могут иметь систему замораживания продуктов сгорания с помощью криогенных вакуумных панелей-конденсаторов. Время испытания ЖРДМТ на нерасходном стенде определяется объемом барокамеры, поверхностью замораживающих панелей и тягой исследуемого ЖРДМТ, так как в вакуумной камере происходит накопление продуктов сгорания или частично незамороженных на панелях-конденсаторах веществ и давление в барокамере по времени работы двигателя увеличивается. Поэтому нерасходный стенд должен иметь такой минимальный объем барокамеры, который бы обеспечивал время работы ЖРДМТ в непрерывном режиме не менее одной секунды с перерасширением рабочего тела в сопле, но без входа внутрь сопла косых скачков уплотнения. Это время позволяет измерить тягу ЖРДМТ и расходы компонентов топлива, а значит определить действительные удельные параметры двигателя. Для исследования теплового состояния ЖРДМТ требуется огневая работа двигателя в вакуумной камере при достаточно низком давлении более длительный период. В общем случае современный высотный огневой стенд для испытаний ЖРДМТ должен включать следующие системы: вакуумную; топливную; измерительную; управления агрегатами, системами стенда и ЖРДМТ; термостатирования ЖРДМТ и компонентов топлива; 62 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» автоматизации испытаний; электрическую; вентиляции; пневматическую; гидравлическую; нейтрализации компонентов, продуктов сгорания и сточных вод; противопожарную; безопасности испытаний, контроля и сигнализации; Системы вакуумирования огневых стендов отличаются большим разнообразием. В систему вакуумирования входят, как правило, несколько групп механических насосов, в том числе форвакуумные насосы для создания начального вакуума и основные насосы, обеспечивающие необходимое давление в барокамере. Для создания более низкого давления в вакуумной камере используются паромасляные молекулярные вакуумные насосы. Количество насосов определяется их производительностью. Насосы соединяются между собой и с барокамерой посредством вакуумпровода, в котором имеются вакуумные затворы и криогенные панели, охлаждаемые жидким азотом, предназначенные для поддержания низкого давления в вакуумной камере и окончательной очистки поступающих в вакуумные насосы газов. При необходимости выход рабочего тела из вакуумных насосов производится в устройство для дожигания продуктов неполного сгорания топлива. Огневые стенды испытаний ЖРДМТ имеют вытеснительные системы подачи топлива. Топливные системы состоят из баков для хранения компонентов топлива, магистралей подвода компонентов в двигатель, устройств наддува баков требуемым давлением вытеснения. В топливных и пневматических магистралях системы там, где это необходимо, устанавливают запорные вентили, пневмогидроклапаны, электрогидроклапаны, электропневмоклапаны, и обратные клапаны. Система вентиляции огневых стендов состоит из двух независимых видов вентиляции: приточной и вытяжной. Приточная вентиляция обеспечивает подачу свежего воздуха в кабину управления, вытяжная − удаление воздуха из бокса. Так создается требуемый перепад давления между кабиной управления и боксом, чтобы пары токсичных компонентов топлива и продукты сгорания не проникали из 63 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» бокса в кабину управления. Система вентиляции должна обеспечить требуемую кратность обмена воздуха в кабине управления и боксе. Измерительная система огневого стенда должна обеспечивать измерение основных параметров ЖРДМТ в непрерывном и импульсном режиме работы с погрешностью, не превышающую требуемую. Основным для ЖРДМТ является импульсный режим работы, когда минимальное время включения двигателя может составлять 0,025 с. Частота следования включений может доходить до 15 Гц. Для измерения быстропеременных по времени параметров ЖРДМТ таких как тяга двигателя, давление в камере сгорания, мгновенные расходы компонентов топлива и др. требуются измерительные устройства с высокими частотными характеристиками (малой постоянной времени). Система термостатирования ЖРДМТ и компонентов топлива необходима для получения экспериментальных параметров и характеристик двигателя при требуемых температурах из всего эксплуатационного температурного диапазона. Она нагревает или охлаждает двигатель и компоненты топлива до заданной температуры и поддерживает еѐ постоянной в течение времени испытания ЖРДМТ. Система нейтрализации компонентов, продуктов сгорания и сточных вод служит для обезвреживания паров токсичных компонентов топлива, продуктов их сгорания и воды, которую используют для душирования струи продуктов сгорания, обмывания наружных поверхностей баков, клапанов, уровнемеров и т.п. В системах стенда имеются агрегаты с ручным и дистанционным управлением. Агрегаты с ручным управлением используют при подготовке систем стенда к испытаниям. Агрегаты с дистанционным управлением можно включать вручную, индивидуально или отдельными группами, а также автоматически от системы автоматизации испытаний. Рассмотрим примеры существующих стендов для холодных и огневых испытаний ЖРДМТ, их систем и агрегатов. 3.2.1. Стенд для холодных испытаний ЖРДМТ Схема стенда для холодных испытаний ЖРДМТ представлена на рис. 16. Стенд включает в себя проливочную установку 1, вытяжной 64 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» шкаф 2, термовакуумные камеры 7, пневматический распределительный пульт 4 с подачей различных сжатых газов, технологическое оборудование со столами для проведения работ по подготовке к холодным испытаниям ЖРДМТ и его узлов, приточно-вытяжную вентиляцию 9. Этот стенд позволяет проводить следующие виды холодных испытаний двигателя : определять действительные расходные характеристики форсунок или смесительной головки, т.е. зависимости массовых расходов компонентов Рис. 16. Компоновочная схема стенда холодных топлива через испытаний ЖРДМТ: форсунку или 1 – проливочная установка; 2 – вытяжной шкаф; 3 – смесительную гостеллажи; 4 – пневматический распределительный пульт; 5 – сверлильный станок; 6 – технологические ловку от перепада столы; 7 – термовакуумные камеры; 8 – мойка; 9 – давления на них; приточно-вытяжная вентиляция настраивать ЖРДМТ на заданные номинальные расходы окислителя и горючего; фотографировать факел распыла на выходе из форсунки или смесительной головки ЖРДМТ; определять распределение расходонапряженности в факеле распыла форсунки и в поперечном сечении камеры сгорания на выходе из смесительной головки ЖРДМТ с помощью специальных ловушек; измерять в модельных условиях времена срабатывания электромагнитных клапанов окислителя и горючего ЖРДМТ; контролировать герметичность узлов и элементов ЖРДМТ; проверять на прочность ЖРДМТ, его узлы и элементы; 65 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» проводить технологические операции по подготовке ЖРДМТ к огневым испытаниям и после проведения испытаний, связанные с нейтрализацией оставшихся в полостях двигателя токсичных компонентов топлива, промывкой, проливкой и продувкой полостей двигателя с последующей их просушкой в термовакуумной камере. На рис. 17 изображена пневмогидравлическая схема проливочной установки. Рис. 17. Проливочная установка ЖРДМТ: ВН1…ВН8 – вентили; МН1…МН3 – манометры; РД1 – пневматический регулятор давления; РС1 – ресивер; Б1 – бак; Ф1 – гидравлический фильтр; Ф2 – пневматический фильтр; Ц1 – стеклянный цилиндр для сбора проходящей через двигатель жидкости; ВС1 – электронные весы Для подачи реальных компонентов или моделируемой жидкости к испытываемому объекту используется вытеснительная система подачи. Рабочим телом вытеснения являются сжатый воздух или азот. В качестве моделируемых жидкостей при холодных испытаниях ЖРДМТ применяются дистиллированная вода, водно-спиртовой раствор или другие жидкости. В состав проливочной установки входят бак с рабочей жидкостью, магистраль подвода жидкости из бака к форсунке или смесительной головке ЖРДМТ, система вытеснения жидкости из бака сжатым газом, запорная арматура, средства изме66 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» рения давлений, массы прошедшей через форсунку или смесительную головку жидкости и времени. 3.2.2. Стенды для огневых испытаний ЖРДМТ Расходный высотный стенд для огневых испытаний ЖРДМТ обеспечивает требуемое низкое давление в барокамере перед запуском и в процессе работы ЖРДМТ. Вакуумная система расходных стендов осуществляет непрерывную откачку продуктов сгорания из барокамеры при требуемой величине давления в ней. На таких стендах проводят испытания ЖРДМТ с целью измерения тяги на непрерывном режиме работы. При этом давление, создаваемое в вакуумной камере, должно обеспечить полное расширение рабочего тела в сопле без входа внутрь сопла косых скачков уплотнения. Система непрерывного вакуумирования барокамеры такого расходного высотного огневого стенда приведена на рис.18 . Необходимое давление на выходе из сопла ЖРДМТ 1 обеспечивается путем установки кормового сверхзвукового диффузора 2 и газовоздушного эжектора. В первой ступени эжектора 3 в качестве рабочего тела используется смесь воздуха с продуктами сгорания в нем горючего с температурой 1000...1200 К. Наряду с эжекцией происходит дожигание продуктов неполного сгорания топлива ЖРДМТ. Во вторую ступень эжектора 4 подается холодный воздух и при этом температура продуктов сгорания понижается до 700 К. По выходной трубе 5, оборудованной средствами шумоглушения, рабочее тело выводится в атмосферу. Охлаждение стенок кормового диффузора и камеры смешения первой ступени эжектора осуществляется водой, пропускаемой через тракт охлаждения этих элементов. Рабочее тело первой ступени эжектора 3 образуется при сгорании в воздухе горючего, подаваемого через форсунки 6. К форсункам воздух поступает из компрессора 8. Подача воздуха регулируется дроссельными заслонками 7. 67 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» 1 2 3 4 6 7 5 Топливо 8 Рис. 18. Схема системы непрерывного вакумирования: 1 – ЖРДМТ; 2 – диффузор; 3 – первая ступень эжектора; 4 – вторая ступень эжектора; 5 – труба выходная; 6 – форсунка; 7 – дроссельные заслонки; 8 – воздушный компрессор (вентилятор) В ряде случаев при испытаниях ЖРДМТ важно обеспечить низкое начальное давление в вакуумной камере не только перед запуском двигателя, но и при проведении длительных испытаний в непрерывных и импульсных режимах. При этом систему вакуумирования делают комбинированной на базе механических насосов и эжекторов (воздушных, газовых или паровых в зависимости от конкретных условий). Структурная схема такого вакуумного стенда с пароэжектором и механическими насосами приведена на рис.19. В горизонтальной цилиндрической вакуумной камере 20, состоящей из неподвижного днища и откатной цилиндрической части, располагается на станке испытуемый ЖРДМТ 19. Станок закреплен на днище камеры. Окислитель и горючее подаются к ЖРДМТ из баков, находящихся в герметичных шкафах 6 и 7, имеющих вытяжную вентиляцию. Снаружи днища вакуумной камеры расположены клапаны горючего 13 и окислителя 14. Для обезвреживания сточных вод, содержащих токсичные вещества, служит система нейтрализации, в которой возможность взаимодействия компонентов топлива исключена путем раздельного их слива и нейтрализации. Для обезвреживания сточные воды с примесью горючего и его производных пропускают через соответствую68 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» щие нейтрализирующие вещества (сточные воды из топливного шкафа 6 – через вентиль 11, из вакуумной камеры – через задвижку 21, из конденсатных баков – через вентили 29,30,31). Сточные воды собираются и нейтрализируются в двух независимо работающих емкостях 25 и 26. При проведении процесса нейтрализации в одной емкости вторая емкость служит сборником сточных вод. После окончания очистки сточной воды емкостей меняются. Очищенная вода сливается из емкостей через вентили 32 и 33. Промывочная вода из шкафа 7 окислителя через вентиль 12 поступает в фильтр 27, заполненный нейтрализующим веществом. Нейтрализованная вода сливается через вентиль 34. 1 2 3 4 5 6 В систему вентиляции 7 14 15 11 16 17 8 20 9 10 В систему вентиляции 22 28 23 30 13 19 18 24 25 29 12 26 27 31 32 33 34 21 35 Рис. 19. Структурная схема вакуумного стенда с пароэжектором и механическими насосами: 1,3,9 – конденсаторы кожухотрубчатые; 2,4,5,6,8 – ступени пароэжекторного насоса; 6,7 – шкафы горючего и окислителя; 10 – теплообменник; 11,12,17,29,30,31,32,33,34 – вентили; 13,14 – клапаны; 15 – задвижка; 16,22,23,24 – вентили вакуумные; 18 – вакуумопровод; 19 – ЖРДМТ; 20 – камера вакуумная; 21 – задвижка; 25,26 – емкости нейтрализационные; 27 – фильтр; 28 – бак конденсатный; 35 – насос механический При наземных испытаниях вакуумный вентиль 17 открыт, а весь воздухообмен в боксе идет через вакуумную камеру. При этом обеспечивается разбавление продуктов сгорания большим количеством воздуха и снижение их температуры до приемлемой для системы 69 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» вентиляции. Вакуумная камера в этом случае сообщается через задвижку 15 с системой вентиляции, а магистрали для вакуумирования перекрываются. Вакуумная система, состоящая из группы механических насосов 35, позволяет откачать воздух из вакуумной камеры до минимального давления 6...7 Па за 5...6 мин. Поскольку насосы не предназначены для откачки агрессивных сред, они отсоединяются от камеры вакуумным вентилем 16 после достижения в ней необходимого давления. Эвакуация продуктов сгорания ЖРДМТ, работающего при низком давлении окружающей среды в непрерывном или длительном импульсном режиме, осуществляется пароэжекторном насосом. Газы к насосу поступают по вакуумпроводу 18 и охлаждаются до температуры +50 0С в теплообменнике 10. Пароэжекторный насос имеет четыре последовательно работающие ступени 5, 4, 2, 8. После второй, третьей и четвертой ступеней насоса установлены кожухотрубчатые конденсаторы 3, 1 и 9, из которых конденсат собирается через вакуумные вентили 24, 23 и 22 в конденсаторном баке 28, имеющем соответственно три герметичных отсека. Несконденсировавшаяся смесь продуктов сгорания и пара уходит в систему вентиляции, которая при необходимости может быть оборудована дожигателем. Топливная система стенда, схема которой приведена на рис. 20 , позволяет подавать компоненты топлива под необходимым давлением в ЖРДМТ, производить очистку компонентов от газовых пузырей, осуществлять заправку компонентами магистралей стенда и полостей головки камеры ЖРДМТ, проводить отбор компонентов топлива для анализа и фильтрацию компонентов топлива, выполнять заправку расходного бака во время работы ЖРДМТ и слив топлива из баков в емкости топливохранилища после завершения испытаний. Управление работой элементов однотипных магистралей подачи горючего и окислителя топливной системы стенда осуществляется с пульта управления. В топливной системе стенда используются нормально закрытые пневмогидроклапаны, срабатывание которых осуществляется при подаче сжатого воздуха от электропневмоклапанов. Каждая система имеет бак 9 для хранения на стенде необходимого запаса компонента и небольшой расходный бачок 7 с уровнемеромрасходомером 8. Для наддува баков в системе хранения и подачи горючего используется газообразный сжатый азот, а для баков си70 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» стемы окислителя − сжатый воздух. Воздух является так же рабочим телом системы автоматики стенда и используется для выполнения вспомогательных технологических работ. Рис. 20. Топливная система стенда: 1…4, 6 – пневмоклапаны; 5 – ресивер; 7, 9 – расходные топливные бачки; 8 – расходомер-уровнемер; 10 – сильфонные расходомеры; 11…15, 17 – пневмогидроклапаны; 16 – вентиль; 18 – фильтр; 19 – ЖРДМТ Требуемое давления наддува баков компонентов топлива устанавливаются с помощью газовых редукторов, расположенных на пульте управления. Контроль давлений осуществляется по манометрам, находящимся на щитке перед оператором. Для поддержания постоянного давления наддува компонентов обе системы имеют ресиверы 5. Уменьшение давления в полостях над жидкими компонентами осуществляется посредством открытия дренажных пневмогидроклапанов 1 и 4. Заправки емкостей компонентами топлива и перекачка их из одних емкостей в другие осуществляется с помощью пневмогидроклапанов 1, 2, 3, 4, 11, 13, 14, 15. Ручные вентили 16 служат для подсо71 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» единения к стенду внешних топливных емкостей при заправке баков стенда или при полном сливе из них компонентов. Пневмогидроклапаны 6 и 12 обеспечивают работу сильфонных расходомеров 10. Пневмогидроклапаны 17 расположены в непосредственной близости от ЖРДМТ 19 (вне магистралей горючего и окислителя) и выполняют функции отсечных стендовых клапанов. В каждой из топливных магистралей предусмотрены также фильтры 18. Для контроля за работой пневмогидроклапанов на пульте выполнена мнемосхема, аналогичная приведенной на рис. 18, при срабатывании того или иного пневмогидроклапана загорается сигнальная лампочка. Иногда необходима вакуумная заправка топливных магистралей, уровнемеров и полостей головки камеры ЖРДМТ компонентами топлива. Для этого предусмотрены специальные краны, которые открываются перед заправкой и соединяют топливные полости с системой вакуумирования. После вакуумирования указанных полостей процесс заправки осуществляется одновременно обоими компонентами под низким давлением при открытых клапанах ЖРДМТ, Заправка прекращается после наступления устойчивой огневой работы ЖРДМТ. На стенде в некоторых случаях предусматривается возможность термостатирования компонентов топлива и ЖРДМТ, Методы термостатирования могут быть самые разные. Один из них, приведенный в , состоял в следующем. ЖРДМТ с герметизированными выводами от штепсельного разъема и первичных преобразователей давления и температуры крепится на съемном фланце вакуумной камеры внутри теплоизолированного контейнера. Там же расположены дополнительные топливные бачки. При захолаживании контейнер заливается до определенного уровня спиртом и по специальному трубопроводу, конец которого введен внутрь контейнера, в спирт вдувается жидкий азот. Такая схема обеспечивает быстрое и равномерное охлаждение предварительно заправленного ЖРДМТ и топливных магистралей. Регулированием подачи жидкого азота устройство позволяет выдерживать заданную температуру с точностью ± 1 ºС при охлаждении топлива и ЖРДМТ до −50 ºС. Для проведения испытаний при положительных температурах до + 50 ºС контейнер заливается водой, которая подогревается электрическим 72 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» нагревателем. Температура ЖРДМТ и компонентов топлива на входе в двигатель измеряются термопарами группы ХК. Стенды оборудуются также системами управления, измерения и регистрации параметров. 3.2.3. Автоматизированная система стендов Автоматизированная система стендов для испытаний ЖРДМТ обеспечивает: управление объектом исследования и системами стенда; измерение с требуемой точностью все необходимых параметров (тяги, импульса тяги, расходов компонентов топлива, давления в камере сгорания и др.); сбор и регистрация экспериментальной информации об испытуемом объекте; обработку, анализ и представление в требуемом виде результатов эксперимента в реальном времени. Рассмотрим пример реализации автоматизированной системы управления и информационного обеспечения для проведения испытаний ЖРДМТ на вакуумных огневых стендах с целью определения выходных, удельных и динамических параметров, а также статических и динамических характеристик ЖРДМТ в импульсных и непрерывных режимах работы, а также для обработки, анализа и представления результатов эксперимента в требуемом виде . При подготовке и в процессе испытаний рассматриваемая автоматизированная система обеспечивает выполнение следующих функций: управление работой ЖРДМТ по заданной циклограмме; управление работой гидравлическими и пневматическими электроклапанами пневмогидравлической системы стенда; проведение градуировок каналов для измерения параметров ЖРДМТ: тяги, расходов компонентов, давлений, температур и др.; сбор информации с измерительных каналов стенда при проведении испытаний и хранение информации на жестком диске; 73 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» обработка результатов измерений на компьютере в ходе испытаний и их представление в требуемой форме (в виде протоколов, характеристик, графиков и таблиц); формирование базы данных исследованных двигателей. Рассматриваемая автоматизированная система стенда позволяет осуществлять: регистрацию до 20 аналоговых сигналов в диапазоне –5…+5 В, или –0,5…+0,5 В; регистрацию до 20 дискретных сигналов с характеристиками: «0» –1…5 В, «1» –10…15 В; формирование до 50 управляющих дискретных сигналов в диапазоне 0…+30 В; частоту опроса измерительных каналов в среднем до 25 кГц на канал при специальных экспериментах за счет уменьшения числа измеряемых параметров – до 20 МГц/ канал; регистрацию до 50 значений температур испытуемого изделия, компонентов топлива и пр.; дискретность отсчета времени до 0,1 мс. На рис. 21 представлена структурная схема автоматизированной системы управления и информационного обеспечения исследований ЖРДМТ. Автоматизированная система включает в себя промышленный компьютер с адаптерами для формирования сигналов управления на испытываемый ЖРДМТ и клапаны пневмогидравлической системы стенда, а также сбора информации с измерительных каналов стенда. Для согласования сигналов с выходов адаптеров, установленных в компьютере, с сигналами управления клапанами ЖРДМТ и пневмогидравлической системы стенда установлены транзисторные ключи, которые обеспечивают необходимые токи и напряжения для включения клапанов при получении сигналов от компьютера. Основным устройством автоматизированной системы является промышленный компьютер. В состав компьютера входят дисплей, принтер, клавиатура и мышь. Электропитание компьютера осуществляется от блока бесперебойного питания. 74 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Рис. 21. Структурная схема автоматизированной системы управления и информационного обеспечения исследований Компьютер оснащен адаптером аналогового ввода-вывода типа A821-PGH, АЦП типа ISO-813 и двумя платами реле типа ARD2103. Адаптер аналогового ввода-вывода А821-PGH используется для формирования команд управления на испытываемый двигатель и для преобразования измерительных сигналов в цифровой код (АЦП) и ввода их в ЭВМ. Основные параметры адаптера: число вводимых аналоговых сигналов (АЦП) – 16; частота преобразования аналоговых сигналов в цифровой код – до 40 кГц/канал; диапазоны вводимых измерительных сигналов –5…+5 В, –0,5…+0,5В, –0,05…+0,05 В и –0,005…+0,005 В; погрешность преобразования – не более 0.1%; число выводимых аналоговых сигналов 1, диапазон напряжений –5…+5 В; 75 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» число выводимых дискретных сигналов типа TTL – 16; число вводимых дискретных сигналов – 16. Параметры модуля АЦП типа ISO-813, используемого для измерения температур: число каналов АЦП – 32; диапазон напряжений измерительных сигналов –5…+5 В; –2,5…+2,5В, –1,25…+1,25 В и –0,675…+0,675 В; частота преобразования – до 125 кГц/канал; погрешность преобразования – не более 0.1%. Параметры плат реле типа AR-D2103, используемых для управления гидро–, пневмоэлектроклапанами пневмогидравлической системы стенда: общее число реле, управляемых компьютером – 16; число реле с контактами, работающими на размыкание и замыкание – 4; число реле с контактами, работающими на замыкание – 12; ток через контакты реле – до 1 А, напряжение – до 110 В. Используемый промышленный компьютер позволяет расширять возможности автоматизированной системы путем установки в компьютер дополнительных блоков (адаптеров ввода-вывода, релейных и бесконтактных плат управления и пр.). Программное обеспечение системы работает в среде системы Windows, для выбора режимов работы программы и ввода данных используется современный интерфейс, вид формы программы на дисплее компьютера для одного из режимов ее работы приведен на рис. 29. В программное обеспечение автоматизированной системы входят следующие блоки: проведения калибровок аналоговых каналов, обработка результатов калибровки с использованием методов наименьших квадратов или кусочно-линейной интерполяции (по выбору оператора), оценка погрешностей градуировок; задание режимов работы ЖРДМТ и переменных для обработки результатов экспериментов; включения ЖРДМТ по заданной циклограмме, управление ПГС стенда в процессе испытаний; сбор, обработка и отображение информации о параметрах 76 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» объекта в темпе испытаний; создание баз экспериментальных данных. Рис. 22. Интерфейс программы на дисплее компьютера на режиме «Управление» Основные режимы работы программы следующие: режим «Файл» позволяет осуществлять действия с результатами ранее проведенных испытаний, найти соответствующие файлы, просмотреть результаты измерений в виде таблиц и графиков; режим «Настройка» позволяет задавать параметры двигателей, необходимые при обработке, параметры измерительных каналов, из этого же режима осуществляется вызов блока калибровки измерительных каналов; режим «Управление» (рис. 29) задает параметры для задания циклограммы работы двигателей, а именно − длительность работы и опережение или задержка включения модуля зажигания, задержки включения клапанов двигателя; режим «Протокол» позволяет выдать результаты обработки на принтер. 77 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» На экран дисплея одновременно выводятся до четырех графиков измеренных параметров, можно также вызвать любые другие регистрируемые параметры. Аварийное отключение двигателя заложено в программе. Общий вид автоматизированной системы управления и информационного обеспечения исследований ЖРДМТ, выполненный в рамках компьютерной стойки, представлен на рис. 30. Рис. 23. Общий вид автоматизированной системы управления и информационного обеспечения испытаний и исследований ЖРДМТ Некоторые возможности системы иллюстрируются протоколами испытаний ЖРДМТ при определении динамических и энергетиче- 78 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ских параметров ЖРДМТ и исследовании теплового состояния конструкции двигателя, представленными в таблице 2 и на рис. 31. Таблица 2. Протокол испытаний ЖРДМТ по определению динамических временных и удельных параметров двигателя в импульсном режиме работы Программа 15-11 Режим 6-111 Число включений ЖРДМТ - 5 Горючее: р вх =1,7МПА Твх=22°С Окислитель: р вх =3,6МПА Твх=22°С Мг=64.52г Уровнемер - 360 дел Δр= 0,0875 МПа; М о = 274,1 г № вкл вкл о.к г о.к о з.к г з.к о зв 0.9 - мс мс мс мс мс мс мс 1 57 10 19 13 20 50 55 2 57 10 19 13 20 41 46 3 57 10 19 13 20 41 45 4 57 10 19 13 20 42 46 5 57 10 19 13 20 41 46 № вкл пд имп Мг" Мо" Кm римп IУ - мс мс г г - МПа м/с 1 47 27 12,9 54,8 4,25 0,671 1364 2 46 33 12,9 54,8 4,25 0,653 1658 3 47 33 12,9 54,8 4,25 0,643 1658 4 45 33 12,9 54,8 4,25 0,658 1648 5 45 33 12,9 54,8 4,25 0,661 1658 79 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Режим 1803 РГ=16,5 ата ТГ=21°С LГ=37 РО=18,0 ата ТО=24°С ТВКЛ=0,515 сек РК=7,509 ата РШ=0,645 ата РГ=15,898 ата РКО=8,931 ата М’Г=13,010 г/сек М’ОК=37,511 г/сек М’ОЗ=8,781 г/сек М’ОΣ=46,292 г/сек М’Σ=59,301 г/сек М’ОΣ=46,292 г/сек Кmk=2,883 Кmз=3,558 GЗ=0,190 Рис. 24 Протокол испытаний ЖРДМТ при исследовании теплового состояния конструкции 3.3. Экспериментальное оборудование для исследований рабочего процесса ЖРДМТ Для более детального изучения различных стадий организации рабочего процесса ЖРДМТ с целью повышения их эффективности и надежности используют более тонкие экспериментальные методы исследований: оптические, химического анализа, тепловые и др. . В данном разделе рассмотрим вариант реализации стенда оптико-физических исследований рабочего процесса ЖРДМТ . 80 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Стенд оптико-физических исследований предназначен для исследований течения однофазных и двухфазных сред в ЖРДМТ и элементах их конструкций в модельных условиях. На стенде реализованы методы, позволяющие проводить экспериментальные работы по исследованию предпламенных процессов и воспламенения, процессов смесеобразования, сложных (пространственных) течений газа в камерах, соплах, сверхзвуковых струях и т.д. Компоновочная схема стенда оптико-физических исследований представлена на рис.25. Рис. 25. Компоновочная схема стенда оптико-физических исследований: 1 – лазер ЛГ-38 (ЛНГ-502); 2 – УИГ-12И; 3 – рабочее место для исследований жидкостных и газожидкостных объектов; 4 – УИГ-1М; 5, 12 – твердотельный рубиновый лазер и ЛГ-79; 6 – оптический блок ЛДА АВС; 7 – рабочее место для исследований газовых объектов; 8 – пульт управления воздухом высокого давления; 9 – пульт управления воздухом низкого давления; 10 – стойка приборов; электронный блок ЛДФФВС, система термоанемометрическая СТ-4; 11 – автоматизированная система На стенде имеются два рабочих места, одно из которых предназначено для исследования объектов на газообразном рабочем теле 7 (см. рис.25), а другое - для объектов на жидкостном и газожидкост81 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ном рабочих телах 3. Устройства крепления позволяют ориентировать объект исследования в пространстве и направлять поток (однофазный или двухфазный) в нужном направлении. Элементы рабочих мест обеспечивают: заданный диапазон изменения физических параметров; хранение, измерение параметров и подачу рабочих тел в объект; управление экспериментом в независимом режиме (визуализация, настройка и др. операции), а также в режиме синхронизации с системами лазерной диагностики и ряд других функций. Основу системы измерения стенда составляют лазерная аппаратура: голографические установки УИГ-1М, УИГ-12И и УГМ-1, лазерный доплеровский анемометр; аргоновый лазер ЛГН-502 и ряд гелий-неоновых лазеров; система термоанемометрическая СТ-4, а также стандартная аппаратура (датчики давления, температуры, усилий, моментов и др., преобразующие и регистрирующие приборы). Установка импульсная голографическая УИГ-1М предназначена для измерения параметров быстродвижущихся и изменяющих свою форму объектов и быстропротекающих процессов путем получения голограмм и голографических интерферограмм этих объектов и может быть использована при исследовании плазмы, гидро- и аэродинамических процессов, явлений, происходящих в веществе при распространении ударных волн, термодинамических явлений в потоках, процессов массо- и теплообмена, парообразования, распространения акустических волн в прозрачных средах и других нестационарных процессов. Установка включает в себя оптическую скамью с комплектом механических приспособлений для установки и юстировки оптических элементов, комплект оптики, состоящий из линз, зеркал, диффузоров, светофильтров и т.д. Универсальность механических приспособлений и оптических элементов, возможность удлинять оптическую скамью с помощью выдвижных штанг позволяют собрать практически любую оптическую схему. В установке УИГ-1М в качестве источника излучения используется импульсный одномодовый рубиновый лазер и оптические квантовые усилители, излучение с энергией до 0,5 Дж при длительности импульса излучения порядка 40-10-9 с с длиной волны 0,69 мкм. Система может работать в ждущем режиме и в режиме, когда иссле82 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» дуемый однократный быстропротекающий процесс начинается по сигналу, вырабатываемому блоком управления установки. В состав УИГ-1М входят: гелий-неоновый лазер ЛГ-52. используемый для юстировки, измеритель энергии лазерного излучения ИКТ-1М, преобразователь ФК-19 для измерения длительности и числа импульсов излучения, механические элементы для юстировки и набор оптических элементов для построения схем голографирования и фотосъемки, лазер ЛГ-38 для восстановления изображения с голограмм. Дополняют оптические возможности стенда системы УИГ-12И и УГМ-1. Установка УИГ-12И, обладая, в основном, достоинствами системы УИГ-1М, может быть использована в качестве лазерного интерферометра, т.к. рабочий стол защищен от воздействия внешних вибраций путем установки плиты на амортизирующие резиновые подушки, наполненные воздухом. Она предназначена для получения голограмм и интерферограмм прозрачных и отражающих, стационарных и медленно изменяющихся объектов, так же как установка голографическая малогабаритная. Система УГМ-1 состоит из сборной станины Т-образного сечения, держателей элементов оптической схемы, объекта и фотопластинки, закрепленных к ее вертикальной плите, и лазера, закрепленного к горизонтальному основанию. Благодаря вертикальному расположению рабочей плиты установка нечувствительна к влиянию внешних вибраций. Устройство для точного возвращения голограммы на место экспонирования позволяет производить измерения не только методом двойной экспозиции, но и в реальном времени. Оптические схемы для исследования фазовых и диффузно отражающих объектов имеют фиксированные положения для всех оптических элементов, что упрощает перенастройку и юстировку схем. Наличие такого набора разноплановых установок, укомплектованных необходимыми механическими и оптическими элементами, их расположение на стенде позволяет формировать исследуемые зондируемые поля развитыми как в горизонтальной, так и в вертикальной плоскостях, а также исследовать физические процессы как квазистационарные, так и быстропеременные, характерные для работы ЖРДМТ в непрерывном и импульсном режимах работы. 83 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Лазерный доплеровский анемометр предназначен для бесконтактного измерения вектора скорости потоков и применяется в гидро- и аэродинамических исследованиях. Основные технические характеристики: Размер регистрируемой области в плоскости, перпендикулярной голограмме, м …1 Размер регистрируемой области в плоскости, параллельной голограмме, м …0,2x0,2 Энергия импульса излучения, Дж, не менее…………………………………………0,5 Диапазон изменения задержки пускового импульса, мкс…….…………….50... 1000 Длительность импульса излучения, нс, не более……………………………………40 Габаритные размеры, м УИГ-1М(М) 4,5x0,82x1,52 УИГ-12И 3,0x0,8x1,5 УГМ-1 1,0x0,5x0,35 Разработанный диагностический комплекс для исследования пространственно сложных течений состоит из ЛДА АВС, служащего для формирования и приема сигнала, несущего информацию об объекте, анализа доплеровского сигнала и преобразования его в эффективное значение компонент скорости; автоматизированной системы обработки данных в реальном времени (АС) на базе компьютерной системы, воспринимающей сигнал, пропорциональный мгновенной скорости, ведущей обработку компонент пульсационной скорости, энергии турбулентности, формирующей массив исходных и выходных данных; генератора течений, реализующего исследуемое течение и создающего условия, необходимые для работы лазерного анемометра. 3.4. Методика обработки результатов испытаний Испытания ЖРДМТ дают большой объем информации по всем измеряемым параметрам. Эта информация может находится в зашифрованном виде: на осциллограммах, термограммах и в протоколах испытаний; в памяти ЭВМ, на компакт-диске или флешпамяти при использовании средств автоматизации испытаний; в машинных протоколах или распечатках в частично обработанном виде. 84 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Во всех случаях необходима полная обработка результатов испытаний и тщательный анализ этой первичной информации до аттестации двигателя по результатам испытаний. При испытании ЖРДМТ на непрерывных и импульсных режимах осуществляется измерение следующих параметров: тяги двигателя − реактивным силоизмерительным устройством (динамометром) тензометрического типа или активным силоизмерительным устройством индуктивного или тензометрического типа с регистрацией результатов измерения на светолучевом осциллографе и (или) в памяти ЭВМ; давления в камере сгорания − пружинным образцовым манометром с визуальной регистрацией показаний и электрическим манометром индуктивного типа с регистрацией показаний на светолучевом осциллографе и (или) в памяти ЭВМ; расходов горючего и окислителя − объемными расходомерами (штихпроберами) с визуальной регистрацией показаний; температур горючего и окислителя на входе в двигатель − хромель-копелевыми термопарами с визуальной регистрацией показаний на полуавтоматических потенциометрах; давлений компонентов топлива на входе в двигатель − пружинными образцовыми манометрами с визуальной регистрацией показаний и электрическими манометрами индуктивного типа с регистрацией показаний на светолучевом осциллографе и (или) в памяти ЭВМ; давления окружающей среды − барометром или вакуумметром, если испытания проводятся в барокамере с имитацией условий космического пространства, с визуальной регистрацией показаний; времени включения двигателя − электрическим секундомером с визуальной регистрацией показаний, отметчиком времени светолучевого осциллографа на осциллограмме и (или) электронным таймером ЭВМ. При испытании ЖРДМТ в импульсном режиме на осциллограмме и (или) в памяти ЭВМ регистрируются кроме перечисленных выше параметров ток и напряжение на электромагнитных клапанах. Параллельно измеряются: расходы компонентов, температура окислителя и горючего на входе в двигатель и давление окружающей 85 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» среды. При периодической метрологической аттестации измерительных приборов определяются градуировочные коэффициенты следующих средств измерения: тяги − Р; давления в камере сгорания − р к; расходов горючего − г и окислителя − ок. Известны или измерены до испытания на исследуемом ЖРДМТ площадь минимального сечения сопла Fм и площадь среза сопла Fа Значения параметров ЖРДМТ в непрерывных режимах определяются с использованием результатов измерений следующим образом: Тяга ЖРДМТ на земле при давлении окружающей среды рн Р Р lР, (38) где l Р − отклонение луча шлейфа тяги на осциллограмме Тяга ЖРДМТ в пустоте (39) Рп Р рн Fа, где Fа − площадь выходного сечения сопла. Давление в камере сгорания ЖРДМТ: ─ при измерении пружинным образцовым манометром на непрерывном режиме работы с визуальной регистрацией рк. уст. рк. уст. м К рн, (40) где рк. уст. м − избыточные давления в камере сгорания в делениях шкалы манометра, К − цена деления шкалы образцового манометра. ─ при измерении электрическим манометром с регистрацией показаний на светолучевом осциллографе на непрерывном и импульсном режимах работы рк рк l рк рн, (41) где l Р − отклонение луча шлейфа давления в камере сгорания на осциллограмме, р к − градуировочный коэффициенты давления в камере сгорания. 86 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Давление горючего и окислителя на входе в двигатель: ─ при измерении пружинным образцовым манометром на непрерывном режиме работы с визуальной регистрацией (42) pвх. г pвх. г. м pн, pвх. ок pвх. ок. м pн, (43) где pвх. г. м и pвх. ок. м − избыточные давления подачи горючего и окислителя соответственно, измеренные образцовыми манометрами; ─ при измерении электрическим манометром с регистрацией показаний на светолучевом осциллографе на непрерывном и импульсном режимах работы (44) pвх. г г lг pн, pвх. ок ок lок pн, (45) где lг, lок − отклонение лучей шлейфов давлений горючего и окислителя на входе в двигатель соответственно в камере сгорания на осциллограмме. Масса горючего и окислителя, выработанная ЖРДМТ за одно включение: (46) mг г lг г, где г − градуировочный коэффициент расходомера горючего, lг − разница уровней горючего по шкале расходоме- ра до и после включения двигателя, г − плотность горючего. mок ок lок ок, (47) где ок, lок и ок − те же величины, что и в уравнении (11), но относящиеся к окислителю и расходомеру окислителя. Плотности горючего (несимметричного диметилгидрозина) г и окислителя (азотного тетраоксида) ок, зависящие от температуры, могут быть взяты для требуемой температуры из приложения (табл. П1). Масса топлива, выработанного ЖРДМТ за одно включение 87 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» m mг mок. (48) Средние массовые расходы горючего и окислителя: m г mг вк, mок m ок вк (49) , (50) где вк − время работы ЖРДМТ на непрерывном режиме, представляющее собой интервал времени от момента подачи напряжения на управляющий электромагнитный клапан двигателя до момента снятия напряжения. Средний массовый расход топлива m mг mок вк m г m ок. (51) Фактическое (действительное) массовое соотношение компонентов m ок. m г Km (52) Коэффициент избытка окислителя ок Km , K mo (53) где K mo − стехиометрическое массовое соотношение компонентов. Для топлива НДМГ и АТ K mo =3,073. Расходный комплекс рк Fм, m (54) где Fм − площадь минимального сечения сопла. Характеристическая скорость в камере с 88 ро. м Fм с, m (55) Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» где ро. с − давление торможения в минимальном сечении m ид − коэффициент расхода сопла. сопла, с m Характеристическая скорость в камере и расходный комплекс связаны между собой соотношением (55) с с f c , где f ро. с рк и с ро. м ро. с − коэффициенты восстановления полного давления в камере сгорания и докритической части сопла соответственно. Удельный импульс тяги ЖРДМТ на земле и в пустоте соответственно Iу Р, m I у. п Рп, m (56), (57) Тяговый комплекс в пустоте K Рп I у. п Рп. рк Fм (58) Коэффициент тяги в пустоте KТ п I у. п Рп . ро. м Fм с с (59) Коэффициенты удельного импульса, характеризующие степень совершенства процессов в камере сгорания, сопле и ЖРДМТ Коэффициент полноты расходного комплекса , ид (60) где ид − идеальный расходный комплекс, определяемый термодинамическим расчетом. Коэффициент камеры сгорания к с с ид, (61) где с ид − идеальная характеристическая скорость в камере, определяемая термодинамическим расчетом. 89 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Взаимосвязь между коэффициентами и к определяется соотношением к с f c , (61) Коэффициент полноты тягового комплекса K P K Pп K Pп. ид, (62) где K Pп. ид − идеальный тяговый комплекс в пустоте, получаемый термодинамическим расчетом. Коэффициент сопла с KТ п KТ п. ид, (62) где KТ п. ид − идеальный коэффициент тяги в пустоте, получаемый термодинамическим расчетом (KТ п. ид = K Pп. ид). Коэффициент удельного импульса тяги ЖРДМТ I I у. п I у. п. ид к с K P . (63) Значения параметров ЖРДМТ на импульсных режимах с использованием результатов измерений определяются следующим образом: Временные динамические параметры ЖРДМТ определяются с помощью осциллограммы идентично по следующему общему алгоритму: (64) l , где − масштабный коэффициент времени, имеющий для каждой осциллограммы свое значение, l − длина отрезка на осциллограмме, соответствующая определяемому временному динамическому параметру. Масштабный коэффициент времени получается путем деления некоторого определенного интервала времени, отсчитанного по отметкам времени, к линейному размеру, занимаемому этим интервалом на осциллограмме. 90 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Масса горючего и окислителя, выработанные ЖРДМТ за одно короткое включение в серии включений одной длительности: mг г lг г 1 , n mок ок lок ок (65) 1 , n (66) где n − количество включений двигателя в серии одной длительности. Расходный комплекс в импульсном режиме вк пд Fм и вк р к 0 пд вк пд d вк пд m d m г 0 р Fм ок к d 0 вк пд m d d 0 Fм S р к m , (67) 0 где m mг mок − масса топлива, выработанного двигателем за одно включение; вк − время включения двигателя; пд − время останова двигателя; S − геометрическая площадь под графиком зависимости давления в камере сгорания ЖРДМТ по времени рк f на осциллограмме или на мониторе компьютера за одно включение двигателя в период времени от 0 до вк пд. Удельный импульс тяги в пустоте вк пд I у. п. и Р п 0 вк пд d m d S Р Р m (68) 0 или I у. п. и K Pп. и и, (69) где S Р − геометрическая площадь под графиком зависимости тяги в пустоте по времени Рп f на осциллограмме или на мониторе компьютера за одно включение двигателя в пе- 91 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» риод времени от 0 до вк пд; K Pп. и − тяговый комплекс в пустоте в импульсном режиме. Импульс тяги, создаваемый ЖРДМТ за одно включение, вк пд Iи Рп d K Pп Fм вк пд р к 0 d K Pп Fм S рк. (27) 0 Коэффициент полноты расходного комплекса в импульсном режиме . и и, ид (28) где ид − идеальный расходный комплекс, полученный термодинамическим расчетом . Значение идеального расходного комплекса при полученном в эксперименте коэффициенте избытка окислителя может быть взято из приложения (табл. П2) Коэффициент полноты тягового комплекса в пустоте на импульсном режиме K Pп. и K Pп. и K Pп. ид, (29) где K Pп. ид − идеальный тягового комплекса в пустоте, полученное термодинамическим расчетом . Значение идеального тягового комплекса при полученном в эксперименте коэффициенте избытка окислителя может быть взято из приложения (табл. П2) Коэффициент удельного импульса тяги в импульсном режиме (30) I. и . и K P . и. п 3.4. Экспериментальные статические и динамические характеристики ЖРДМТ и их анализ В разделе изложены основы методики проведения и получения экспериментальных характеристик ЖРДМТ и их сравнительный анализ с теоретическими характеристиками . 92 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» 3.4.1. Статическая характеристика ЖРДМТ по составу топлива Экспериментально характеристика ЖРДМТ по составу топлива может быть получена на высотном огневом стенде, разрежение в вакуумной камере которого обеспечивает безотрывное течение продуктов сгорания в сопле. Для получения характеристики по составу топлива проводятся от 4 до 6 огневых пусков ЖРДМТ продолжительностью (1...5) с. Изменение коэффициента избытка окислителя ок обеспечивается варьированием давлений компонентов топлива на входе в двигатель рвх. г и рвх. ок от номинального значения. При этом заранее подбираются значения давлений рвх. г и рвх. ок, обеспечивающие в задан- ном диапазоне примерное равенство давления в камере сгорания рк (тяги) в каждом пуске. В процессе испытаний с помощью методов, описанных в разделе 3.3 данного пособия, на каждом режиме производится измерение тяги, расходов компонентов топлива, давления в камере сгорания, давления в вакуумной камере, продолжительности включения двигателя. При обработке результатов эксперимента значения параметров работы двигателя приводятся к пустотным условиям. В случае отклонения давления рк от значения, полученного при номинальном коэффициенте избытка окислителя ок, для определения зависимости Рп f ( ок) необходимо экспериментальное значение пустотной тяги Рп на данном режиме скорректировать согласно выражению Рп Рп pк, где штрих обозначает параметр, pк полученный при отклонении рк от номинального значения. Влияние отклонений рк на значение удельного импульса тяги Iу П мало, поэтому при рассмотрении характеристики его можно не принимать во внимание. Сравним идеальную и реальную характеристику ЖРДМТ по составу топлива. 93 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Для ЖРДМТ типично значительное уменьшение величины удельного импульса тяги, причем вид зависимости I у. п f ( ок) индивидуален для каждого типа двигателя. Для ЖРДМТ характерно существенное (по сравнению с идеальным случаем) снижение эффективности процессов как в камере сгорания, так и в сопле. При этом коэффициент камеры сгорания может изменяться в весьма широких пределах: к = 0,70... 0,95; возможный диапазон изменения коэффициента сопла более узок - c =(0,85 ... 0,95). C уменьшением размерности ЖРДМТ значения коэффициентов к и c обычно снижаются. Показатели эффективности процессов в камере ( к, c) у ЖРДМТ значительно ниже, чем у ЖРД больших тяг. Причиной снижения коэффициента к являются, прежде всего, крупномасштабная неравномерность соотношения компонентов в поперечном сечении камеры, а также относительно низкая полнота сгорания топлива из-за малого пути турбулентного смешения. Необходимо отметить, что при отклонении коэффициента ок от номинального значения коэффициент к обычно несколько уменьшается из-за изменения условий смесеобразования компонентов, в частности для самовоспламеняющихся жидких компонентов топлива жидкофазного смешения компонентов. Снижение коэффициента с объясняется в основном существенной химической неравновесностью процесса расширения рабочего тела (процесс близок к «замороженному») и высоким уровнем потерь на трение из-за низких чисел Rе, характерных для сопел ЖРДМТ. При этом вид зависимости K Рп f ( ок) может резко отличаться от идеального случая из-за несоответствия реального состава рабочего тела на входе в сопло составу, принимаемому в термодинамическом расчете. В то же время в ЖРДМТ имеются возможности увеличения I у. п, которые, прежде всего, связаны с улучшением полноты сгорания и повышением коэффициента к за счет улучшения системы смесеобразования и использования камер сгорания из тугоплавких мате94 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» риалов. Повышение же коэффициента сопла с даже при выборе оптимальной степени расширения Fa лимитировано из-за действия чисто физических факторов. Зависимость Pп f ( ок) , полученная в эксперименте, обычно гораздо меньше отличается от идеальной, чем соответствующая зависимость для удельного импульса. Это объясняется отсутствием влияния полноты выделения тепла в камере сгорания ( к) на тягу при данном давлении рк. Разница между идеальными и реальными значениями тяг ЖРДМТ обусловлена только влиянием коэффициентов с f ( ок) и с < 1,0. 3.4.2. Статические дроссельная и высотная характеристики ЖРДМТ Дроссельная характеристика ЖРДМТ может быть получена экспериментально как на высотном, так и на наземном огневом стенде. Проведение наземных испытаний гораздо проще и требует существенно меньших затрат времени, в то же время качественно получаемые результаты идентичны. Однако вследствие относительно низких давлений в камерах сгорания ЖРДМТ (рк = (5 ... 15) ∙105 Па) необходимо, чтобы сопло испытуемого двигателя имело малую геометрическую степень расширения Fa , что обеспечивает безотрывное течение продуктов сгорания. Для снятия дроссельной характеристики ЖРДМТ выполняется от 4 до 6 огневых пусков двигателя при различных расходах топлива в заданном диапазоне изменения тяги. Удобнее проводить пуски при одинаковых в обеих магистралях давлениях компонентов на входе в двигатель (рвх. г рвх. ок). При этом требуемое соотношение компонентов обеспечивается предварительной настройкой двигателя. В процессе испытаний с помощью методов, описанных в разделе 3.3, измеряются: тяга, расходы и температура компонентов топлива, давление в камере сгорания, давление окружающей среды, продолжительность включения двигателя. По полученным данным для каждого режима работы двигателя определяются секундные массо95 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» вые расходы компонентов и топлива, коэффициент избытка окислителя, удельный импульс тяги, давление в камере сгорания и, в случае необходимости, - расходный и тяговый комплексы. Результаты прямых измерений тяги и эти данные достаточны для построения дроссельной характеристики конкретного ЖРДМТ. При этом на основании проведенных испытаний дроссельная характеристика может быть найдена для всего возможного диапазона высот полета от Н = 0 до Н= (соответственно от давления окружающей среды, равного атмосферному, до давления, равного нулю). Для определения высотной характеристики исследуемого двигателя не требуется дополнительных экспериментов. Экспериментальное определение характеристик ЖРДМТ с соплом, имеющим обычную для таких двигателей степень расширения (Fa = 30...160), необходимо выполнять на высотном стенде. Методика проведения таких испытаний аналогична описанной выше. Рассмотрим, насколько теоретическая дроссельная характеристика ЖРДМТ, которая рассчитывается при ряде принятых допущений, соответствует экспериментальной. Расчет теоретической дроссельной характеристики конкретного двигателя осуществляется с учетом параметров его работы в какойлибо точке экспериментальной характеристики. Принимаем за исходные для расчета параметры двигателя (тягу, удельный импульс, расходный комплекс, давление в камере сгорания), полученные при максимальном расходе. Тогда по уравнениям (19) и (20) можно вычислить значения постоянных А, В и С. Затем, используя те же уравнения и изменяя значения давления рк, определяется теоретическая дроссельная характеристика двигателя. Типичные теоретическая и экспериментальная дроссельные характеристики ЖРДМТ для Н = 0 и Н = приведены на рис. 26. Из рис. 26 видно, что экспериментальные значения удельного импульса существенно меньше расчетных, особенно в области низких значений давления рк. При изменении секундного расхода топлива в (2...3) раза эти различия могут составлять (10...30)%, что объясняется падением значений коэффициента к при уменьшении давления в камере сгорания, тогда как коэффициент сопла c оста96 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ется практически постоянным. Снижение эффективности процессов преобразования топлива в камере сгорания связано, прежде всего, с уменьшением перепада давления на форсунках двигателя pф и соответственно скорости впрыска топлива. Это приводит к ухудшению процессов распыливания и перемешивания топлива. Кроме того, низкое давление, характерное для камер сгорания ЖРДМТ, отрицательно сказывается на скорости процессов, определяющих собственно горение топлива. P 8 1 Н= 8 Iу Н= Н=0 a рк.max 2 рк рк.min б Н=0 рк.max рк Рис. 26. Сравнение экспериментальной и теоретической дроссельных характеристик: а − изменение тяги; б − изменение удельного импульса; 1 − теоретическая характеристика; 2 − экспериментальная характеристика Однако, несмотря на различия в удельном импульсе тяги, расчетные и эмпирические зависимости тяги от давления pк совпадают (рис.26, а) . Учитывая, что при дросселировании K Р П const , получаем, что тяга прямо пропорциональна давлению в камере сгорания независимо от изменений коэффициента k f (pk) . Это обусловлено тем, что ухудшение процессов в камере сгорания одинаково сказывается и на тяге, и на давлении рк. Если же построить зависимости тяги от расхода топлива или давления компонентов на входе в двигатель (рвх. г рвх. ок). как это часто делается 97 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» для ЖРДМТ, то расхождение между экспериментальными и расчетными данными будет таким же, как и для удельного импульса тяги. В отличие от дроссельной характеристики, теоретическая и экспериментальная высотные характеристики совпадают, т.е. для определения высотной характеристики двигателя (при безотрывном те const и ок const) достаточно иметь эмчении газа в сопле, m пирические данные только при одной высоте полета (при одном значении давления окружающей среды). Пример дроссельной характеристики серийного двухкомпонентного ЖРДМТ 11Д428АФ-16 разработки и производства ФГУП НИИМАШ , работающего на компонентах топлива НДМГ и АТИН и имеющего номинальную тягу 123,5 Н, показан на рис. 3.71, в виде зависимости тяги в пустоте от входного давления компонентов топлива в двигатель. ЖРДМТ 11Д428АФ-16 предназначен для использования в составе двигательной установки возвращаемого аппарата, используемого в международной программе "ФобосГрунт". Рис. 27. Зависимость тяги в пустоте ЖРДМТ 11Д428АФ-16 от входного давления Другие основные технические параметры данного двигателя приведены в таблице 3. 98 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Таблица 3 Основные технические параметры ЖРДМТ 11Д428АФ−16 Компонент, горючее/окислитель Соотношение компонентов Номинальная тяга, Н Удельный импульс тяги в непрерывном режиме НДМГ/АТИН 1,85±0,05 123,5 при 3002 Fa =157, м/с Номинальное давление на входе, МПа Максимальное давление на входе, МПа Минимальное давление на входе, МПа Минимальный импульс за включение, Н·с Время включения, с Максимальная длина, мм Максимальная масса, кг Максимальный диаметр сопла, мм Геометрическая степень расширения сопла Ресурс по времени включений, с Количество включений Рабочее напряжение, В 1,47 1,57 1,37 2,45 0,030...2000 372 1,9 157,4 157 50 000 500 000 27 3.4.3 Динамические характеристики ЖРДМТ в импульсном режиме работы Исследования ЖРДМТ проводятся с целью определения как динамических свойств электроклапанов, так и показателей динамического совершенства камеры сгорания, а также для выявления практических возможностей улучшения эффективности преобразования топлива в импульсных режимах работы вообще и, в частности на менее экономичных режимах одиночных включений. Интервалы времени, характеризующие динамические свойства двигателя (см. рис. 9) определяются с помощью автоматизированной системы сбора и обработки экспериментальных данных (см. раздел 3.4). Значения времени О. К и З. К характеризуют быстродействие топливных электроклапанов соответственно при открытии и закрытии. Их величины, полученные в эксперименте, используются для 99 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» уточнения таких конструктивных параметров электроклапанов, как сила действия пружины, прижимающей клапан к седлу, площадь контакта клапанной пары, мощность электромагнита и т. д. Изменения в конструкцию электроклапанов вносятся до тех пор, пока не будут выполнены заданные требования по быстродействию клапанов. В зависимости от полученного значения К принимаются конструктивные меры по уменьшению объемов заклапанных полостей форсуночной головки ЖРДМТ. Форма импульса определяется значениями 0,9 и 0,1 , по мере уменьшения которых импульс приближается к прямоугольному, наилучшему с точки зрения эффективности функционирования ЖРДМТ в системе управления пространственным положением космического аппарата. Уменьшение 0,9 и 0,1 представляет сложную задачу, которая решается в основном с помощью конструктивных мероприятий: уменьшение заклапанных полостей, подбор соотношения между объемом камеры сгорания и площадью минимального сечения сопла, выбор типа и параметров форсунок и т. д. Задержка воспламенения зв ухудшает не только динамические показатели камеры сгорания и двигателя, но и снижает его экономичность. Поэтому уменьшение зв является одной из главных задач экспериментальной доводки ЖРДМТ. Для двухкомпонентных ЖРДМТ на самовоспламеняющемся топливе величина зв определяется в основном системой смесеобразования в камере сгорания. Время включения ЖРДМТ ВК и открытого состояния электроклапанов КЛ определяет величину создаваемого импульса, массовый расход топлива за одно включение и, следовательно, экономичность двигателя I y ОД. Зависимость I y ОД от КЛ или от вк представляет регулировочную характеристику ЖРДМТ, причем время вк используется для аттестации двигателя, прошедшего доводку и принятого к эксплуатации в системе управления положением аппарата в пространстве. Время же кл удобнее использовать в качестве параметра на этапе экспериментального совершенствования двигателя в процессе доводки. 100 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» В качестве примера характеристик в импульсном режиме работы на рис. 3.72 и рис. 3.73. показаны соответственно зависимости импульса тяги и удельного импульса тяги серийного ЖРДМТ 11Д428АФ-16 от длительности электрической команды. Рис. 3.72. Зависимость импульса тяги ЖРДМТ 11Д428АФ-16 от длительности электрической команды вк Рис. 3.73. Зависимость удельного импульса тяги ЖРДМТ 11Д428АФ-16 от времени включения вк 101 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Библиографический список 1.Алемасов, В.Е. Теория ракетных двигателей: учебник для студентов втузов / В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин; под редакцией В.П. Глушко.– М.: Машиностроение, 1989.– 464 с.: ил. 2. Добровольский, М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования: учебник для вузов / М.В. Добровольский. 2-е изд., перераб. и доп.; под ред. Д.А. Ягодникова.– М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2005.– 448 с.: ил. 3. Салич, В.Л. Жидкостные ракетные двигатели малой тяги: учебное пособие / В.Л. Салич, А.А. Шмаков, С.Д. Ваулин.– Челябинск: Изд-во ЮУрГУ, 2006. – 52 с.: ил. 4. Мелькумов, Т.М. Ракетные двигатели / Т.М. Мелькумов, Н.И. МеликПашаев, П.Г. Чистяков, А.Г. Шиуков.– М.: Машиностроение, 1976. – 399 с.: ил. 5. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. /Под ред. В. М. Кудрявцева. – М.: Высшая школа, 1983. – 704 с.: ил. 6. Сточек, Н.П. Гидравлика жидкостных ракетных двигателей / Н.П. Сточек, А.С. Шапиро.– М.: Машиностроение, 1978. – 128 с.: ил. 7. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей: учебник для студентов по специальности «Авиационные двигатели и энергетические установки» / Г.Г. Гахун, В.И. Баулин, В.А. Володин и др.; Под общ. ред. Г.Г. Гахуна.– М.: Машиностроение, 1978, 1989.– 424 с.: ил. 8. Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания. Справочник в 10 т. / Под ред. акад. В.П. Глушко. – М.: ВИНИТИ АН СССР, 1971–1979. 9. Шевелюк, М.И. Теоретические основы проектирования жидкостных ракетных двигателей / М.И. Шевелюк,– М.: Оборонгиз, 1960. 10. Штехер, М.С. Топлива и рабочие тела ракетных двигателей. / М.С. Штехер, М.: Машиностроение, 1976.– 301 с. 11. Егорычев, В.С. Топлива химических ракетных двигателей: учебное пособие / В.С. Егорычев, В.С. Кондрусев.– Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2007.– 72 с. : ил. 12 Фахрутдинов, И.Х. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива: учебник для машиностроительных вузов / И.Х. Фахрутдинов, А.В. Котельников.– М.: Машиностроение, 1987.–328 с.: ил. 13. Проектирование форсунок системы смесеобразования ЖРД: метод. указания к курсовому проектированию /сост. В.С. Кондрусев, В.Е. Годлевский, Л.Я. Шумихина.– Самара: САИ, 1992.– 52 с.: ил. 14. Распыление жидкостей / Ю.Ф. Дитякин, Л.Я. Клячко, Б.В. Новиков, В.И. Ягодкин.– М.: Машиностроение, 1977.– 207 с.: ил. 15. Егорычев, В.С. Проектный расчет двухкомпонентной центробежной эмульсионной форсунки / В.С. Егорычев // Проблемы и перспективы развития двигателестроения: Материалы докладов междунар. науч.-техн. конф. 24-26 июня 2009г.–В 2 ч. Ч.1.– с. 151…152.– Самара: СГАУ, 2009.– 266 с.: ил. 16. Заботин, В.Г. Характеристики ЖРД: учебное пособие / В.Г Заботин, В.С. Кондрусев, В.Е. Нигодюк. – Куйбышев: КуАИ, 1981. – 91 с.: ил. 102 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» 17. Жуковский, А.Е. Испытания жидкостных ракетных двигателей: учебник для студентов авиационных специальностей вузов / А.Е. Жуковский, В.С. Кондрусев, В.В. Окорочков. 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1992.– 352 с.: ил. 18. Экспериментальный комплекс «Научно-исследовательского центра космической энергетики» / Научно-исследовательский центр космической энергетики. – Самара: СГАУ, 2008. - 66 с.: ил. 19. Заботин, В.Г. Теплотехнические измерения в двигателях летательных аппаратов: учебное пособие / В.Г Заботин, А.Н. Первышин. – Куйбышев: КуАИ, 1990. – 67 с.: ил. 20. Рыжков, В.В. Автоматизированная система управления и информационного обеспечения исследований жидкостных ракетных двигателей малой тяги / В.В. Рыжков, Ю.С. Ивашин, А.Ю. Ивашин, Э.Ю. Петрунин // Вестник СГАУ. Сер. Проблемы и перспективы развития двигателестроения. – 2003. - 4.2. – С. 38-44. 21. Теория и техника теплофизического эксперимента: учебное пособие для вузов / Ю.Ф. Гортышев, Ф.Н. Дресвянников, Н.С. Идиатуллин и др.; Под ред. В.К. Щукина. – М.: Энергоатомиздат, 1985. – 360 с.: ил. 22. http://niimashspace.ru 103 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Егорычев Виталий Сергеевич, Сулинов Александр Васильевич Жидкостные ракетные двигатели малой тяги и их характеристики Электронное учебное пособие Самарский государственный аэрокосмический университет 443086, Самара, Московское шоссе, 34.
Жи́дкостный ракетный дви́гатель (ЖРД) - химический ракетный двигатель , использующий в качестве ракетного топлива жидкости , в том числе сжиженные газы. По количеству используемых компонентов различаются одно-, двух- и трёхкомпонентные ЖРД.
Энциклопедичный YouTube
1 / 5
✪ КАК РАБОТАЕТ ДВИГАТЕЛЬ РАКЕТЫ? [ЖРД]
✪ Жидкостный ракетный двигатель РД-191
✪ ракетные двигатели
✪ 🌑 ПАРАДОКС РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ или парадоксы ракеты Крутой эксперимент Игорь Белецкий
✪ РДМ-60-5 №36 (НН-Фруктоза-Сорбит-S-Fe2O3 61,4%-25%-8%-5%-0,6%)
Субтитры
История
На возможность использования жидкостей, в том числе жидких водорода и кислорода, в качестве топлива для ракет указывал К. Э. Циолковский в статье «Исследование мировых пространств реактивными приборами» , опубликованной в 1903 году . Первый работающий экспериментальный ЖРД построил американский изобретатель Роберт Годдард в 1926 году. Аналогичные разработки в 1931-1933 годах проводились в СССР группой энтузиастов под руководством Ф. А. Цандера . Эти работы были продолжены в организованном в 1933 году РНИИ, а в 1939 году были произведены лётные испытания крылатой ракеты 212 с двигателем ОРМ-65 .
Наибольших успехов в разработке ЖРД в первой половине XX века добились немецкие конструкторы Вальтер Тиль , Гельмут Вальтер , Вернер фон Браун и др. В ходе Второй мировой войны они создали целый ряд ЖРД для ракет военного назначения: баллистической Фау-2 , зенитных «Вассерфаль », «Шметтерлинг », «Рейнтохтер R3». В Третьем рейхе к 1944 году фактически была создана новая отрасль индустрии - ракетостроение, под общим руководством В. Дорнбергера , в то время как в других странах разработки ЖРД находились в экспериментальной стадии.
По окончании войны разработки немецких конструкторов подтолкнули исследования в области ракетостроения в СССР и в США, куда эмигрировали многие немецкие учёные и инженеры, в том числе В. фон Браун. Начавшаяся гонка вооружений и соперничество СССР и США за лидерство в освоении космоса явились мощными стимуляторами разработок ЖРД.
В 1957 году в СССР под руководством С. П. Королёва была создана МБР Р-7 , оснащённая ЖРД РД-107 и РД-108 , на тот момент самыми мощными и совершенными в мире, разработанными под руководством В. П. Глушко . Эта ракета была использована как носитель первых в мире искусственных спутников Земли , первых пилотируемых космических аппаратов и межпланетных зондов.
В 1969 году в США был запущен первый космический корабль серии «Аполлон », выведенный на траекторию полёта к Луне ракетой-носителем «Сатурн-5 », первая ступень которой была оснащена 5 двигателями F-1 . F-1 по настоящее время является самым мощным среди однокамерных ЖРД, уступая по тяге четырёхкамерному двигателю РД-170 , разработанному КБ «Энергомаш » в Советском Союзе в 1976 году.
В настоящее время ЖРД широко используются в космических программах. Как правило, это двухкомпонентные ЖРД с криогенными компонентами. В военной технике ЖРД применяются относительно редко, преимущественно на тяжёлых ракетах. Чаще всего это двухкомпонентные ЖРД на высококипящих компонентах.
Сфера использования, преимущества и недостатки
Устройство и принцип действия двухкомпонентного ЖРД
Существует довольно большое разнообразие схем устройства ЖРД, при единстве главного принципа их действия. Рассмотрим устройство и принцип действия ЖРД на примере двухкомпонентного двигателя с насосной подачей топлива как наиболее распространённого, схема которого стала классической. Другие типы ЖРД (за исключением трёхкомпонентного) являются упрощёнными вариантами рассматриваемого, и при их описании достаточно будет указать упрощения.
На рис. 1 схематически представлено устройство ЖРД.
Топливная система
Топливная система ЖРД включает в себя все элементы, служащие для подачи топлива в камеру сгорания, - топливные баки, трубопроводы, турбонасосный агрегат (ТНА) - узел, состоящий из насосов и турбины, смонтированных на едином валу, форсуночная головка, и клапаны, регулирующие подачу топлива.
Насосная подача топлива позволяет создать в камере двигателя высокое давление, от десятков атмосфер до 250 ат (ЖРД 11Д520 РН «Зенит»). Высокое давление обеспечивает большую степень расширения рабочего тела, что является предпосылкой для достижения высокого значения удельного импульса . Кроме того, при большом давлении в камере сгорания достигается лучшее значение тяговооружённости двигателя - отношения величины тяги к весу двигателя. Чем больше значение этого показателя, тем меньше размеры и масса двигателя (при той же величине тяги), и тем выше степень его совершенства. Преимущества насосной системы особенно сказываются в ЖРД с большой тягой - например в двигательных установках ракет-носителей.
На рис. 1 отработанные газы из турбины ТНА поступают через форсуночную головку в камеру сгорания вместе с компонентами топлива (11). Такой двигатель называется двигателем с замкнутым циклом (иначе - с закрытым циклом), при котором весь расход топлива, включая используемое в приводе ТНА, проходит через камеру сгорания ЖРД. Давление на выходе турбины в таком двигателе, очевидно, должно быть выше, чем в камере сгорания ЖРД, а на входе в газогенератор (6), питающий турбину, - ещё выше. Чтобы удовлетворить этим требованиям, для привода турбины используются те же компоненты топлива (под высоким давлением), на которых работает сам ЖРД (с иным соотношением компонентов, как правило, с избытком горючего , чтобы снизить тепловую нагрузку на турбину).
Альтернативой замкнутому циклу является открытый цикл, при котором выхлоп турбины производится прямо в окружающую среду через отводной патрубок. Реализация открытого цикла технически проще, поскольку работа турбины не связана с работой камеры ЖРД, и в этом случае ТНА вообще может иметь свою независимую топливную систему, что упрощает процедуру запуска всей двигательной установки. Но системы с замкнутым циклом имеют несколько лучшие значения удельного импульса , и это заставляет конструкторов преодолевать технические трудности их реализации, особенно для больших двигателей ракет-носителей, к которым предъявляются особо высокие требования по этому показателю.
В схеме на рис. 1 один ТНА нагнетает оба компонента, что допустимо в случаях, когда компоненты имеют соизмеримые плотности. Для большинства жидкостей, используемых в качестве компонентов ракетного топлива, плотность колеблется в диапазоне 1 ± 0,5 г/см³ , что позволяет использовать один турбопривод для обоих насосов. Исключение составляет жидкий водород, который при температуре 20 К имеет плотность 0,071 г/см³ . Для такой лёгкой жидкости требуется насос с совершенно другими характеристиками, в том числе с гораздо большей скоростью вращения. Поэтому, в случае использования водорода в качестве горючего , для каждого компонента предусматривается независимый ТНА.
Вытеснительная система. При небольшой тяге двигателя (и, следовательно, небольшом расходе топлива) турбонасосный агрегат становится слишком «тяжеловесным» элементом, ухудшающим весовые характеристики двигательной установки. Альтернативой насосной топливной системе служит вытеснительная, при которой поступление топлива в камеру сгорания обеспечивается давлением наддува в топливных баках, создаваемое сжатым газом, чаще всего азотом, который негорюч, неядовит, не является окислителем и сравнительно дёшев в производстве. Для наддува баков с жидким водородом употребляется гелий, так как другие газы при температуре жидкого водорода конденсируются и превращаются в жидкости.
При рассмотрении функционирования двигателя с вытеснительной системой подачи топлива из схемы на рис. 1 исключается ТНА, а компоненты топлива поступают из баков прямо на главные клапаны ЖРД (9, 10). Давление в топливных баках при вытеснительной подаче должно быть выше, чем в камере сгорания, баки - прочнее (и тяжелее), чем в случае насосной топливной системы. На практике давление в камере сгорания двигателя с вытеснительной подачей топлива ограничивается величинами 10-15 ат . Обычно такие двигатели имеют сравнительно небольшую тягу (в пределах 10 т ). Преимуществами вытеснительной системы является простота конструкции и скорость реакции двигателя на команду пуска, особенно, в случае использования самовоспламеняющихся компонентов топлива. Такие двигатели служат для выполнения маневров космических аппаратов в космическом пространстве. Вытеснительная система была применена во всех трёх двигательных установках лунного корабля «Аполлон » - служебной (тяга 9760 кгс ), посадочной (тяга 4760 кгс ), и взлётной (тяга 1950 кгс ).
Форсуночная головка
- узел, в котором смонтированы форсунки, предназначенные для впрыска компонентов топлива в камеру сгорания. (Зачастую можно встретить неправильное название этого узла "смесительная головка". Это - неточный перевод, калька с англоязычных статей. Суть ошибки - смешение компонентов топлива происходит в первой трети камеры сгорания, а не в форсуночной головке.) Главное требование, предъявляемое к форсункам - максимально быстрое и тщательное перемешивание компонентов при поступлении в камеру, потому что от этого зависит скорость их воспламенения и сгорания.
Через форсуночную головку двигателя F-1 , например, в камеру сгорания ежесекундно поступает 1,8 т жидкого кислорода и 0,9 т керосина. И время нахождения каждой порции этого топлива и продуктов его сгорания в камере исчисляется миллисекундами . За это время топливо должно сгореть насколько возможно полнее, так как несгоревшее топливо - это потеря тяги и удельного импульса . Решение этой проблемы достигается рядом мер:
- Максимальное увеличение числа форсунок в головке, с пропорциональной минимизацией расхода через одну форсунку. (В форсуночной головке двигателя F-1 устанавливается 2600 форсунок для кислорода и 3700 форсунок для керосина).
- Специальная геометрия расположения форсунок в головке и порядок чередования форсунок горючего и окислителя .
- Специальная форма канала форсунки, благодаря которой при движении по каналу жидкости сообщается вращение, и при поступлении в камеру она разбрасывается в стороны центробежной силой .
Система охлаждения
Ввиду стремительности процессов, происходящих в камере сгорания ЖРД, лишь ничтожная часть (доли процента) всей теплоты, вырабатываемой в камере, передаётся конструкции двигателя, однако, ввиду высокой температуры горения (иногда - свыше 3000 К), и значительного количества выделяемого тепла, даже малой его части достаточно для термического разрушения двигателя, поэтому проблема предохранения материальной части ЖРД от высоких температур весьма актуальна. Для её решения существуют два принципиальных способа, которые часто сочетаются - охлаждение и теплозащита .
Для ЖРД с насосной подачей топлива в основном применяются один метод охлаждения совместно с одним методом теплозащиты стенок камеры ЖРД: проточное охлаждение и пристенный слой [неизвестный термин ] . Для небольших двигателей с вытеснительной топливной системой часто применяется абляционный метод охлаждения .
Проточное охлаждение состоит в том, что в стенке камеры сгорания и верхней, наиболее нагреваемой части сопла тем или иным способом создаётся полость (иногда называемая «рубашкой охлаждения»), через которую перед поступлением в форсуночную головку проходит один из компонентов топлива (обычно - горючее), охлаждая таким образом стенку камеры.
Если тепло, поглощённое охлаждающим компонентом, возвращается в камеру вместе с самим теплоносителем, то такая система называется «регенеративной» , если отведённое тепло не попадает в камеру сгорания, а сбрасывается наружу, то это называется «независимым » методом проточного охлаждения.
Разработаны разные технологические приёмы для создания рубашки охлаждения. Камера ЖРД-ракеты Фау-2 , например, состояла из двух стальных оболочек, внутренней (т. н. «огневой стенки») и внешней, повторявших форму друг друга. По зазору между этими оболочками проходил охлаждающий компонент (этанол). Из-за технологических отклонений толщины зазора возникали неравномерности течения жидкости, в результате создавались локальные зоны перегрева внутренней оболочки, которая часто прогорала в этих зонах с катастрофическими последствиями.
В современных двигателях внутренняя часть стенки камеры изготовляется из высокотеплопроводных бронзовых сплавов. В ней создаются узкие тонкостенные каналы методом фрезерования (15Д520 РН 11К77 «Зенит» , РН 11К25 «Энергия»), или травления кислотой (SSME Space Shuttle). Снаружи эта конструкция плотно обхватывается несущей листовой оболочкой из стали или титана , которая воспринимает силовую нагрузку внутреннего давления камеры. По каналам циркулирует охлаждающий компонент. Иногда рубашка охлаждения собирается из тонких теплопроводных трубок, для герметичности пропаянных бронзовым сплавом, но такие камеры рассчитаны на более низкое давление.
Пристенный слой [неизвестный термин ] (пограничный слой, американцы используют также термин «curtain» - занавеска) - это газовый слой в камере сгорания, находящийся в непосредственной близости от стенки камеры, и состоящий преимущественно из паров горючего . Для организации такого слоя по периферии смесительной головки устанавливаются только форсунки горючего. Ввиду избытка горючего и недостатка окислителя химическая реакция горения в пристенном слое происходит гораздо менее интенсивно, чем в центральной зоне камеры. В результате температура пристенного слоя оказывается значительно ниже, чем температура в центральной зоне камеры, и он изолирует стенку камеры от непосредственного контакта с наиболее горячими продуктами горения. Иногда в дополнение к этому на боковых стенках камеры устанавливаются форсунки, выводящие часть горючего в камеру прямо из рубашки охлаждения, также с целью создания пристенного слоя.
Запуск ЖРД
Запуск ЖРД - ответственная операция, чреватая тяжёлыми последствиями в случае возникновения нештатных ситуаций в ходе её выполнения.
Если компоненты топлива являются самовоспламеняющимися, то есть вступающими в химическую реакцию горения при физическом контакте друг с другом (например гептил /азотная кислота), инициация процесса горения не вызывает проблем. Но в случае, когда компоненты не являются таковыми (например кислород/керосин), необходим внешний инициатор воспламенения, действие которого должно быть точно согласовано с подачей компонентов топлива в камеру сгорания. Несгоревшая топливная смесь - это взрывчатка большой разрушительной силы, и накопление её в камере грозит тяжёлой аварией.
После воспламенения топлива поддержание непрерывного процесса его горения происходит само собой: топливо, вновь поступающее в камеру сгорания воспламеняется за счёт высокой температуры, созданной при сгорании ранее введённых порций.
Для первоначального воспламенения топлива в камере сгорания при запуске ЖРД используются разные методы:
- Использование самовоспламеняющихся компонентов (как правило, на основе фосфоросодержащих пусковых горючих, самовоспламеняющихся при взаимодействии с кислородом), которые в самом начале процесса запуска двигателя вводятся в камеру через специальные, дополнительные форсунки из вспомогательной топливной системы, а после начала горения подаются основные компоненты. Наличие дополнительной топливной системы усложняет устройство двигателя, зато позволяет его неоднократный повторный запуск.
- Электрический воспламенитель, размещаемый в камере сгорания вблизи форсуночной головки, который при включении создаёт электрическую дугу или серию искровых разрядов высокого напряжения. Такой воспламенитель - одноразовый. После воспламенения топлива он сгорает.
- Пиротехнический воспламенитель. Вблизи форсуночной головки в камере размещается небольшая пиротехническая шашка зажигательного действия, которая поджигается электрическим запалом .
Автоматика запуска двигателя согласовывает по времени действие воспламенителя и подачу топлива.
Запуск больших ЖРД с насосной топливной системой состоит из нескольких стадий: сначала запускается и набирает обороты ТНА (этот процесс также может состоять из нескольких фаз), затем включаются главные клапаны ЖРД, как правило, в две или больше ступеней с постепенным набором тяги от ступени к ступени до нормальной.
Для относительно небольших двигателей практикуется запуск с выходом ЖРД сразу на 100 % тяги, называемый «пушечным».
Система автоматического управления ЖРД
Современный ЖРД снабжается довольно сложной автоматикой, которая должна выполнять следующие задачи:
- Безопасный пуск двигателя и вывод его на основной режим.
- Поддержание стабильного режима работы.
- Изменение тяги в соответствии с программой полёта или по команде внешних систем управления.
- Отключение двигателя по достижении ракетой заданной орбиты (траектории).
- Регулирование соотношения расхода компонентов.
Из-за технологического разброса гидравлических сопротивлений трактов горючего и окислителя соотношение расходов компонентов у реального двигателя отличается от расчётного, что влечёт за собой снижение тяги и удельного импульса по отношению к расчётным значениям. В результате ракета может так и не выполнить свою задачу, израсходовав полностью один из компонентов топлива. На заре ракетостроения с этим боролись, создавая гарантийный запас топлива (ракету заправляют большим, чем расчётное, количеством топлива, чтобы его хватило при любых отклонениях реальных условий полёта от расчётных). Гарантийный запас топлива создаётся за счёт полезного груза. В настоящее время большие ракеты оборудуются системой автоматического регулирования соотношения расхода компонентов, которая позволяет поддерживать это соотношение близким к расчётному, сократить, таким образом, гарантийный запас топлива, и соответственно увеличить массу полезной нагрузки.
Система автоматического управления двигательной установкой включает в себя датчики давления и расхода в разных точках топливной системы, а исполнительными органами её являются главные клапаны ЖРД и клапаны управления турбиной (на рис. 1 - позиции 7, 8, 9 и 10).
Компоненты топлива
Выбор компонентов топлива является одним из важнейших решений при проектировании ЖРД, предопределяющий многие детали конструкции двигателя и последующие технические решения. Поэтому выбор топлива для ЖРД выполняется при всестороннем рассмотрении назначения двигателя и ракеты, на которой он устанавливается, условий их функционирования, технологии производства, хранения, транспортировки к месту старта и т. п.
Одним из важнейших показателей, характеризующих сочетание компонентов, является удельный импульс , который имеет особенно важное значение при проектировании ракет-носителей космических аппаратов, так как от него в сильнейшей степени зависит соотношение массы топлива и полезного груза, а следовательно, размеры и масса всей ракеты (см. Формула Циолковского), которые при недостаточно высоком значении удельного импульса могут оказаться нереальными. В следующей таблице приведены основные характеристики некоторых сочетаний компонентов жидкого топлива.
| Окислитель | Горючее | Усреднённая плотность топлива , г/см³ |
Температура в камере сгорания, К |
Пустотный удельный импульс, с |
|---|---|---|---|---|
| Кислород | Водород | 0,3155 | 3250 | 428 |
| Кислород | Керосин | 1,036 | 3755 | 335 |
| Кислород | 0,9915 | 3670 | 344 | |
| Кислород | Гидразин | 1,0715 | 3446 | 346 |
| Кислород | Аммиак | 0,8393 | 3070 | 323 |
| Тетраоксид диазота | Керосин | 1,269 | 3516 | 309 |
| Тетраоксид диазота | Несимметричный диметилгидразин | 1,185 | 3469 | 318 |
| Тетраоксид диазота | Гидразин | 1,228 | 3287 | 322 |
| Фтор | Водород | 0,621 | 4707 | 449 |
| Фтор | Гидразин | 1,314 | 4775 | 402 |
| Фтор | Пентаборан | 1,199 | 4807 | 361 |
Помимо удельного импульса при выборе компонентов топлива решающую роль могут сыграть и другие показатели свойств топлива, в том числе:
- Плотность , влияющая на размеры баков компонентов. Как следует из таблицы, водород является горючим, с самым большим удельным импульсом (при любом окислителе), однако он обладает крайне низкой плотностью. Поэтому первые (самые большие) ступени ракет-носителей обычно используют другие (менее эффективные, но более плотные) виды горючего, например керосин, что позволяет уменьшить размеры первой ступени до приемлемых. Примерами такой «тактики» служат ракета «Сатурн-5 », первая ступень которой использует компоненты кислород /керосин , а 2-я и 3-я ступени - кислород/водород , и система «Спейс шаттл », в которой в качестве первой ступени использованы твердотопливные ускорители.
- Температура кипения
, которая может накладывать серьёзные ограничения на условия эксплуатации ракеты. По этому показателю компоненты жидкого топлива подразделяют на криогенные - охлаждённые до крайне низких температур сжиженные газы, и высококипящие - жидкости, имеющие температуру кипения выше 0 °C
.
- Криогенные компоненты не могут долго храниться, и транспортироваться на большие расстояния, поэтому они должны изготовляться (по крайней мере сжижаться) на специальных энергоёмких производствах, находящихся в непосредственной близости от места старта, что делает пусковую установку совершенно немобильной. Помимо этого, криогенные компоненты обладают и другими физическими свойствами, предъявляющими дополнительные требования к их использованию. Например, наличие даже незначительного количества воды или водяного пара в ёмкостях со сжиженными газами приводит к образованию очень твёрдых кристаллов льда, которые при попадании в топливную систему ракеты воздействуют на её части как абразивный материал и могут стать причиной тяжёлой аварии. За время многочасовой подготовки ракеты к старту на ней намерзает большое количество инея, превращающегося в лёд, и падение его кусков с большой высоты представляет опасность для персонала, занятого в подготовке, а также для самой ракеты и стартового оборудования. Сжиженные газы после заправки ими ракеты начинают испаряться, и до момента старта их нужно непрерывно пополнять через специальную систему подпитки. Избыток газа, образующегося при испарении компонентов, необходимо отводить таким образом, чтобы окислитель не смешивался с горючим, образуя взрывчатую смесь.
- Высококипящие компоненты гораздо более удобны при транспортировке, хранении и оперировании с ними, поэтому в 1950-е годы они вытеснили криогенные компоненты из области военного ракетостроения. В дальнейшем эта область всё в большей степени стала заниматься твёрдым топливом. Но при создании космических носителей криогенные топлива пока сохраняют своё положение за счёт высокой энергетической эффективности, а для выполнения маневров в космическом пространстве, когда топливо должно сохраняться в баках месяцами, а то и годами, наиболее приемлемыми являются высококипящие компоненты. Иллюстрацией такого «разделения труда» могут служить ЖРД, задействованные в проекте «Аполлон »: все три ступени ракеты-носителя «Сатурн-5 » используют криогенные компоненты, а двигатели лунного корабля, предназначенные для коррекции траектории и для маневров на окололунной орбите, - высококипящие несимметричный диметилгидразин и тетраоксид диазота .
- Химическая агрессивность . Этим качеством обладают все окислители. Поэтому наличие в баках, предназначенных для окислителя, даже незначительных количеств органических веществ (например жировых пятен, оставленных человеческими пальцами) может вызвать возгорание, вследствие которого может загореться материал самого бака (алюминий, магний, титан и железо очень энергично горят в среде ракетного окислителя). Из-за агрессивности окислители, как правило, не используются в качестве теплоносителей в системах охлаждения ЖРД, а в газогенераторах ТНА, для снижения тепловой нагрузки на турбину рабочее тело перенасыщается горючим, а не окислителем. При низких температурах жидкий кислород является, пожалуй, самым безопасным окислителем, потому, что альтернативные окислители, такие как тетраоксид диазота или концентрированная азотная кислота вступают в реакцию с металлами, и хотя они являются высококипящими окислителями, которые могут подолгу храниться при нормальной температуре, время службы баков, в которых они находятся, ограничено.
- Токсичность компонентов топлива и продуктов их горения является серьёзным ограничителем их использования. Например, фтор , как следует из таблицы выше, как окислитель более эффективен, чем кислород , однако в паре с водородом он образует фтороводород - вещество крайне токсичное и агрессивное, и выброс нескольких сотен, тем более тысяч тонн такого продукта сгорания в атмосферу при запуске большой ракеты сам по себе является крупной техногенной катастрофой даже при удачном запуске. А в случае аварии и разлива такого количества этого вещества ущерб не поддаётся учёту. Поэтому фтор не используется в качестве компонента топлива. Токсичными являются и тетраоксид азота, азотная кислота и несимметричный диметилгидразин. В настоящее время предпочитаемым (с экологической точки зрения) окислителем является кислород, а горючим - водород, за которым следует керосин.
Различают камеры ЖРДМТ, работающие на одно- и двухкомпонентных топливах.
Большей эффективностью и расширяющейся областью применения обладают двухкомпонентные ЖРДМТ.
Камеры двухкомпонентных ЖРДМТ. Различают камеры с постоянной и переменной площадью проходного сечения смесительной головки, а также однофорсуночные и многофорсуночные камеры.
Камеры с изменяемой площадью проходного сечения называют дросселируемыми; обычно такие камеры являются также однофорсуночными.
Камеры с постоянным проходным сечением смесительной головки и несколькими форсунками просты по конструкции, но имеют несколько повышенные значения времени выхода на режим и времени спада тяги в связи с расположением пуско-отсечных клапанов на входе в головку и наличием определенного объема между указанными клапанами и днищем головки; этот объем должен быть возможно меньшим.
В камерах ЖРДМТ применяют как центробежные, так и струйные форсунки.
В камерах ЖРД тягой 10 и 400 Н ИСЗ "Симфония" и КА "Галилей" использована смесительная головка с одной двухкомпонентной центробежной форсункой, при этом в камере создается соосная вращающаяся струя компонентов топлива, обеспечивающая конический распыл капель. Форсунка обеспечивает также внутреннее охлаждение стенок камеры путем создания избытка окислителя в пристеночном слое продуктов сгорания.
В камере ЖРДМТ к.т Е-3 (вспомогательный двигатель ДУ реактивной системы управления МТКК "Спейс шаттл") использована одна двухкомпонентная форсунка со сталкивающимися струями окислителя и горючего. Коллектор головки имеет небольшой объем, что обеспечивает: 1) быстрое заполнение и опорожнение коллектора; 2) сведение к минимуму изменения характеристик двигателя вследствие насыщения компонентов топлива вытесняющим гелием и 3) устраняет большие забросы давления в камере при воспламенении топлива в процессе запуска.
При неизменном давлении в топливных баках и, следовательно, на входе в смесительную головку для изменения тяги камеры ЖРД применяют головку с изменяемой площадью впрыска компонентов топлива. Легче всего это обеспечить, если смесительная головка представляет собой единственную двухкомпонентную форсунку, подвижный элемент которой (например, втулка, перемещающаяся по оси головки) одновременно изменяет проходные сечения впрыска для обоих компонентов топлива.
В этом случае в заданном диапазоне изменения тяги перепад давлений на форсунках можно сохранять практически неизменным, что важно для обеспечения качества распыла компонентов топлива и устойчивости работы камеры. С уменьшением расхода компонентов топлива давление в камере и, следовательно, полнота сгорания топлива снижаются. Такую головку применяли в камере посадочного ЖДР лунной ступени КК "Аполлон"; этот двигатель обеспечивал уменьшение тяги в 10 раз по сравнению с тягой при работе на номинальном режиме.
В двигателях RS-2101C КА "Викинг-75" и R-4D-1l использованы струйные форсунки со сталкивающимися струями окислителя и горючего. Форсунки размещаются на единственной окружности, имеющей средний радиус между центром и стенкой камеры сгорания.
При работе ЖРДМТ температура головки камеры должна быть такой, чтобы исключалась возможность вскипания компонентов топлива в ее полости. Для этого между головкой и камерой сгорания часто устанавливают тонкостенную цилиндрическую перфорированную термоизоляционную про ставку. Уменьшение теплового потока в головку и одновременно увеличение полноты сгорания топлива обеспечивается при изготовлении смесительной головки из пластины, в которой вытравливают многочисленные топливные каналы, обеспечивающие ее пористое охлаждение, и которая обусловливает равномерность и точность поступления компонентов топлива в камеру сгорания.
Головку некоторых камер ЖРДМТ изготавливали из алюминиевых сплавов. Такой материал использовали, в частности, в головке камеры вспомогательных двигателей МА-109 КК "Аполлон" тягой 450 Н. В головке камеры двигателя RS-2101 применяли алюминиевый сплав 2219-Т6. Так как камеру сгорания этого двигателя изготавливали из бериллия, то между головкой и камерой сгорания было поставлено V -образное уплотнительное кольцо, покрытое слоем золота, и кольцо из витона.
Головку камеры двигателя R-40 изготавливают из стали и алюминиевого сплава, головку камеры ЖРД тягой 1 О и 400 Н ИСЗ "Симфония" и КА "Галилей" - из коррозионно-стойкой стали, а в двигателях R-4D-11
и R-1E-3 - из титанового сплава.
В целях упрочнения при повышенных температурах применяли обмотку алюминиевого фланца, соединяющего головку с камерой сгорания, стеклотканью с пропиткой фенольной смолой. Однако чаще всего головку соединяют с камерой сгорания сваркой (если стыкуемые стенки изготовлены из свариваемых материалов) .
В камерах сгорания и соплах камер "ЖРДМТ R-40A, R-4D-11, R-IE-3, R-6C и R·БВ использованы сварные швы. В камерах ЖРД тягой 1 О и 400 Н ИСЗ "Симфония" все соединения выполнены электронно-лучевой сваркой, обеспечивающей высокую герметичность стыков.
Камеры двухкомпонентных ЖРД при непрерывном режиме работы на топливе N 2 О 4 и ММГ при Р а = 40 .. .150 и тяге Р П = 2,2 ... 445 Н обеспечивают удельный импульс 1 у.п = 2735 ... 2825 м/с (табл. 8.2). При импульсном режиме ЖРДМТ удельный импульс ниже, причем чем меньше время импульса тяги, тем ниже удельный импульс. Время импульса тяги определяется временем подачи напряжения на топливные клапаны (электро-гидроклапаны}, устанавливаемые на головке камеры, которое называют шириной электрического импульса. При τ min = 6…20 мс удельный импульс ЖРДМТ обычно равен 1860 ... 2350 м/с. Достаточно высокий удельный импульс двигателя R-IE-3 (2350 м/с) при ширине электрического импульса 40 мс обусловлен небольшим объемом внутренней полости смесительной головки.
Секундный расход компонентов топлива имеет чрезвычайно низкие значения. Например, в ЖРД R-6B расходы окислителя и горючего составляют всего 0,5 и 0,3 г/с соответственно.
Конструкция камер ЖРДМТ зависит от метода охлаждения. Используют регенеративное, абляционное, внутреннее (пленочное), лучистое и комбинированное охлаждение.
Наиболее эффективным является регенеративное охлаждение, но его реализация в камерах ЖРДМТ весьма затруднительна: при малой тяге и малых давлениях в камере соотношение поверхностной плотности теплового потока и поверхности камеры обусловливает высокую температуру охладителя; к тому же из-за малого расхода охладителя его скорость в охлаждающих каналах оказывается недостаточной для охлаждения стенок камеры. В результате температура стенок камеры и охладителя может возрастать до недопустимых значений, происходят разложение или пленочное кипение охладителя и другие недопустимые явления. В частности, гидразин и горючие на его основе имеют ограничение по температуре во всем объеме из-за возможного разложения.
Камеры с регенеративным охлаждением имеют ограниченную работоспособность на переменной тяге, в частности на самовоспламеняющихея топливах длительного хранения.
Камера ЖРДМТ КА "Маринер-9" имела толстостенную камеру сгора- ния из бериллия С высокой теплопроводностью с внешним проточным охлаждением.
Абляционное охлаждение камер ЖРДМТ обеспечивает простоту их конструкции И минимальный тепловой поток в окружающую среду, но камеры с абляционным охлаждением имеют большую массу по сравнению с камерами, имеющими лучистое охлаждение (из-за достаточно толстого слоя абляционного материала) . Масса камеры с абляционным охлаждением возрастает по закону квадратного корня из времени ее работы. При большом времени работы масса таких камер может стать чрезмерной.
Абляционное охлаждение применяли в ряде ЖРД КК "Аполлон" (во взлетном жрд лунной ступени, тормозных ЖРД, включающихся при подлете к Земле, и др.), применяют в камере сгорания и сопле основного ЖРД (рис. 8.7) и восьми ЖРД ориентации ступени разделения головных частей МБР М-Х, причем камеру изготавливают из монолитной бериллиевой заготовки; на внутреннюю поверхность камеры сгорания и сопла наносят слой абляционного материала, причем на сопле последний имеет низкую плотность. Бериллий отличается прочностью и долговечностью, а также не требует покрытия. В качестве абляционного материала используется, в частности, материал на основе фенольной смолы и двуокиси кремния.
Лучистое охлаждение обеспечивает просто ту конструкции и относительно малую массу камеры ЖРДМТ по сравнению с абляционным охлаждением, особенно при большом времени работы двигателя. При лучистом охлаждении создается большой тепловой поток в окружающую среду. Это может вызвать повреждения соседних элементов конструкции ЛА, поэтому желательно открытое размещение камеры, а не внутри отсека ЛА. Для камер с лучистым охлаждением характерна высокая температура стенок камеры, что обусловливает необходимость применения тугоплавких металлов (молибдена, вольфрама, тантала и ниобия) и сплавов на их основе. Характеристики и срок службы камер с лучистым охлаждением определяются выбранными жаропрочными и тугоплавкими металлами и покрытиями, предотвращающими окисление жаропрочных и тугоплавких металлов при повышенных температурах. При этом покрытия должны обладать достаточно высокой адгезией.
Ограничения температуры стенок достигают также путем подбора соответствующей комбинации смесительной головки и конфигурации камеры сгорания.
Камеру ЖРДМТ МА·109 КК "Аполлон" тягой 441 Н изготавливали из ниобия с силицидным покрытием. на горловину сопла наносили покрытие из дисилицида молибдена. Для аналогичных камер применяли молибденовый сплав, содержащий добавки Тi и Zr, или молибден с покрытием из дисилицида молибдена Мо Si 2 .
Для изготовления сопловых насадков, использующих лучистое охлаждение, также применяют тугоплавкие и жаропрочные металлы.
Сопло камеры ЖРДМТ КА "Маринер-9" изготовляли из жаропрочной стали с присадками кобальта, такое сопло во время работы нагревалось докрасна (до температуры примерно 1375 К).
Кроме малой химической стойкости к продуктам сгорания тугоплавкие металлы являются дорогими материалами, а изготовление из них / камер отличается сложностью вследствие хрупкости указанных металлов. Разработка стойких к окислению покрытий тугоплавких металлов с большим ресурсом представляет собой определенные трудности.
В некоторых случаях покрытие не только защищает поверхность стенки от окисления, но и увеличивает ее излучательную способность, что обусловливает дополнительное снижение температуры стенки. Такими свойствами обладает, в частности, слой окиси алюминия, нанесенный на поверхность стенки из никелевого сплава.
Для создания пленочного охлаждения стенок камеры сгорания и сопла на периферии головки камеры размещают форсунки, создающие пристеночный слой с избытком окислителя или горючего (последнее применяют чаще). Например, в головке камеры ЖРД R-4D-11 наряду с восемью двухструйными форсунками со сталкивающимися струями окислителя и горючего имеются 16 форсунок для обеспечения пленочного охлаждения.
Пленочное охлаждение окислителем использовалось, как указано выше, для стенок цилиндрической части камеры сгорания ЖРД тягой 10 и 400 Н ИСЗ "Симфония" и используется для стенок камеры вспомогательных ЖРД МБР "Минитмен Ш", для чего тратится горючее (примерно 13 % общего расхода). Стенки последней (а также ее смесительную головку) изготавливают из ниобиевого сплава SCb-291. Выбор этого сплава обусловлен его инертностью по отношению к азотной кислоте, которая может образовываться при длительном хранении четырехокиси азота.
Камеры с пленочным охлаждением выдерживают высокие значения поверхностной плотности теплового потока и обладают минимальными значениями указанной плотности в окружающую среду. Для таких камер характерны потери, вызванные снижением эффективности горения в пристеночном слое.
Пленочное охлаждение часто применяют в комбинации с лучистым, при этом камеру изготавливают также нз тугоплавких металлов. Например, у камеры с пленочным охлаждением, выполненной из ниобия, допустимая температура стенок составляет 2030 К.
Специфичное охлаждение применялось для камеры ЖРД RS-2101C КА "Викинг-75". Горючее распылялось на внутренней поверхности стенок сужающейся части сопла, испарялось, отбирая тепловые потоки, распространяющиеся по стенке из указанной части сопла к цилиндрической части камеры. Это распространение обеспечивал ось тем, что камеру сгорания изготавливали из бериллия, обладающего очень высокой теплопроводностью. В цилиндрической части камеры теплота поглощается испаряющейся пленочной завесой, подаваемой в нее со стороны сужающейся части сопла. Такое охлаждение называют внутренним регенеративным охлаждением.
Комбинация внутреннего и лучистого охлаждения применена в камере вспомогательного двигателя ДУ реактивной системы управления МТКК "Спейс шаттп", при этом у стенки камеры сгорания и сопла создается слой продуктов сгорания с избытком горючего. Это осуществляется изменением угла впрыска части горючего, идущего на пленочное охлаждение. Более крутой угол улучшает охлаждение в зоне стыка распылительной головки и камеры сгорания, что приводит к уменьшению температуры
головки при цикле работы двигателя. Слой термоизоляционного материала с низкой теплопроводностью может работать при температуре стенок камеры сгорания 1700 К. При максимальной температуре стенки в минимальном сечении сопла 1285 К обеспечивается ресурс камеры 7,2"105 с. Максимальное время непрерывной работы составляет 125 с.
Максимальная температура стенок камеры ЖРДМТ R-4OA, R-4D-1l, R-1E.3, R-6C и R-6B относительно невысокая (в диапазоне 1313 ... 1563 К). Это позволяет обеспечить достаточные запасы прочности при изготовлении стенок камеры сгорания и сопла из сплавов ниобия и титана.
В камере ЖРДМТ ДУ RSPE, обеспечивающей маневрирование головной части МБР "Минитмен IП", головку, камеру сгорания и сопло изготавливают также из ниобия (расчетная температура камеры 2030 К).
В ряде камер используют покрытие R-512A, наносимое методом наплавления. Оно рассчитано на максимальные температуры 1800 .. .1920 К. Покрытие R -512А представляет собой специальный стеклообразный шероховатый силицидный материал для защиты от окисления и обеспечения продолжительного срока службы. Толщина наносимого покрытия - примерно 75 .. .125 мкм; указанную толщину и однородность покрытия необходимо после нанесения измерять с помощью специального датчика (в частности, на вихревых точках).
Сочетание ниобиевого сплава С-I03 и покрытия R-512A на внешней внутренней поверхностях камеры основного и вспомогательного двигателя ДУ реактивной системы управления МТКК "Спейс шаттл" (R-40A и R-lЕ-3) обеспечивает большой запас по ресурсу и надежность для полета ИТКК, а также повышенную пластичность во всем диапазоне температур во время полета.
Внешнюю поверхность камер "Д R-40A и R-1E-3 покрывают термоизоляцией из материала дайнафлекс плотностью 400 кг/м 3 , помещенной внутри титанового корпуса. Указанные ЖРД размещены внутри фюзеляжа МТКК "Спейс шаттл", и термоизоляция предохраняет внутренние элементы конструкции корабля от чpeзмерного нагрева из-за пучис1"ЫХ тепловых потоков, так как она поддерживает температуру внешней поверхности камеры не более 450 К при любых условиях работы на земле и в пустоте.
Для обеспечения температуры камеры вспомогательного ЖРД лунного КА "Сервейер" между циклами работы в диапазоне -17 ... ± 37 °С на большую часть внешней поверхности камеры наносили покрытие золотом.
На рис. 8Я показан ЖРД апогейной ДУ ИСЗ "Лисят", камера которого имеет лучистое охлаждение.
Комбинация внутреннего и лучистого охлаждения применена в ЖРД R-4D. Часть горючего в избыточном количестве поступает в пристеночный слой, что также улучшает охлаждение в зоне раздела смесительной головки и камеры сгорания. Минимальная температура стенок камеры сгорания при непрерывном режиме работы составляет 1300 К.
Весьма эффективно комбинированное (регенеративное, внутреннее и лучистое) охлаждение камер ЖРД ИСЗ "Симфония" тягой 10 и 400 Н. Особенность охлаждения указанных камер состоит в том, что в камере тягой 400 Н регенеративное охлаждение горючим применено для области горловины сопла, а в камере тягой 10 Н - для нижней части камеры сгорания.
Лучистое охлаждение применено для изготовленных из нимоника горловины и расширяющейся части сопла камер ЖРД тягой 10 и 400 Н ИСЗ "Симфония" .
Максимальное время непрерывной работы камеры тягой 10 Н при стендовых огневых испытаниях превышало 3 103 с. Неизменное тепловое состояние камеры ЖРД тягой 400 Н с указанным выше комбинированным охлаждением также обеспечивалось при длительной работе (более 10,8 103 с). Почти не наблюдается явление теплового поглощения. При толщине стенки камеры 1;i мм ее теплоемкость невелика. Температура горючего в тракте охлаждения камеры после выключения двигателя повышалась лишь на 1О К.
Сопло камеры основного ЖРД ступени М-Х изготавливают из кевлара.
Некоторые ЖРДМТ могут работать на различных горючих. Например, в двигателе R-4D -11, кроме ММГ, могут использоваться гидразин и аэрозин-50 .
ЖРДМТ (а следовательно, и камеры) могут работать как в импульсном, так и в непрерывном режимах. Импульсный режим используется в основном для маневров управления положением в пространстве и по крену. Особенностью работы в импульсном режиме является относительно малое значение импульса тяги, создаваемое при одном цикле работы, даже если камера развивает относительно большую тягу; это позволяет избежать длительных режимов работы камеры, предъявляющих более жесткие требования к ее охлаждению; кроме того, можно обеспечивать различные значения импульса тяги при постоянной тяге путем изменения лишь времени цикла работы.
Однако импульсный режим работы накладывает ограничения на выбор топлива (отработаны ЖРДМТ многократного включения лишь на самовосппаменяющихся топливах) и, как уже отмечалось, обусловливает снижение удельного импульса камеры.
ЖРД большой тяги при подаче компонентов топлива под давлением наддува баков при неработающих насосах могут развивать тягу, соответствующую тяге ЖРДМТ. Например, при таком режиме работы ЖРД RL-10 обеспечивает тягу 854 Н и удельный импульс в пустоте примерно 4000 м/с.
Значения Кт для топлива N 2 0 4 + ММГ для большинства ЖРДМТ выбирают равными 1,60 ... 1,65 (с допуском ± 0,03 ... 0,05).
Для уменьшения размеров" и массы камеры ЖРДМТ можно увеличить давление р к но высокие давления р к приводят к ужесточению требований к охлаждению, особенно в области горловины сопла.
Для демпфирования ВЧ-колебаний при горении в камере сгорания ряда ЖРДМТ (R40A, R-4D-ll, RS-2101C и др.) на периферии смесительной головки размещаются акустические полости (акустические резонансные демпферы).
С помощью акустических полостей достигается динамическая устойчивость горения, обеспечивающая почти полную нечувствительность ко всем естественным и искусственно вводимым возмущениям, а также устойчивую работу камеры в широком диапазоне рабочих условий, включая переходные процессы.
Ряд ЖРДМТ обладает очень большим ресурсом, например, наработка ЖРДМТ R-4D на номинальном режиме может достигать 3,6 106 с. Ресурс вспомогательных двигателей ДУ реактивной системы управления МТКК "Спейс шаттл" также намечено довести до 106 с путем использования усовершенствования технологии камер и методов нанесения, защитных покрытий, а также усовершенствованных методов эксплуатационного обслуживания.
Ресурс камеры зависит не только от используемых конструкционных материалов и покрытий, НО И от выбранных параметров. В частности, по мере снижения температуры продуктов сгорания в камере ее ресурс возрастает.
Обычно плоскость выходного сечения сопла камер ЖРДМТ перпендикулярна их продольной оси. Однако основные и вспомогательные двигатели ДУ реактивной системы управления МТКК "Спейс шаттл" утоплены в фюзеляже корабля, и их выходное сечение спрофилировано заподлицо с поверхностью фюзеляжа. Из-за различного положения камер относительно фюзеляжа получается 17 различных углов среза сопел для основных и четыре для вспомогательных ЖРД.
Ось сопла камеры ЖРД обычно является продолжением оси камеры сгорания, но сопло может быть расположено под углом (в некоторых случаях под большим углом (до 1000)) к продолжению оси камеры сгорания; надобность в этом может возникнуть в первую очередь для ЖРД системы курса. По условиям компоновки выходное сечение сопла может иметь прямоугольную форму (например, с соотношением длин сторон, равным двум) .
Камеры однокомпонентных ЖРДМТ. Конструкция и параметры однокомпонентных камер, как и однокомпонентных газогенераторов, зависят от способа разложения топлива. Камеры с каталитическим разложением в CIIIA разрабатывает фирма "Хайес". В камерах с термическим разложением компонент топлива разлагается при контакте с нагретой поверхностью, причем наиболее распространены электрические нагреватели. Электронагреватель применен, в частности, в камере разложения ЖРД тягой 0,3 Н фирмы TRW, используемых в ИСЗ связи "Интелсат V".
Осуществимо. разложение гидразина путем постоянной подачи в камеру относительно малого расхода четырехокиси азота, образующей с гидразином самовоспламеняющееся топливо; гидразин разлагается термически под воздействием теплоты, выделяющейся при сгорании части гидразина с четырехокисью азота.
Число форсунок в камерах однокомпонентных ЖРД может быть самым разным - от одной форсунки (например, в ЖРДМТ ДУ ориентации исследовательского ИСЗ КНР) до большого числа форсунок. Форсунки таких камер имеют очень малый диаметр сопла. Поэтому при работе двигателя наблюдались случаи сильного уменьшения проходного сечения сопла, вплоть до полного его перекрытия.
Головка камеры может состоять из множества диффузорных капиллярных трубок. Такая конструкция головки, использованная в двигателе REA 20-4 фирмы "Гамильтон", ограничивает на низком уровне скорость впрыска и обеспечивает равномерное распределение гидразина в пакете канализатора. Благодаря этому увеличивается площадь катализатора, омываемая гидразином, улучшаются динамические характеристики, обеспечивается более плавная работа двигателя и снижается износ пакета. Поверхность головки защищается двойной сеткой, предохраняющей от попадания частиц катализатора в головку и клапан, что возможно в результате вибрации или сотрясений двигателя. С этой же целью в ЖРД ИСЗ связи "Интелсат IV А" (тяга 24,5 Н) форсунки закрыты тонкой сеткой. Для камер ЖРД очень малых тяг (0,1 ... 0,4 Н) можно газифицировать гидразин перед подачей его в камеру (нормальная температура кипения гидразина 387 К).
Пакет катализатора необходимо надежно фиксировать в полости камеры разложения для исключения уноса частичек катализатора (рис. 8.9), причем используемые материалы элементов конструкции должны быть стойкими по отношению к нитрации. В частности, пакет катализатора ЖРД ИСЗ "Интелсат IV А" размещается в двойной сетке из платинового сплава.
Пакет катализатора двигателя REA 204 разделен на две секции перфорированным экраном. В верхней секции используется мелкозернистый катализатор "lIIелл-405", что обеспечивает быстрое разложение гидразина и устойчивый режим работы двигателя. Для снижения гидравлического сопротивления пакета катализатора в нижней секции размещается крупнозернистый катализатор "Шелл 405 " .
Катализатор обладает при пониженных температурах недостаточной активностью. Кроме того, время выхода на режим получается завышенным, так как сначала выделяющаяся теплота затрачивается на нагрев катализатора и стенок камеры. В ряде двигателей, в том числе в ЖРД REA 204, используют электрообогреватель пакета для поддержания температуры, исключающей разрушение пакета, связанное с холодным запуском двигателя. В указанном двигателе применены два нихромовых электронагревательных элемента (N = 3,8 Вт; V = 28 В), помещенных в корпус, выполненный из инконеля 600. Разогрев пакета катализатора может производиться в течение достаточно длительного времени - до 30 мин.
Для улучшения прочностных характеристик гранул катализатор подвергают специальной интенсивной обработке, обеспечивающей их большую сферичность; используют, в частности, гранулы околосферической формы диаметром 0,6 мм с коэффициентом сферичности примерно 0,75 (этот коэффициент равен отношению площади поверхности сферы к площади поверхности гранулы катализатора). Достаточно плотное заполнение камеры обеспечивается на электродинамическом вибраторе.
Решающее значение для. расчета диаметра камеры разложения имеет ее расходонапряженность, которую обычно выбирают равной 0,75 .. .3,5 г/(см 2 с).
Ниже приведены типичные значения параметров гидразиновой камеры тягой 10 Н: расходонапряженность 3,5 г/ (см 2 с); 1 "1. П = 2256 м/с; р к = = 1,5 МПа; "Р] = 0,95; v = 4,7 см" /с; размер гранул 0,6 мм; коэффициент их сферичности 0,75; D K = 13 мм; L K = 16,3 мм; d * = 2,23 мм; перепад давлений на капиллярной распылигельной головке 0,4 МПа; перепад давлений на пакете катализатора 0,25 МПа.
Пакет катализатора камер ЖРДМТ КА подвергается воздействию окружающего вакуума.
В камерах ЖРДМТ обычно применяют профилированные сопла. Профилированное сопло применено, в частности, в камере ЖРДМТ REA 204; оно укороченное, с минимальной площадью поверхности. Форма сопла оптимизирована с учетом обеспечения максимального импульса при минимальных значениях длины и массы. Толщина стенки сопла по длине уменьшается до минимального значения к выходному, что обеспечивает уменьшение массы при достаточной прочности.
Для термоизоляции топливного клапана от тепловых потоков камеры его фланец соединяется с камерой тонкой перфорированной проставкой и, кроме того, гидразин подается от клапана к головке по тонким капиллярным трубкам. Дополнительно тепловые потоки от капиллярных трубопроводов и проставки воспринимаются фланцем крепления двигателя.
Достигнуты следующие максимальные значения гидразиновых камер: а 560 Н и более; удельный импульс 2300 м/с; число циклов работы 5∙10 5 ;суммарное время работы 1,5 105 с; суммарный импульс тяги 5,5 МН· с. Время непрерывной работы некоторых гидразиновых двигателей (например, ЖРД REA 20-4) вообще не ограничено. В CIIIA разрабатываются гидразиновые ЖРД с числом циклов работы 10 6 при суммарном импульсе тяги 0,89 МН· с, при этом основной проблемой является термическая усталость материалов.
Однокомпонентные ЖРДМТ в отличие от двухкомпонентных не имеют ограничений по нижнему уровню тяги. Одно из наименьших значений и - 0,212 Н - имеет камера ЖРД, используемого в КА, который предназначен для полетов к внешним планетам Солнечной системы.
Еще меньшую тягу можно получить при использовании испаряющегося пропана. Такая система, предназначенная для обеспечения высокой точности ориентации наряду с гидразиновой ДУ, используется в ИСЗ "Экзо" Западноевропейского космического агентства, запущенном в 1983 г., чем тягу можно изменять в диапазоне 30 .. .50 мН.
С целью повышения удельного импульса примерно на 30 % в некоторых ДУ ИСЗ применяют эпектроподогрев продуктов разложения. Указанное повышение объясняется тем, что в ЖРДМТ, работающих в импульсном:име, значительная часть теплоты, выделяемой при разложении гидразина, затрачивается на нагрев катализатора и стенок камеры, а в ЖРД с термическим разложением гидразина и электроподогревом камеры разложения вся теплота, выделяемая при разложении, идет практически только на разгон продуктов разложения.
В четырех ЖРД тягой 0,3 Н фирмы TRW ИСЗ "Интелсат У" продукты разложения поступают в дополнительную камеру, где они проходят через ревой электронагреватель, в результате этого температура продуктов разложения перед поступлением в сопло повышается до 2200 К. Так как указанный двигатель включается редко (примерно один раз в месяц), то него не требуется дополнительных солнечных батарей. Питание электронагревателей (в том числе и электронагревателя пакета катализатора) осуществляется от основных солнечных батарей, при этом ток силой 15 А подается к электронагревателям через отдельную шину батареи. Средний удельный импульс указанной камеры достигает 2900 м/с. Экономия массы гидразина в результате электроподогрева продуктов разложения составляет примерно 20 кг.
Четыре аналогичных ЖРД фирмы "Рокит рисеч" по 0,36 Н применяют ИСЗ GТЕ "Г Стар", GТЕ "Спейснет" и ASC. Указанные ЖРД также обеспечивают суммарный импульс тяги до 311,5 кН с. Двигатели в составе ИСЗ работают только на режиме с постоянной тягой и используются для поддержания ориентации ИСЗ север-юг. Такие ЖРД прошли проверку за ИСЗ "Сатком" IR и IIR, на которых они наработали более 6,12 10 4 с. Хотя на ИСЗ установлено четыре ЖРД с электроподогревом продуктов разложения, для каждого маневра используются только два из них (два других двигателя являются резервными).
Разрез ЖРД с электроподогревом продуктов разложения показан на рис. 8.10. В составе двигателя можно выделить следующие узлы: топливный клапан с электроподогревателем; камера разложения с газоотводящей трубкой; электроподогреватели пакета катализатора с тепловыми экранами; блок электроподогревагеля продуктов разложения; блок теплообменников с лучистыми и тепловыми экранами и монтажный узел для крепления указанных выше узлов и блоков.
Пакет катализаторов указанных двигателей аналогичен пакету стандартного гидразинового ЖРД тягой 0,89 Н (12 таких двигателей входят в ДУ этих же ИСЗ), разработанного для программы "Вояджер" и используемого в настоящее время на всех ИСЗ фирмы RCA.
Камера разложения имеет конический золоченый тепловой экран.
Сопло заменено газоотводящей трубкой, подсоединенной к теплообменнику.
Он состоит из двух концентрических цилиндрических секций с осевыми элементами, направляющими поток к коническому соплу. В центральной части теплообменника размещен электроподогревагель продуктов разложения. Он снабжен лучистыми экранами для предотвращения тепловых потоков в осевом направлении. Лучистые тепловые потоки от электронагревателя достигают внутренней секции теплообменника. Продукты разложения, омывающие эту секцию, поглощают теплоту с соответствующим повышением их температуры. Теплообменник имеет ряд экранов, предотвращающих утечки теплоты в окружающую среду.
Указанные камеры в случае выхода из строя электродвигателя продуктов разложения работают в режиме разложения гидразина в присутствии катализатора.
Ресурс работы однокомпонентных ЖРДМТ очень большой, он снижается лишь при использовании электронагревателей, которые имеют ограниченный ресурс.
Гидразиновые ЖРДМТ широко применяют в ДУ ориентации КА и ИСЗ.
Такие двигатели обычно работают в режиме коротких по времени (до 7 .. .10 мс) импульсов и поэтому процессы в камере и других узлах таких двигателей являются нестационарными.
В качестве материалов камер однокомпонентных ЖРДМТ обычно выбирают жаропрочные сплавы, так как при этом материалы должны выдерживать высокую температуру и сложное воздействие газообразных продуктов (в частности, нитридов) разложения гидразина в течение длительного времени; например, камеру ЖРД ИСЗ "Интелсат N А" изготавливают из кобальтового сплава I -605.
Применяют также сплав "Хастеллой-В", коррозионно-стойкую сталь и другие материалы. Камеру ЖРДМТ КА, предназначенного для полета к внешним планетам Солнечной системы, намечено изготовить из алюминия, анодированного для уменьшения отражения солнечного излучения.
Запас прочности при проектировании камер ЖРДМТ выбирают равным полтора, а разрушающее давление - вдвое больше максимального рабочего давления.
Изготовление камер ЖРДМТ отличается относительной сложностью из-за малого диаметра минимального сечения сопла (0,8 мм и менее); в частности, достаточно сложно обеспечить с высокой точностью плавный переход от сужающейся части сопла к расширяющейся.
