Разработка методики для предварительной оценки тяговых характеристик двигательной установки по схеме «Газ-газ» с нестационарным составом топливной смеси

Тип работы:
Реферат
Предмет:
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

УДК 621. 454. 2
А. Ю. КАЗАКОВ
Омский государственный технический университет
РАЗРАБОТКА МЕТОДИКИ ДЛЯ ПРЕДВАРИТЕЛЬНОЙ ОЦЕНКИ ТЯГОВЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ ПО СХЕМЕ «ГАЗ-ГАЗ»
С НЕСТАЦИОНАРНЫМ СОСТАВОМ ТОПЛИВНОЙ СМЕСИ
В статье рассмотрены сравнительные характеристики основных параметров традиционных жидкостных ракетных двигателей и разрабатываемого газового двигателя, использующего нестационарный состав топливной смеси. Определены основные допущения и представлен предварительный оценочный расчет конструктивно-технологических параметров разрабатываемого двигателя для блока «И» и блока «А» РКН типа «Союз 2. 1в».
Ключевые слова: жидкие остатки компонентов ракетного топлива, газификация, двигатель по схеме «газ-газ», проектно-конструктивные параметры, теоретико-экспериментальные исследования.
Работа выполнена при поддержке государственного контракта Минобрнауки № 2 740. 110 178 и грантов РФФИ № 10−08−64-а, РФФИ № 10−08−5 016−6 и РФФИ № 11−08−5 047−6.
Введение. В соответствии с Законом Р Ф «О космической деятельности», одним из обязательных принципов КД является принцип обеспечения безопасности космической деятельности и охраны окружающей среды / Ст. 2/ [1] При этом КД должна осуществляться с учетом обеспечения уровня допустимых антропогенных нагрузок на ОПС и околоземное пространство /Ст. 22/.
Вследствие этого предлагается использование автономной бортовой системы спуска (АБСС) для увода отделяющихся частей ступеней ракет космического назначения [2].
Актуальность и новизна темы проводимых исследований обусловлена растущим объёмом запусков космических объектов с использованием ракет космического назначения (РКН) в окружающее космическое пространство (ОКП), возрастающей техногенной нагрузкой на окружающую среду. Например, анализ динамики запусков РКН в мире за последние 5 лет показывает рост числа как стран-участников ракетно-космической деятельности с 7 до 9, так и количества запусков РКН с 61 до 73.
Новизна исследования заключается в разработке двигательной установки, работающей по схеме «газ — газ», имеющей аналоги, но и существенные отличия:
— по месту проведения газификации компонентов ракетного топлива (КРТ) (в топливных баках и специальных газогенераторах),
— по величинам и соотношениям давления на входе в камеру сгорания и в камере сгорания (3 — 4 атм. на входе, 2 — 3 в камере сгорания и, соответственно, 300 атм. на входе и 260 атм. в камере сгорания для РД 270).
1. Анализ состояния разработок ЖРД по схеме «газ-газ». Проведенные ранее исследования показали целесообразность разработки ЖРД по схеме
«газ-газ», однако в настоящее время отсутствуют в открытой печати методики проектирования соответствующих ЖРД.
В технике известен только единственный ЖРД, спроектированный по данной схеме и прошедший начальные огневые испытания — это РД-270 [3] Данный ЖРД разрабатывался в 1962- 1969 гг. НПО «Энергомаш» и должен был быть использован в проекте носителя УР-700 М. К. Янгеля. РД-270 работал на долгохранимых компонентах топлива: АТ + НДМГ. Была проведена автономная отработка основных агрегатов двигателя, выполнено 27 краткосрочных огневых стендовых испытаний, 22 — экспериментальных. Однако работы по доводке двигателя были остановлены в связи с прекращением всей деятельности по проекту УР-700.
Известно, что в настоящее время по схеме ЖРД «газ-газ» НАСА и ВВС США разрабатывают «Интегрированный демонстратор головки» IPD (Integrated Powerhead Demonstrator) [4] IPD — это проект ВВС США, которым руководит НАСА и Научно-исследовательская лаборатория ВВС США AFRL (the U.S. Air Force Research Laboratory).
Данный проект предназначен для разработки ЖРД, который использует полнопоточный ступенчатый цикл сгорания FFSCC (full flow staged combustion cycle- в отечественной терминологии схема «газ + газ»). Генеральные подрядчики — Rocket-dyne и Aerojet.
Также аналогичные разработки проводятся в Китае, например [5].
2. Сравнительный анализ (табл. 1).
3. Допущения. На рассматриваемом этапе проектирования предлагается принять следующие допущения:
Допущение 1: зоны смешения и горения КРТ в КС, процессы происходящие в них и размеры этих зон остаются без изменений.
ОМСКИЙ НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК № 1 (117) 2013 МАШИНОСТРОЕНИЕ И МАШИНОВЕДЕНИЕ
МАШИНОСТРОЕНИЕ И МАШИНОВЕДЕНИЕ ОМСКИЙ НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК № 1 (117) 2013
*
Таблица 1
Таблица сравнения двигателей по конструктивно-технологическим параметрам
Параметры
сравнения
ЖРД по схеме «жидкость-жидкость»
ЖРД по схеме «газ-газ» (газификация в ГГ)
Разрабатываемый ГРД [6] (газификация в ТО)
Пневмогидравли-ческая схема
Схема ЖРД без дожигания продуктов ГГ:
1 — камера ЖРД-
2,3 — отсечные клапаны топлива- 4 — выхлопной патрубок турбины- 5 — ТНА- 6 — ЖГГ-
7 — бак с горючим-
8 — бак с окислителем Ж-ж
Схема ЖРД с дожиганием продуктов ГГ, работающего по схеме «газ + газ»:
1,7 — отсечные клапаны-
2 — насос горючего-
3 — бак с горючим-
4 — восстановительный ЖГГ-
5 — окислительный ЖГГ-
6 — бак с окислителем-
8 — насос окислителя-
9 — турбина окислительного газа-
10 — турбина восстановительного
газа- 11 — камера ЖРД
Схема ГРД с газификацией компонентов в баках О и Г:
1,2 — баки О и Г-
3,4 — система газификации компонентов-
5 — отсечные клапаны-
6 — смесительный коллектор-
7 — КС
Диапазон изменения масс топлива в процессе работы
масса топлива изменяется от 100… 3%
масса топлива изменяется от 100. 3%
масса топлива изменяется от 3. 0,1%
Система подачи КРТ
3. 1
Газ для ТНА
1% КРТ газифицируется из основных баков
100% КРТ газифицируется из основных баков
ТНА отсутствует, газ для газификации из автономного ГГ
3. 2
Газ для надува баков
для схемы горячего надува: ГГ на основных КРТ- для схемы холодного надува из автономных емкостей
Система горячего надува
Из Г Г с автономнымиисточниками топлива
3. 3
Подача КРТ (фаза)
Жидкие КРТ
Газифицированные КРТ
Газовая смесь ТН + ГН + пары КРТ
3. 4
Место газификации КРТ
1% КРТ газифицируется в ГГ
100% КРТ газифицируется в двух ГГ
В топливных баках
Физическая картина рабочего процесса в КС
1 — распыление- 2 — испарение- 3 — смешение компонентов-
4 — воспламенение- сечение п-п- окончание процесса воспламенения- 5 — диффузионное горение- 6 — неполнота сгорания- щ! т — степень завершенности процесса Зоны в КС ЖРД:
I — зона распыления-
II — зона испарения-
III — зона смешения и горения
В ГРД зоны распыления и испарения отсутствуют, так как в КС подаются уже разогретые газифицированные и предварительно перемешанные компоненты в виде однородной смеси III — зона смешения и горения 5 — диффузионное горение-
6 — неполнота сгорания- - степень завершенности процесса
4. 2
Подача Г и О
Распыление жидкого КРТ форсуночной головкой*
Подача газифицированного КРТ форсуночной головкой*
Подача газифицированного КРТ в форсуночную головку тангенциально с закруткой потока
2
3
4
4.3 ФГ (тип форсунки) — струйные- - центробежные- - струйно-центробежные. однокомпонентные и двух компонентные. Методика расчета газовых форсунок отсутствует в открытой печати. Методика расчета данных форсунок рекомендована по методике расчета ФС ЖРД. В стадии обоснования возможности создания
4.4 Воспламенение в КС — химическое — пиротехническое — электрическое — химическое — пиротехническое — электрическое — химическое — пиротехническое — электрическое
4.5 Физическая картина рабочего процесса в КС 1) распыление топлива 2) подогрев и испарение 3) перемешивание паров О и Г / паров топлива и воздуха 4) воспламенение 5) горение 1) перемешивание паров О и Г 2) воспламенение 3) горение 1) перемешивание паров О и Г 2) воспламенение 3) горение
примечание: Процессы 1) — 5) происходят в одном объеме, нет деления на первичную и вторичную зону горения Процессы 1) — 3) происходят в одном объеме, нет деления на первичную и вторичную зону горения Процессы 1) — 3) происходят в одном объеме, нет деления на первичную и вторичную зону горения
4.6 Охлаждение К С — регенеративное (наружное) с помощью рубашки охлаждения — внутреннее с помощью периферийных форсунок форсуночной головкой Регенеративное: газообразным горючим или газообразной смесью О и Г, протекающей по рубашке охлаждения Требуются дополнительные исследования по оценке устойчивости горения
4.7 Наличие расчетных схем Имеется подробное методическое руководство по выбору всех проектно-конструктивных параметров В открытой печати отсутствуют, хотя НПО «Энергомаш» проводило разработки РД-270, вплоть до огневых испытаний. В настоящее время НАСА разрабатывает кислородно-водородный РД для последней ступени Такая постановка задачи на разработку ЖРД ранее не проводилась, соответственно, нет методических подходов
4.8 Критические технологии Практически отсутствуют Износ ТНА В стадии оценки возможных критических технологий
4.9 Технические риски при разработке Практически отсутствуют Имеются только макеты и экспериментальные образцы. Технические риски присутствуют. В стадии оценки возможных критических технологий
4. 10 Наличие опыта проектирования, изготовления и эксплуатации Огромный опыт проектирования, изготовления и эксплуатации В стадии пионерной разработки В стадии обоснования возможности создания
Следствием этого допущения в части выбора проектно-конструктивных параметров камеры сгорания ГРД могут быть:
— возможное снижение объема камеры сгорания ГРД,
— принципиальный подход к выбору форсуночной головки и типа форсунок для ГРД.
Допущение 2: рассматриваемая система является гомогенной газовой системой.
Следствием является то, что продукты сгорания представляют из себя только смесь газов без примесей жидких и твердых частиц.
Допущение 3: при определении проектно-конструктивных параметров ГРД используют методики определения проектно-конструктивных параметров для ЖРД как функции от теплофизических характеристик (RT) и показателя адиабаты k для химически обеднённых КРТ, рассчитанных в программе «Terra».
Допущение 4 приводит к тому, что для расчетных проектно-конструктивных параметров ГРД необходимо определение значений комплекса (RT) и показателя адиабаты k в зависимости от состава ТН, % состава газов в парах КРТ.
4. Разработка расчетной схемы. Ниже приведены основные позиции, по которым необходимо вводить дополнительные изменения, обусловленные допущениями 1−4 (табл. 2).
5. Пример расчета. Предварительный анализ и расчет проводился для блока «А» и для блока «И»
РКН типа «Союз 2. 1в» для 50-ти секунд работы АБСС. Граничные условия и начальные данные для расчета параметров ГРД выбираются из условия циклограммы работы ГРД. Основным параметром ГРД была выбрана характеристическая скорость AV РН (табл. 3, 4).
Достоверность полученных результатов разрабатываемой методики расчета обусловлена:
— исходной методикой расчета является методика расчета для ЖРД, разработанная и используемая с 60-х годов ХХ века-
— проверкой изменений, обусловленных допущениями 1 — 4, на каждом этапе проектирования.
Выводы
1. Рассмотренный класс задач проектирования ЖРД по схеме «газ-газ» с газификацией КРТ в топливных баках близок к схеме расчета ЖРД по схеме «газ-газ» с газификацией топлива в специальных газогенераторах (РД-270, IPD), однако, в открытой литературе эти методики отсутствуют. Поэтому для разработки методики в основу принята традиционная методика расчета ЖРД по схеме «жидкость — жидкость».
2. Приняты основные допущения и показаны основные конструктивно-технологические отличия в схемах функционирования, а также в разработанной предварительной оценочной методике расчета тяговых характеристик и конструктивных параметрах для разрабатываемого ГРД.
ОМСКИЙ НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК № 1 (117) 2013 МАШИНОСТРОЕНИЕ И МАШИНОВЕДЕНИЕ
122
МАШИНОСТРОЕНИЕ И МАШИНОВЕДЕНИЕ
ОМСКИИ НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК № 1 (117) 2013
Й * Й § & gt-3 ¦& amp-
а ¦& amp-
М
9 ф
а ^ Я ?5
о, а И Ч & gt-¦ -Р со «& gt-
нч У Ь-|
о
я
^ п * Й о 3
я 5
? Б
Я Я О П
о о о ^
О о * я
я 2 со
со и со
5 ®
н я ®
II
3−113−1
5 & gt-
3 И О Я
о Р& gt-
о я со чз N Я
-

§ * 2 Ч «? Ч
н & gt- -2
о оз огф & gt- •& amp- Я К со в Я N
§? ? та
я п § к о ч
О
м
п §
¦§ и й и
В-1
& gt-1
Я & gt- О Ч
о та
3 §
? й
4 °
В-1 в
в
и
в-|
° ^ ?2 та я о
СО ю
? Я
N 43 м К
*& lt-! о
3
В
N
со
=
0)
та
! 5 ! В: к — и я
О? & amp->-
2
3 а ^
Е
— & gt-
*& lt- ! 5 ! В: к — и я
го II
а я, н я ° со + н П 2 II? со? г
Ч 3 & quot-и '-О Р ¦р
«^ т
Е ~^~со]
я
та
& gt- & gt- I
СО 0) и
3? '-Я
> &-
N

N
II 1 -'-сТ'-
& lt- С 1
а* | & lt-э>- 1*1 & amp- С 1
о ю|- •3
со +
С1)
о та & gt- со
-п
1
т Н
Я
8'-|8'
«!§¦
М. 03
№ •& amp- «•& amp- = .Я N
Э& gt-|§>- + к
& quot-1» й,|1? аг|8& gt-
а1?!
Л'-Э1
ю И
Я Р& gt-
+ С, а ?* О ^ В о, & quot-. «
I
о» я
^ & gt- СО: О
я
о I ш I ^ & gt- > &- Ц N 5 ¦Б ь
N щ N П
го 1т4
*1
-

ч
^ *
О) & amp-)
м «Я ?
п
N
=:
& gt-
В
& gt-
& gt-
я
а
& amp-
Основные различия в методике
14 Проверочные условия Условие изобаричности: 3& lt-БК<-6, (р=1/Т) Условие изобаричности для такой схемы неприменимо, так как газ сжимаем
15 Расходонапряжён-ность КС г^=(0,8… 2,5)'-10"-4 с/м Уточнение диапазона расходонапряжённости КС
16 Средний показатель изонтропы па — средний показатель изоэнтропы на срезе сопла для ядра потока, пкр — средний показатель изоэнтропы в критическом сечении для ядра Пересчет соответствующих параметров с учетом обедненности компонентов
17 Коэффициент восстановления давления торможения на входе в сопло Уточнение данного параметра (связано с небольшими давлениями в КС)
18 Потребный объём камеры сгорания -у _ '- Тк *кс тпр, Р* т =0,003. 0,004 пр '- '- Методика сохраняется, однако необходимо учитывать отсутствие зон распыления и испарения КС
Таблица 3
Исходные данные и результаты расчета основных параметров ГРД для блока «И» РКН типа «Союз 2. 1в»
Исходные данные Результаты расчета
Количество камер сгорания Время работы двигателей Масса остатков КРТ Давление в К С Давление на срезе сопла Показатель адиабаты Газовая постоянная Температура в КС К = 4 t = 50 с тост = 660 кг РКс = 3 атм. Ра = 0,05 атм. k= 1. 31 R = 600 Дж/кг-К T*1800 К Общий расход через КС т = 13,2 кг/с Расчет через одну КС 111 = 3,3 кг/с Скорость истечения продуктов сгорания ю = 2173 м/с Тяга через одну КС Р = 7 кН Диаметр критики dк = 0,14 м Диаметр К С dк = 0,17 м Диаметр среза сопла Da = 0,55 м Длина двигателя L = 0,7 м Характеристическая скорость РН ДV = 500 м/с
Таблица 4
Исходные данные и результаты расчета основных параметров ГРД для блока «А» РКН типа «Союз 2. 1в»
Исходные данные Результаты расчета
Количество камер сгорания Время работы двигателей Масса остатков КРТ Давление в К С Давление на срезе сопла Показатель адиабаты Газовая постоянная кг-К Температура в КС К=4 t = 50c тост = 1520 кг Ркс = 3 атм. Ра = 0. 05 атм. k= 1. 31 R= 600 Дж/ T*1800 К Общий расход через КС т = 30,4 кг/с Расчет через одну КС ш = 7, б кг/с Скорость истечения продуктов сгорания ю = 2380 м/с Тяга через одну КС Р=18 к Н Диаметр критики dк =0. 224 м Диаметр К С dк = 0,262 м Диаметр среза сопла Da = 0,8 м Длина двигателя L=1,5 м Характеристическая скорость РН ДV = 346 м/с
3. Для проектирования более эффективной камеры сгорания ГРД (использование вихревой камеры) необходимо определение степени адаптации существующих методик расчета.
4. Проведенные численные оценки для блока «А» и для блока «И» РКН типа «Союз 2. 1в» показали достаточную эффективность разрабатываемых ГРД для рассматриваемых условий газификации (в топливных баках).
Библиографический список
1. ГОСТ Р52 925−2008. Изделия космической техники. Общие требования к космическим средствам по ограничению техногенного засорения околоземного космического пространства — введен 2009−01−01. — Москва: Федеральное агентство по техническому регулированию и метрологии, 2008. — 8 с.
2. Разработка активной бортовой системы увода средств выведения с орбит / В. Ю. Куденцов [и др.] // Космонавтика и ракетостроение. — 2009. — № 4(57). С. 109−117.
3. Добровольский, М. В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования: учеб. для вузов / М. В. Добровольский — под ред. Д. А. Ягодникова. — 2-е изд., перераб. и доп. — М.: Изд-во МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2005. — 488 с.
4. NASA [Электронный ресурс]. — Режим доступа: http: //www. nasa. gov/centers/marshall/news/news/releases/ 2005/05−062. html (дата обращения: 03. 02. 2012 г).
5. Влияние формы стойки с форсункой на эффективность сгорания газообразных компонентов топлива в ЖРД / Du Zheng-gang [and others] // Hangkong dongli xuebao = J. Aerospace Power. — 2010. — 25, № 3. — С. 699 — 703.
6. Оценка характеристик ракетного двигателя схемы «газ-газ» с обедненными компонентами топлива / В. А. Архипов [и др] // Известия вузов. Физика. — 2010. — Т. 53, № 12/2. — С. 234−238.
7. Основы теории и расчёта жидкостных ракетных двигателей: учебн. для авиац. спец. вузов. В 2 т. / А. П. Васильев [и др.] - под ред. В. М. Кудрявцева. — М.: Высш. шк., 1993.
Т. 1. -383 с.
Т. 2. — 368 с.
КАЗАКОВ Александр Юрьевич, аспирант кафедры «Авиа- и ракетостроение».
Адрес для переписки: a. yu. kazakov@gmail. com
Статья поступила в редакцию 06. 06. 2012 г.
© А. Ю. Казаков
ОМСКИЙ НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК № 1 (117) 2013 МАШИНОСТРОЕНИЕ И МАШИНОВЕДЕНИЕ

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой