В ракетных двигателях с вытеснительной системой подачи компонентов топлива источником газа является

Обновлено: 30.04.2024

Двигательные установки жидкостных ракет имеют три основные системы: топливные баки, система подачи и камера сгорания с соплом. Система подачи топлива имеет две разновидности: вытеснительную и на-сосную. Вытеснительная система наиболее проста в техническом исполне-нии и широко применялась на первом практическом этапе развития ракет-ной техники. Однако эта система имеет принципиальный недостаток – с увеличением размеров баков и ростом давления в камере сгорания толщи-на стенок баков и, следовательно, их масса вырастают до неприемлемых для летательных аппаратов величин. Этот недостаток был отмечен уже в первых трудах пионеров-теоретиков ракетной техники. Для облегчения баков они предлагали подавать топливо в камеру сгорания насосами. Так, в 1914 г. в работе «Исследование мировых пространств реактивными при-борами» К.Э. Циолковский предложил подавать топливо с использованием эжектора «подобно пароструйному насосу». Позднее в работах 1924 г. и 1926 г. он предлагал применять поршневые насосы, «приводимые в дейст-вие бензиномотором».

Ю.В. Кондратюк в работе «Тем, кто будет читать, чтобы строить», написанной в 1919-1920 гг., указывал, что «жидкость из сосудов будет по-ступать в насосы. Насосы приводятся в действие двигателем (внут-реннего сгорания или лучше турбина), работающем на газе из основных компонентов топлива». Это был первый намек на создание газогенератора, работающего на ракетном топливе.

Р. Годдард, известный более своей практической деятельностью, чем теоретическими трудами, в одном из отчетов о ракетных разработках попечительскому совету Кларкского университета (1923 г.) указал на це-лесообразность применения насосов, при этом рекомендовал провести ис-следования эффективности поршневых, шестеренчатых, лопастных и ро-тационных насосов. Впервые ЖРД с насосной подачей топлива работал в 1926 г. на стенде с приводом насосов от электродвигателя. За неимением привода насосов, пригодного для установки на летающую ракету, Годдард в своих опытных работах использовал вытеснительную систему подачи топлива.

В 1934 г. Годдарду удалось изготовить демонстрационную ракету, двигатель которой имел центробежные топливные насосы и газовую тур-бину Лаваля, работающую от баллона со сжатым воздухом.

Первые отечественные жидкостные ракеты, разрабатывавшиеся ГДЛ, ГИРД, РНИИ и КБ-7, имели вытеснительную систему подачи топли-ва. Одновременно велись поиски создания насосной подачи.

В 1933 г. В.П. Глушко приступил к разработке опытного образца турбонасосного агрегата, названного «Газ-турбонасос». Этот агрегат со-стоял из двух центробежных насосов и турбины Лаваля мощностью 35 л. с., обороты турбины составляли 25000-30000 об/мин.

В 1935-1937 гг. В.П. Глушко разработал первые отечественные па-рогазогенераторы ГГ-1 и ГГ-2. Процесс газогенерации протекал в двух, соединенных газоводом, камерах: в первой создавались высокотемпера-турные продукты сгорания азотной кислоты и керосина, во второй посту-пивший газ разбавлялся до требуемого уровня температур балластировкой водой. Газогенератор ГГ-1 разрабатывался целевым назначением для пи-тания рабочим телом – парогазом – турбинного или поршневого двигателя морской торпеды.

В 1944-1945 гг. в ОКБ–РД под руководством В.П. Глушко велась разработка трехкамерного ЖРД РД-3 – маршевого двигателя для истреби-телей-перехватчиков. РД-3 был оснащен турбонасосным агрегатом (ТНА), турбина которого имела привод от газогенератора, состоящего из камеры зажигания, камеры сгорания и камеры балластировки водой продуктов сгорания азотной кислоты и керосина. Разработка двигателя не была за-вершена.

В этот же период Л.С. Душкин разработал самолетный ЖРД, в ко-тором также использовалась идея балластировки продуктов сгорания ос-новного топлива, в качестве балластировочной жидкости применялся ан-тифриз.

Из изложенного следует, что одной из главных технических задач для перехода ракетной техники на более высокий энергетический уровень являлось создание привода турбины, приемлемого для использования на летающей ракете. Эту задачу успешно решили в первой половине 1940-х годов немецкие конструкторы под руководством Вернера фон Брауна, применившие для получения рабочего тела турбины реактор для катали-тического разложения перекиси водорода. Продукты ее разложения имеют температуру 500-550° С, приемлемую для стальных лопаток ротора турби-ны. Создание такого реактора (газогенератора) открыло возможность не-мецким конструкторам разработать первую в мире ракету дальнего дейст-вия с полетной нагрузкой массой до 1 т.

Подлинный прорыв в разработке газогенераторов для привода ТНА произошел в конце 1940-х – начале 1950-х годов, когда термодинамики установили возможность обеспечения устойчивого и стабильного горения ракетного топлива при соотношениях компонентов топлива, существенно отличающихся от стехиометрического.

Дальнейшие работы велись только в области создания различных конструкций газогенераторов.

Copyright © ГМИК имени К.Э. Циолковского. Все права защищены.
Права на материалы тезисов докладов принадлежат авторам докладов.
Для перепечатки материалов необходимо письменное разрешение.

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.

ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ЖРД) — ракетный двигатель, работающий на жидком ракетном топливе. Превращение топлива в реактивную газовую струю, создающую тягу, происходит в камере. В современных ЖРД используются как двухкомпонентные ракетные топлива, состоящие из окислителя и горючего, которые хранятся в отдельных баках, так и однокомпонентные ракетные топлива, являющиеся жидкостями, способными к каталитическому разложению. По роду используемого окислителя ЖРД бывают азотнокислотные, азоттетроксидные (окислитель — четырёхокись азота), кислородные, перекисьводородные, фторные и др. В зависимости от значения тяги различают ЖРД малой, средней и большой тяги. Условными границами между ними являются 10 кН и 250 кН (на ЛА устанавливались ЖРД с тягой от десятых долей Н до 8 МН). ЖРД характеризуются также удельным импульсом тяги, режимом работы, габаритами, удельной массой, давлением в камере сгорания, общим устройством и конструкцией основных агрегатов. ЖРД является основным типом космических двигателей и широко применяется также в высотных исследовательских ракетах, боевых баллистических ракетах дальнего действия, зенитных управляемых ракетах; ограниченно — в боевых ракетах других классов, на экспериментальных самолётах и т. д.

Схема ЖРД с насосной подачей топлива в составе двигательной установки:
1 – выпускной патрубок газовой турбины;
2 – теплообменник – испаритель жидкого окислителя;
3 – теплообменник – подогреватель холодного газа;
4 – насос окислителя;
5, 6 – газовые магистрали наддува баков;
7 – баллон сжатого газа;
8 – бак жидкого окислителя;
9 – бак жидкого горючего;
10 – насос горючего;
11 – газовая турбина;
12 – газогенератор;
13 – камера

Основные проблемы при создании ЖРД: рациональный выбор топлива, удовлетворяющего энергетическим требованиям и условиям эксплуатации; организация рабочего процесса для достижения расчётного удельного импульса; обеспечение устойчивой работы на заданных режимах, без развитых низкочастотных и высокочастотных колебаний давления, вызывающих разрушительные вибрации двигателя; охлаждение ракетного двигателя, подверженного воздействию агрессивных продуктов сгорания при весьма высоких температурах (до 5000 К) и давлениях до многих десятков МПа (это воздействие усугубляется в некоторых случаях присутствием конденсированной фазы в сопле); подача топлива (криогенного, агрессивного и др.) при давлениях, доходящих для мощных двигателей до многих десятков МПа, и расходах до нескольких т/с; обеспечение минимальной массы агрегатов и двигателя в целом, работающих в весьма напряжённых режимах; достижение высокой надёжности.

ЖРД был предложен К. Э. Циолковским в 1903 году как двигатель для полёта в космос. Учёный разработал принципиальную схему ЖРД, указал наиболее выгодные ракетные топлива, исследовал вопросы устройства основных агрегатов. Практические работы по созданию ЖРД были начаты в 1921 году в США Р. Годдардом (R. Goddard). В 1922 году он впервые зарегистрировал тягу при испытании экспериментального ЖРД, а в 1926 году осуществил пуск небольшой жидкостной ракеты. В конце 20-х – начале 30-х гг. к разработке ЖРД приступили в Германии, СССР и других странах. В 1931 году были испытаны первые советские ЖРД ОРМ и ОРМ-1, созданные В. П. Глушко в Газодинамической лаборатории. В 1933 году испытана двигательная установка ОР-2 конструкции Ф. А. Цандера, а двигатель 10, созданный Группой изучения реактивного движения, обеспечил полёт жидкостной ракеты.

До начала 2-й мировой войны 1939-45 гг. в СССР и США появились опытные образцы ЖРД с тягой до нескольких кН, предназначенные для экспериментальных летательных аппаратов. Интенсивные работы в области ракетной техники, проводившиеся в Германии во время войны, вызвали появление разнообразных типов ЖРД боевого назначения, многие из которых производились серийно. Лучшими были ЖРД конструкции X. Вальтера (H. Walter) (в т.ч. ХВК 109-509А (HWK 109-509A)) и X. Зборовского (H. Zborowski), ЖРД зенитной управляемой ракеты «Вассерфаль» (Wasserfall) и баллистической ракеты Фау-2 (V-2). До 2-й половины 40-х гг. самыми крупными советскими ЖРД были Д-1-А-1100 и РД-1, разработанные Реактивным научно-исследовательским институтом. Первыми серийными советскими ЖРД стали двигатели РД-1 и РД-1ХЗ, созданные к концу войны в ГДЛ–ОКБ. Там же в 1947-53 гг. были разработаны первые в СССР мощные ЖРД: РД-100, РД-101, РД-103. В этот же период в США изготовлялся ЖРД с тягой

350 кН для баллистической ракеты «Редстоун» (Redstone).

Схема ЖРД с вытеснительной подачей двухкомпонентного топлива в составе двигательной установки:
1 – камера ЖРД;
2 – бак жидкого окислителя;
3 – бак жидкого горючего;
4 – баллон жидкого окислителя;
5 – газогенератор наддува;
6 – баллон сжатого газа;
7 – баллон жидкого горючего

Дальнейшее развитие ЖРД и современное их состояние определила начатая в середине 50-х гг. в СССР и США разработка МБР и РН. Для их реализации потребовалось создать мощные, экономичные и компактные ЖРД. Первыми среди них были РД-107 и РД-108, с появлением которых тяга ЖРД увеличилась вдвое, тяга ДУ – в 10 раз. Удельный импульс ЖРД возрос почти на 30%, удельная масса снизилась более чем в 1,5 раза. Эти результаты стали возможны благодаря разработке принципиально новой конструкции ЖРД, позволившей перейти с топлива кислород — этиловый спирт на кислородно-керосиновое при одновременном увеличении давления в камере сгорания в 2–2,5 раза.

С начала 60-х гг. на ракеты-носители (РН) начали также применяться ЖРД, работающие на высококипящих топливах. Первым из них был РД-214. Большое значение для развития космонавтики имело создание в середине 60-х гг. кислородно-водородных ЖРД (предназначены для верхних ступеней РН), которые по удельному импульсу превосходят кислородно-керосиновые на 30%. Т.к. кислородно-водородное топливо по сравнению с кислородно-керосиновым требует при той же массе втрое большего объёма для своего размещения, а баки водорода приходится снабжать теплоизоляцией, то число Циолковского получается для кислородно-водородного топлива на 40% большим. Этот недостаток с избытком компенсируется высокой экономичностью кислородно-водородных ЖРД. При равной стартовой массе РН они способны вывести на околоземную орбиту втрое больший полезный груз, чем кислородно-керосиновые ЖРД.

Осваивая всё более эффективные топлива, конструкторы ЖРД стремились одновременно к тому, чтобы преобразовать химическую энергию топлив в кинетическую энергию реактивной струи с возможно большим КПД. С этой целью была разработана схема ЖРД с дожиганием генераторного газа в камере. Для реализации этой схемы потребовалось создать камеры, работающие в условиях высоких механических и тепловых нагрузок, а также компактные агрегаты питания большой мощности. ЖРД с дожиганием с середины 60-х гг. широко применяются на РН, в частности используются на всех ступенях РН «Протон».

Схема ЖРД на однокомпонентном топливе в составе двигательной установки:
1 – камера ЖРД;
2 – гранулированный катализатор разложения топлива;
3 – пуско-отсечной клапан;
4 – фильтр;
5 – топливный бак;
6 — жидкое однокомпонентное топливо;
7 – сжатый газ (азот);
8 – эластичная разделительная диафрагма

Наряду с мощными космическими ЖРД созданы многочисленные ЖРД средней и малой тяги. Безотказная работа двигателей космических аппаратов (КА) обеспечивается в большой степени использованием высококипящих однокомпонентных и самовоспламеняющихся ракетных топлив, хранение которых на борту КА не вызывает трудностей. ДУ с ЖРД на однокомпонентном топливе проще по устройству, но имеют существенно меньший удельный импульс. К середине 60-х гг. во вспомогательных ЖРД получила наибольшее применение перекись водорода, которая затем начала вытесняться гидразином и двухкомпонентными топливами. Использование гидразина позволило повысить удельный импульс ЖРД на однокомпонентном топливе примерно на 40%.

Большинство советских космических ЖРД создано в ГДЛ-ОКБ В. П. Глушко, ОКБ А. М. Исаева и ОКБ С. А. Косберга. Двигатели РД-107, РД-108, РД-214, РД-216, РД-253 и другие конструкции ГДЛ-ОКБ обеспечили старт всех советских РН; на вторых ступенях ряда РН также установлены ЖРД конструкции ГДЛ-ОКБ: РД-119, РД-219 и др. Двигатели ОКБ Косберга установлены на верхних ступенях РН «Восток», «Восход» («Союз») и «Протон». Двигатели ОКБ Исаева используются в основном на искусственных спутниках Земли (ИСЗ), межпланетных КА и космических кораблях (КК) (КРД-61, КДУ-414, ТДУ-1, КТДУ-5А и др.).

Схема первой ракеты с ЖРД (запущена Р. Годдардом 16 марта 1926):
1 – шланг наземного баллона;
2 – обратный клапан;
3 – бак с бензином (горючее);
4 – пробковый поплавковый клапан;
5 – бак с жидким кислородом (окислитель);
6 – защитный экран;
7 – предохранительный клапан;
8 – магистрали подачи;
9 – камера ЖРД;
10 – игольчатые клапаны;
11 – пирозапал

Космические ЖРД разнообразны по устройству и характеристикам. Наибольшее различие существует между мощными ЖРД, обеспечивающими разгон РН, и ЖРД реактивных систем управления КА. Первые работают на двухкомпонентном топливе. Тяга этих ЖРД достигает 8 МН (при суммарной тяге ДУ до 40 МН), размеры — несколько метров, а масса — несколько тонн. Они рассчитаны обычно на однократное включение (кроме некоторых ЖРД верхних ступеней РН) и работу в течение 2-10 мин при изменении параметров в узких пределах. К этим ЖРД предъявляется требование обеспечивать высокий удельный импульс при малых габаритах и массе. Поэтому в них применяется насосная подача топлива в камеру (исключение составляют ЖРД «Вексен» и «Валуа»). С этой целью в ЖРД предусматривается турбонасосный агрегат (ТНА) и газогенератор (ГГ). ТНА содержит высоконапорные топливные насосы (обычно осецентробежные) и приводящую их в действие турбину, которая вращается газом, получаемым в ГГ. В ЖРД без дожигания отработанный в турбине генераторный газ сбрасывается в выхлопной патрубок, рулевое сопло или сопло камеры. В ЖРД с дожиганием этот газ поступает в камеру для дожигания с остальной частью топлива.

В ЖРД без дожигания через ГГ может расходоваться 2-3% всего топлива, и целесообразный предел давления в камере сгорания ограничен значением

10 МПа, что связано с потерями удельного импульса на привод ТНА: для ЖРД в целом этот параметр ниже, чем для камеры, т.к. дополнительная тяга, создаваемая истечением отработанного генераторного газа, невелика. Причиной тому являются малые значения давления и температуры этого газа. Для ЖРД РД-216 они составляют, например, 0,12 МПа и 870 К соответственно; при этом потери удельного импульса достигают 1,5% (свыше 40 м/с). С повышением давления в камере сгорания наблюдается увеличение её удельного импульса, но для этого приходится увеличивать расход генераторного газа (для обеспечения потребной мощности топливных насосов). С некоторого момента всё возрастающие потери удельного импульса на привод ТНА уравновешивают, а затем превышают прирост удельного импульса камеры. В ЖРД с дожиганием через ГГ расходуется значит, часть всего топлива (20-80%), однако привод ТНА осуществляется без ухудшения экономичности ЖРД (значения удельного импульса камеры и ЖРД совпадают). В камерах сгорания этих ЖРД удаётся реализовать давление 15-25 МПа (давление в ГГ приблизительно вдвое больше). Для мощных ЖРД с насосной подачей топлива удельный импульс достигает 3430 м/с при использовании кислородно-керосинового топлива и 4500 м/с при использовании кислородно-водородного; удельная масса ЖРД может составлять всего 0,75-0,85 г/Н.

Зависимость удельного импульса I_у ЖРД от давления рк в камере сгорания:
1 – ЖРД с дожиганием;
2 – ЖРД без дожигания;
а — потери на привод турбонасосного агрегата (сплошные участки кривых соответствуют используемым давлениям)

Кроме камеры, ТНА и ГГ, мощные ЖРД содержат топливные трубопроводы с сильфонными шлангами и компенсаторами угловых и линейных перемещений, облегчающими сборку и установку ЖРД, а также обеспечивающими разгрузку от термических напряжений и позволяющими производить отклонение камеры с целью управления движением РН; трубопроводы генераторного газа и дренажа топлива; устройства и системы запуска ракетного двигателя; агрегаты автоматики с электроприводами, пневмо-, пиро- и гидросистемами и устройствами для управления работой ЖРД (в т.ч. для его дросселирования); агрегаты системы аварийной защиты; датчики системы телеметрических измерений; электрические кабельные стволы для подачи сигналов на агрегаты автоматики и приёма сигналов от телеметрических датчиков; теплоизоляционные чехлы и экраны, обеспечивающие надлежащую температуру в двигательном отсеке и исключающие перегрев либо переохлаждение отдельных элементов; элементы системы наддува баков (теплообменники, смесители и т. п.); шарнирный подвес или раму для крепления ЖРД к РН (рама, воспринимающая тягу, является одновременно элементом, на котором собирается двигатель); нередко — рулевые камеры и сопла с системами, обеспечивающими их работу; элементы общей сборки (кронштейны, крепёжные детали, уплотнения). По устройству различают блочные жидкостные ракетные двигатели, одно- и многокамерные (с питанием нескольких камер от одного ТНА).

ЖРД реактивных систем управления относятся к двигателям малой тяги, их масса обычно не достигает 10 кг, а высота 0,5 м; масса многих ЖРД не превышает 0,5 кг, и они умещаются на ладони. Характерной особенностью указанных ЖРД является работа в импульсном режиме (за несколько лет функционирования КА суммарное число включений ЖРД может достичь нескольких сотен тысяч, а наработка нескольких часов). Эти ЖРД представляют собой одностенные камеры, снабжённые пуско-отсечными топливными клапанами, и рассчитаны на вытеснительную подачу высококипящего топлива (двухкомпонентного самовоспламеняющегося или однокомпонентного). Давление в камерах сгорания указанных ЖРД, определяемое главным образом давлением наддува баков ДУ и гидравлическим сопротивлением питающих магистралей, находится в диапазоне 0,7-2,3 МПа. В том случае, когда газ для наддува топливных баков размещён в самих баках, его давление по мере расходования топлива снижается, что приводит к ухудшению характеристик ЖРД. Сравнительно высокий удельный импульс ЖРД (до 3050 м/с для двухкомпонентного топлива и до 2350 м/с для гидразина) достигается за счёт относительно больших размеров реактивного сопла, что обеспечивает расширение продуктов сгорания до очень малого давления. Несмотря на небольшую абсолютную массу ЖРД реактивных систем управления, их удельная масса велика (при уменьшении тяги от 500 до 1 Н возрастает приблизительно с 5 до 150 г/Н).

Относительные размеры ЖРД с равными значениями тяги и удельного импульса, но различными значениями давления в камере сгорания р_к:
а — турбонасосный агрегат;
б — камера

ЖРД космических аппаратов занимают по своим характеристикам промежуточное положение между мощными ЖРД ракет-носителей и ЖРД реактивных систем управления. Их тяга охватывает диапазон от сотен Н до десятков кН и может быть как нерегулируемой, так и регулируемой; они могут непрерывно работать десятые доли секунд и несколько тысяч секунд при числе включений от 1 до нескольких десятков. В указанных ЖРД применяются те же типы топлив, что и в ЖРД реактивных систем управления (однокомпонентное топливо используется только в ЖРД малой тяги).

В планах дальнейшего освоения космоса ЖРД отводится большая роль. Мощные ЖРД, рассчитанные на экономичное использование эффективных топлив, по-прежнему находятся в центре внимания. К 1981 году создан кислородно-водородный ЖРД с тягой свыше 2 МН, предназначенный для разгона ЛА от старта до вывода на околоземную орбиту. Благодаря достижениям в области криогенной техники и теплоизоляционных материалов становится целесообразным создание ЖРД на низкокипящих топливах, развивающих высокий удельный импульс, для использования в КА, функционирующих в космосе. Прогресс в разработке ЖРД с тягой до нескольких десятков кН, работающих на топливах, содержащих фтор и его производные (см., например, РД-301), делает реальным применение фторных ЖРД в разгонных блоках РН и в автоматических КА, которые будут совершать полёты к планетам. При стендовых испытаниях в 1977 году экспериментального кислородно-водородного ЖРД (тяга 0,1 МН), разрабатываемого для этих целей, достигнут удельный импульс 4690 м/с. Проводятся экспериментальные исследования различных проблем создания ЖРД на металлсодержащем топливе.

Наряду с освоением для ЖРД новых топлив ведутся поиски технических принципов, обеспечивающих дальнейшее увеличение КПД и уменьшение габаритов и массы ЖРД. Улучшение параметров, достигаемое путём увеличения давления в камере, с ростом давления становится всё менее ощутимым, а трудности создания ЖРД всё более возрастают. Увеличение указанного параметра свыше 25-30 МПа является малоэффективным и трудно реализуемым. Проявляется интерес к ЖРД, снабжённым соплами с центральным телом. С целью снижения стоимости запуска полезных грузов разработаны ЖРД (для КА многократного использования), рассчитанные на несколько десятков полётов и ресурс в несколько часов при малом объёме межполётных регламентных работ.

Рассматриваются вопросы улучшения массогабаритных характеристик двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями малой тяги за счёт замены традиционных газобаллонных систем на системы с горячим газом, для выработки которого используется газогенератор , работающий на основных компонентах топлива. Обсуждаются возможные алгоритмы работы такой системы подачи. С целью расчётно-теоретических исследований разработана математическая модель рабочих процессов в рассматриваемой системе подачи. Каждый агрегат системы представлен как объём с сосредоточенными параметрами, для которого записаны уравнения изменения массы, внутренней энергии и концентрации продуктов сгорания и добавлено дифференциальное уравнение изменения температуры конструкции агрегата. Уравнения изменения массы и внутренней энергии преобразуются в уравнения изменения давления и температуры. Модель замыкается зависимостями, определяющими массовые расходы между агрегатами системы, зависимостями теплофизических параметров от температуры, концентрации продуктов сгорания и соотношения компонентов топлива в газогенераторе , зависимостями по теплообмену. В качестве начальных условий задаются температура, давление и концентрация продуктов сгорания в агрегатах системы, температура конструкции агрегатов. Результаты моделирования показали удовлетворительное согласование с экспериментальными данными, что позволяет использовать разработанную модель для расчётно-теоретических исследований вытеснительных систем подачи топлива на горячем газе.

MATHEMATICAL MODELLING OF THE WORKING PROCESS OF A HOT GAS PRESSURE FEED SYSTEM

The paper discusses improving the weight and size characteristics of propulsion systems with liquid thrusters due to the replacement of conventional compressed-gas systems by hot gas systems where a gas generator operating on propellants is used for hot gas production. Possible algorithms of the operation of such feed systems are discussed. A mathematical model has been created for the purpose of computational and theoretical study of operating processes in the considered feed system. The model represents system units as lumped volumes. Differential equations of weight, internal energy, and combustion gases concentration are written for every lumped volume. The differential equation of unit structure temperature is also added. The differential equations of mass and internal energy are converted into equations of pressure and temperature. The model is expressed through mass flow ratios and heat exchanges between the system units, dependences of thermo-physical properties on the temperature, combustion gas concentrations and the ratio of fuel components in the gas generator . The temperature, pressure, concentration of combustion gases in the system units and the unit structure temperature are specified as input parameters. The simulation results showed satisfactory agreement with the experimental data, which makes it possible to use the developed model for computational and theoretical studies of the hot gas pressure feed systems.

Текст научной работы на тему «Моделирование рабочего процесса вытеснительной системы подачи топлива на горячем газе»

УДК 621.454.2 В01: 10.18287/2541-7533-2016-15-4-133-142

МОДЕЛИРОВАНИЕ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА ВЫТЕСНИТЕЛЬНОЙ СИСТЕМЫ ПОДАЧИ ТОПЛИВА

НА ГОРЯЧЕМ ГАЗЕ

Рассматриваются вопросы улучшения массогабаритных характеристик двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями малой тяги за счёт замены традиционных газобаллонных систем на системы с горячим газом, для выработки которого используется газогенератор, работающий на основных компонентах топлива. Обсуждаются возможные алгоритмы работы такой системы подачи. С целью расчётно-теоретических исследований разработана математическая модель рабочих процессов в рассматриваемой системе подачи. Каждый агрегат системы представлен как объём с сосредоточенными параметрами, для которого записаны уравнения изменения массы, внутренней энергии и концентрации продуктов сгорания и добавлено дифференциальное уравнение изменения температуры конструкции агрегата. Уравнения изменения массы и внутренней энергии преобразуются в уравнения изменения давления и температуры. Модель замыкается зависимостями, определяющими массовые расходы между агрегатами системы, зависимостями теплофизических параметров от температуры, концентрации продуктов сгорания и соотношения компонентов топлива в газогенераторе, зависимостями по теплообмену. В качестве начальных условий задаются температура, давление и концентрация продуктов сгорания в агрегатах системы, температура конструкции агрегатов. Результаты моделирования показали удовлетворительное согласование с экспериментальными данными, что позволяет использовать разработанную модель для расчётно-теоретических исследований вытеснительных систем подачи топлива на горячем газе.

Двигательная установка; система подачи топлива; газогенератор; математическое моделирование.

Цитирование: Салич В.Л. Моделирование рабочего процесса вытеснительной системы подачи топлива на горячем газе // Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение. 2016. Т. 15, № 4. С. 133-142. DOI: 10.18287/2541-7533-2016-15-4-133-142

В двигательных установках (ДУ) с жидкостными ракетными двигателями малой тяги (ЖРДМТ) используют, в основном, вытеснительные системы подачи топлива (ВСПТ), к преимуществам которых, в сравнении с турбонасосными системами, относятся простота конструкции, отсутствие вращающихся элементов, простота запуска и останова. Наибольшее распространение в созданных к настоящему времени ДУ получили ВСПТ на холодном газе (газобаллонные системы) [1; 2], наиболее легко обеспечивающие многочисленные циклы работы ДУ. Однако с уменьшением размерности ДУ возрастают относительные габариты и масса таких ВСПТ. Улучшить массогабаритные характеристики ДУ возможно за счёт применения ВСПТ на горячем газе.

достижении установленного верхнего порога давления газа, либо через заданное время работы (длительность команды на включение), гарантирующее исключение «переду-ва». После падения давления газа в результате выработки топлива до нижнего предельного значения осуществляется следующее включение газогенератора. Циклы продолжаются до полной выработки топлива. Стабильность выходных параметров ЖРДМТ в диапазоне входного давления может обеспечиваться, например, либо стабилизаторами расхода, входящими в состав ЖРДМТ [1; 2], либо другими элементами автоматики.

Система питания газогенератора может представлять собой, например, либо автономную ВСПТ на холодном газе, либо систему с вытеснением топлива продуктами сгорания газогенератора с использованием мультипликаторов (схема ДУ с мультипликатором представлена в [3]).

Экспериментальные исследования по возможности использования вышеописанной ВСПТ в ДУ с суммарным объёмом топливных баков 20 л проводилось в [4] на имитаторе системы наддува (ИСН), схема которого представлена на рис. 1. Поскольку объёмное соотношение компонентов топлива для ЖРДМТ составляет единицу, то суммарный объём полостей наддува баков горючего и окислителя имитировался одной вы-теснительной ёмкостью. В процессе экспериментов была показана принципиальная возможность реализации ВСПТ на горячем газе.

Рис. 1. Расчётная схема имитатора: V - объём, ё - внутренний диаметр. Индексы: ГГ - газогенератор, ГВ - газовод, П - переходник АД -аккумулятор давления, М - магистраль, Б - бак. Нижние индексы у внутренних диаметров в виде обозначений двух агрегатов через тире обозначают, что эти диаметры приняты при определении расходов рабочего тела между указанными агрегатами

Важным этапом является выбор оптимального алгоритма управления, обеспечивающего включение и выключение газогенератора. Значительно сократить материальные и временные затраты при создании такой ДУ должны результаты математического моделирования. Наиболее простыми являются модели с сосредоточенными параметрами («нульмерные» модели), широко применяющиеся для расчётно-теоретического исследования различных технических систем. С модели такого уровня целесообразно начать описание процессов в рассматриваемой системе наддува. Необходимость использования моделей более высокого уровня должна определиться по результатам верификации. Значительные отличия продольных и поперечных размеров газовода и магистрали, а также высокие скорости газа в данных агрегатах ставят под сомнение правомерность применения для них нульмерной модели. Однако в связи с тем, что объёмы аккумулятора давления и бака существенно превосходят объёмы газовода и магистрали, можно рассчитывать на получение результатов расчёта с приемлемой точностью.

Для описания рабочих процессов представим каждый из агрегатов имитатора как рабочий объём V (рис. 2).

При этом индексом «1» обозначим параметры в агрегате, расположенном «выше по течению» (направление течения

считаем от газогенератора); индексом «2» Рис 2. Схема к выводу

- параметры в агрегате, расположенном дифференциальных уравнений

«ниже по течению». G1 - расход рабочего

тела, поступающий в рассматриваемый объём из агрегата, расположенного «выше по течению»; G - расход рабочего тела из рассматриваемого объёма в агрегат, расположенный «ниже по течению»; G2 - расход рабочего тела из агрегата, расположенного «ниже по течению», в рассматриваемый объём (такой расход может быть обусловлен, например, падением давления в агрегате, расположенном «выше по течению», за счёт теплообмена с элементами конструкции при выключенном газогенераторе); GR - расход из рассматриваемого объёма в объём «выше по течению».

Динамику теплофизических процессов в рассматриваемом объёме будем описывать уравнениями изменения массы M и внутренней энергии U .

Изменение внутренней энергии:

Здесь Т - температура; Он - тепло, подводимое к рабочему телу за счёт химических реакций; Опю - тепловой поток, обусловленный теплообменом с элементами конструкции; Е - потери на трение; рЛ^ - работа расширения; ер - изобарная теплоёмкость.

Внутренняя энергия определяется как

где су - изохорная теплоёмкость.

Уравнение, описывающее изменение концентрации продуктов сгорания gПС, в исходном состоянии система подачи заправлена азотом и имеет вид

Изменение температуры элементов конструкции Tw опишем уравнением

где су - теплоёмкость материала конструкции; Ыу - масса конструкции; Qнар - тепловой поток, обусловленный теплообменом с окружающей средой.

Для газогенератора и переходника добавим уравнения, описывающие накопление несгоревшего жидкого топлива МЖ, Мпж в соответствующих агрегатах:

где (ргг и cpn - полнота преобразования компонентов топлива соответственно в газогенераторе и переходнике; G0 и Gr - расходы компонентов топлива; GЖ и GЖ - расходы жидких фаз из газогенератора и переходника.

Для других агрегатов уравнения, аналогичные (6) - (7), отсутствуют, поскольку считаем, что все химические реакции завершаются в газоводе.

Принимая, что рабочее тело подчиняется уравнению состояния идеального газа pV = MRT, где р - давление, R - газовая постоянная, получим после преобразований следующую систему уравнений:

Применительно к газогенератору в уравнениях (8)-(10)

где Ткт - температура компонентов топлива; со, сг - теплоёмкости компонентов топ-

Для переходника имеем:

Для газовода имеем:

Выражение для массового секундного расхода газовой фазы имеет вид [5]:

2к ЯТх 1 - (_р_ ^ к

где Я - газовая постоянная; ^ - площадь; к - показатель процесса расширения; !лр - кок

эффициент расхода; 8* =(—— )к 1. Индекс «вх» обозначает параметры в объёмах,

расположенных выше и ниже по течению.

Тепловой поток от рабочего тела к элементам конструкции определим как

бто = Ртоа(Т - ТК). (21)

Здесь Гпю - обогреваемая площадь; а- коэффициент теплоотдачи:

где а - характерный размер; X - коэффициент теплопроводности; Ки - число Нуссель-та, определяемое [6] как

0,^е0,33 Рг0,43 От0,1 е, Re < 2300; (23)

0,02Ше0,8 Рг0,43 е, Re > 2300.

Применительно к баку и аккумулятору давления используем только первое выражение из (23):

9,8а3р2 (Т-Т ) ОТ = , К ч 7, (25)

Здесь / - коэффициент динамической вязкости; X - коэффициент теплопроводности, коэффициенты с и п в (23), а также поправочный коэффициент е определяется согласно [6] в зависимости от условий течения.

Число Рейнольдса, входящее в (23), определяется как

где а - характерный размер; р - плотность.

Скорость в газоводе и магистрали будем определять как

где Е - площадь поперечного сечения.

Потери энергии на трение определим как

Ер = ^(АртгГ1 ) = ЛРтрЕУ , (29)

где Ь - длина канала; Лр^ - потери давления из-за трения, определяемые согласно [5].

Примем допущение о пропорциональности расхода жидкой фазы расходу газовой фазы. Тогда

Здесь gж - массовая доля жидкой фазы:

где масса газа М в объёме V определяется из уравнения состояния. Тепловой эффект химических реакций запишем в виде

где И - удельная теплота химических реакций; р - полнота преобразования компонентов топлива в продукты сгорания.

Зависимость удельной теплоты химических реакций от массового соотношения компонентов топлива кт, полученная по результатам термодинамического расчёта и уравнению (8), записанному в стационарной постановке, представлена в [8].

Теплофизические свойства рабочего тела определяются следующим образом:

Выражение (35) взято из [9], выражение (36) - из [10].

Теплофизические параметры для диапазона 285К<Т<1391К (для продуктов сгорания - результаты термодинамического расчёта при кт=0,25; для азота значения взяты из [11]) и аппроксимированы полиномами, представленными в [8].

Расходы горючего и окислителя в газогенератор определяются как функции перепада давления, полученные по результатам гидравлических проливок.

В качестве начальных условий задаются температура, давление и концентрация продуктов сгорания в агрегатах системы; температура конструкции агрегатов.

Система уравнений (8)-(13) решается численно методом Рунге-Кутты 4-го порядка точности [12].

В качестве примера на рис. 3, 4 представлены сравнения результатов расчёта с экспериментальными данными. Совпадение расчётных и экспериментальных данных можно считать удовлетворительным. Это позволяет в процессе проектирования предложенную нульмерную математическую модель использовать для расчётно-теоретических исследований различных вариантов ДУ с ВСПТ на горячем газе.

Рис. 3. Сравнение расчётных и экспериментальных данных: объём газовой подушки в баке 2 л, длительность команды на включение газогенератора 0,3 с

Рис. 4. Сравнение расчётных и экспериментальных данных: объём газовой подушки в баке 20 л, длительность команды на включение газогенератора 3 с

1. Архипов Ю.С., Кутуева Е.В., Кутуев Р.Х. Огненные колесницы космических орбит. Нижний Тагил: Репринт, 2014. 242 с.

2. Салич В.Л., Шмаков А.А., Ваулин С.Д. Жидкостные ракетные двигатели малой тяги: учеб. пособие. Челябинск: Южно-Уральский государственный университет, 2006. 52 с.

3. Валеева О.В., Ваулин С.Д., Ковин С.Г., Феофилактов В.И. Низкотемпературные твердотопливные газогенераторы: методы расчёта рабочих процессов, экспериментальные исследования. Миасс: ГРЦ «КБ имени академика В.П. Макеева», 1997. 268 с.

4. Бобров П.Н., Муркин В.А., Салич В.Л., Шульгин В.П. Экспериментальные исследования по созданию ДУ с вытеснительной системой подачи топлива на горячем

газе // Материалы XXXVI всероссийской конференции «Наука и технологии». Т. 3. М.: РАН, 2016. С. 44-48.

5. Емцев Б.Т. Техническая гидромеханика: учеб. для вузов. М.: Машиностроение, 1987. 440 с.

6. Исаченко В.П., Осипова В.А., Сукомел А.С. Теплопередача: учеб. для вузов. М.: Энергия, 1975. 488 с.

7. Беляев Е.Н., Чванов В.К., Черваков В.В. Математическое моделирование рабочего процесса жидкостных ракетных двигателей. М.: Московский авиационный институт, 1999. 228 с.

8. Салич В.Л. Математическая модель теплофизических процессов в системе наддува ДУ на горячем газе // Материалы XXXVI всероссийской конференции «Наука и технологии». Т. 3. М.: РАН, 2016. С. 35-43.

9. Малков М.П., Данилов И.Б., Зельдович А.Г., Фрадков А.Б. Справочник по физико-техническим основам криогеники. М.: Энергоатомиздат, 1985. 432 с.

10. Флореа О., Смигельский О. Расчёты по процессам и аппаратам химической технологии. М.: Химия, 1971. 447 с.

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

12. Калиткин Н.Н. Численные методы. М.: Наука, 1978. 512 с.

MATHEMATICAL MODELLING OF THE WORKING PROCESS

OF A HOT GAS PRESSURE FEED SYSTEM

The paper discusses improving the weight and size characteristics of propulsion systems with liquid thrusters due to the replacement of conventional compressed-gas systems by hot gas systems where a gas generator operating on propellants is used for hot gas production. Possible algorithms of the operation of such feed systems are discussed. A mathematical model has been created for the purpose of computational and theoretical study of operating processes in the considered feed system. The model represents system units as lumped volumes. Differential equations of weight, internal energy, and combustion gases concentration are written for every lumped volume. The differential equation of unit structure temperature is also added. The differential equations of mass and internal energy are converted into equations of pressure and temperature. The model is expressed through mass flow ratios and heat exchanges between the system units, dependences of thermo-physical properties on the temperature, combustion gas concentrations and the ratio of fuel components in the gas generator. The temperature, pressure, concentration of combustion gases in the system units and the unit structure temperature are specified as input parameters. The simulation results showed satisfactory agreement with the experimental data, which makes it possible to use the developed model for computational and theoretical studies of the hot gas pressure feed systems.

Propulsion system; propellant feed system; gas generator; mathematical modeling.

Citation: Salich V.L. Mathematical modelling of the working process of a hot gas pressure feed system. Vestnik of Samara University. Aerospace and Mechanical Engineering. 2016. V. 15, no. 4. P. 133-142. DOI: 10.18287/2541-7533-2016-15-4-133-142

1. Arkhipov Yu.S., Kutueva E.V., Kutuev R.Kh. Ognennye kolesnitsy kosmicheskikh orbit [Fiery chariots of space orbits]. Nizhniy Tagil: Reprint Publ., 2014. 242 p.

2. Salich V.L., Shmakov A.A., Vaulin S.D. Zhidkostnye raketnye dvigateli maloy tyagi [Liquid rocket thrusters]. Chelyabinsk: South Ural State University Publ., 2006. 52 p.

5. Emtsev B.T. Tekhnicheskaya gidromekhanika: ucheb. dlya vuzov [Engineering fluid dynamics: Textbook for higher schools]. Moscow: Mashinostroenie Publ., 1987. 440 p.

6. Isachenko V.P., Osipova V.A., Sukomel A.S. Teploperedacha: uchebnik dlya vuzov [Heat transfer: Textbook for higher schools]. Moscow: Energiya Publ., 1975. 488 p.

7. Belyaev E.N., Chvanov V.K., Chervakov V.V. Matematicheskoe modelirovanie ra-bochego protsessa zhidkostnykh raketnykh dvigateley [Mathematical modeling of the working process in liquid rocket engines: Tutorial]. Moscow: Moscow Aviation Institute Publ., 1999. 228 p.