Расчетно-экспериментальные исследования рабочих процессов в комбинированных ДУ с конденсированными компонентами топлив тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

На правах рукописи

Семенов Павел Александрович

Расчетно-экспериментальные исследования рабочих процессов в комбинированных ДУ с конденсированными компонентами топлив

Специальность 01.02.05 «Механика жидкости, газа и плазмы»

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата физико-математических наук

3 1 ОПТ 2013

005536455

Москва

-2013

005536455

Работа выполнена на кафедре «Тепловые процессы» федерального государственного автономного образовательного учреждения высшего профессионального образования «Московский физико-технический институт (государственный университет)»

Научный руководитель: Доктор технических наук, профессор,

зам. начальника отделения 2 государственного научного центра Российской Федерации -федерального государственного унитарного предприятия «Исследовательский центр имени М.В. Келдыша»

Борисов Дмитрий Марианович.

Официальные оппоненты: Ягодников Дмитрий Алексеевич

доктор технических наук, профессор, «Московский государственный технический университет им. Н. Э. Баумана», зав. кафедрой «Ракетные двигатели». Мосолов Сергей Владимирович кандидат физико-математических наук, государственный научный центр ' Российской Федерации — федеральное государственное унитарное предприятие «Исследовательский центр имени М.В. Келдыша».

Ведущая организация: Открытое акционерное общество «Корпорация

«Московский институт теплотехники».

Защита диссертации состоится «08» ноября 2013 года в 10 ч. 00 мин. на заседании диссертационного совета Д 212.125.14 в Федеральном государственном бюджетном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)» (МАИ) по адресу: 125993, г. Москва, Волоколамское шоссе, д. 4.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке МАИ по адресу: 125993, г. Москва, Волоколамское шоссе, д. 4.

Автореферат разослан «Р^- » ^_2013 года.

Ученый секретарь

диссертационного совета Д 212.125.14,

кандидат физико-математических наук, с.н.с. ^/(/И. 7 Гидаспов В.Ю.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Работа посвящена разработке комплексной методики расчета внутрибаллистических характеристик и экспериментальному исследованию многократного включения ГРД, а также исследованию активных методов тепловой защиты применительно к РДТТ и ГРД.

Актуальность работы.

В настоящее время иностранными и российскими компаниями ведутся активные исследования в области гибридных ракетных двигателей. Проблема изучения ГРД является актуальной по нескольким причинам. Во-первых, существует возможность снижения стоимости выведения полезного груза на орбиту. Американские исследования показали, что ГРД может быть использован на первой ступени ракеты легкого класса Pegasus XL. Данное обстоятельство вкупе с возможностью воздушного старта этой ракеты позволит существенно снизить стоимость выведения. Во-вторых, ГРД могут быть применены как двигатели- для пилотируемых кораблей в первую очередь благодаря своей безопасности и экономическим показателям. Американская компания Scaled Composites выиграла в конкурсе Ansari X Prize, создав пилотируемый суборбитальный космический корабль Space Ship One на базе ГРД. В 2013 году прошел успешные испытания корабль Space Ship Two, который является модификацией SS1. В 2014 году планируется осуществление коммерческих суборбитальных полетов на SS2. В рамках данной работы была продемонстрирована возможность увеличения дальности полета гипотетического аппарата с многократно включаемым двигателем. Рассчитывалась траектория полета аппарата с постоянно включенным двигателем и с двигателем, включающимся периодически. В первом случае конечной точкой траектории считалась та, в которой скорость аппарата, двигающегося по инерции после выгорания всего топлива, снижалась до начальной (3.5 М). Во втором случае каждый период состоял из активного и пассивного участка. Длительность активного участка составляла 20 секунд. Конечной точкой пассивного участка являлась точка, в которой скорость аппарата снижалась до начальной (М=3,5). Активные и пассивные участки чередовались до полного исчерпания запаса топлива на борту летательного аппарата. Дальность полета при периодически включающимся двигателе увеличилась примерно на 10%. Таким образом, ГРД, как двигатель с возможностью многократного включения, может быть эффективнее силовых установок с однократным включением.

Существуют многочисленные экспериментальные работы ведущих зарубежных институтов направленных в основном на увеличение скорости горения топлив, используемых в ГРД. Выполненный обзор литературы позволил выделить ряд нерешенных проблем в области ГРД:

1. Отсутствие комплексной методики расчета внутрибаллистических

характеристик ГРД;

2. Отсутствие исследований активной тепловой защиты для ГРД;

3. Отсутствие исследований многократности включения ГРД.

Эти проблемы позволили определить цель и задачи данной работы. Целью работы является исследование процессов в ГРД для создания комплексной расчетной методики, позволяющей прогнозировать внутрибаллистические характеристики двигателя, а также позволяющей оптимизировать конструкцию с целью улучшения энергетических характеристик.

Предметом исследования данной работы являются физические и тепловые процессы, происходящие в газовом тракте гибридных ракетных двигателей. Метод исследования

Результаты работы получены с помощью совместного использования математического моделирования и экспериментальных исследований, что позволяет обеспечить всесторонний анализ рассматриваемых задач. Математическая модель основывается на решении квазиодномерных уравнений газовой динамики с учетом массоприхода от заряда твердого горючего и с учетом изменения площади канала заряда от времени. В качестве модели горения использована модернизированная модель горения Марксмана. При численном решении использовался метод Годунова.

Основными задачами, решаемыми в работе являются:

1. Создание комплексной расчетной методики, позволяющей прогнозировать внутрибаллистические характеристики ГРД с зарядом сложной формы с учетом изменения характеристик двигателя, позволяющей проводить оптимизацию конструкции, а также оценивать полноту сгорания в эксперименте;

2. Проведение экспериментальных исследований крупномасштабного ГРД с развитой поверхностью горения заряда сложной формы с целью верификации расчетной методики, а также для подтверждения возможности многократного запуска ГРД после длительной паузы с продувкой азотом;

3. Оценка эффективности применения методов активной тепловой защиты для предотвращения эрозии материала критического сечения сопла ГРД.

Научная новизна

1. Разработана квазиодномерная нестационарная численная методика с подвижной стенкой для расчета внутрибаллистических процессов в ГРД;

2. Предложена модификация модели скорости горения полимера с учетом изменения параметров газового потока по длине канала заряда. Проведена интеграция модели горения в комплексную методику;

3. Получены экспериментальные данные и исследованы физические процессы, подтверждающие возможность многократного запуска крупномасштабного ГРД на жидком кислороде (тяга ~ до 2.5 тс, расход окислителя ~ 7-10 кг/сек) с длительной паузой между включениями, проведена верификация численной методики;

4. Показана эффективность применения двухслойных течений, как средства тепловой защиты критического сечения в ГРД.

Практическая ценность результатов данной работы заключается в том, что предложенный численный метод расчета процессов в ГРД позволяет прогнозировать основные характеристики натурных двигательных установок на различных режимах функционирования. ' Подтверждена возможность

многократного запуска ГРД, что может быть использовано при проектировании летательных аппаратов для повышения баллистической эффективности.

Личный вклад

Автором разработана комплексная численная методика и проведена серия расчетов внутрибаллистических процессов в ГРД, а также расчетов эффективности завесного охлаждения критического сечения. Произведена верификация методики и параметрические расчеты, направленные на оптимизацию конструкции модельного ГРД. Автором выполнена серия огневых испытаний модельного ГРД на жидком кислороде, направленных на верификацию расчетной методики, а также на выявление возможности многократного включения ГРД.

Достоверность результатов

Достоверность подтверждается сопоставлением расчетных данных с экспериментальными для профиля выгорания заряда и внутрибаллистических характеристик, а также сопоставлением с экспериментальными данными других авторов.

Основные положения, выносимые на защиту:

1. Комплексная численная методика расчета внутрибаллистических процессов в ГРД;

2. Результаты экспериментальных исследований крупномасштабного ГРД на жидком кислороде (тяга ~ до 2.5 тс, расход окислителя ~ 7-10 кг/сек) многократного включения;

3. Результаты расчетных исследований и оптимизации формы заряда твердого горючего ГРД;

4. Результаты расчета эффективности применения двухслойных течений, как средства тепловой защиты критического сечения в ГРД.

Апробация результатов исследования

Основные результаты, изложенные в диссертации, докладывались на:

51-й открытой конференции Московского физико-технического института (г. Москва, 23 октября, 2008 г.), 53-й открытой конференции Московского физико-технического института (г. Москва, 28 октября, 2010 г.); European conference for aero-space science (г. Санкт-Петербург, 4-8 июля, 2011 г.) , XXIX Российской школе, посвященной 85-летию со дня рождения В. П. Макеева (г. Миасс, 23-25 июня, 2009 г.), научных семинарах ГНЦ ФГУП «Центр Келдыща».

Структура и объем диссертации

Диссертация состоит из введения, 4 глав, заключения и списка литературы. Общий объем диссертации - 148 страниц, работа содержит 12 таблиц, 69 рисунков и список литературы из 79 наименований.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении дана краткая характеристика гибридных ракетных двигателей, их преимуществ по сравнению с другими типами двигателей, приводится краткая история развития и исследования ГРД, обоснована актуальность работы.

В первой главе диссертации сформулирована цель работы, приведена постановка задачи, дано краткое описание основных физических процессов, происходящих в камере ГРД, приведен краткий обзор литературы по существующим направлениям исследования ГРД. Сформулированы задачи диссертационного исследования, показаны практическая значимость, научная новизна и обоснована достоверность полученных результатов.

Вторая глава содержит физико-математическую модель процессов в камере ГРД, модель горения топлива и численную методику решения.

В работе решается квазиодномерная нестационарная задача (одномерное течение газа в осесимметричном канале переменного сечения) со следующими допущениями: компоненты продуктов сгорания можно рассматривать как равновесную смесь, полученную после завершения процесса горения, с эффективным давлением, плотностью и скоростью, осредненными по сечению; газовая смесь и каждый из компонентов смеси подчиняется уравнению состояния совершенного газа; принимается, что процесс горения протекает без теплообмена с окружающей средой (адиабатически замкнутая система); продукты деструкции твердого топлива поступают перпендикулярно потоку газовой смеси; время разложения твердого топлива и его диффузии с окислителем бесконечно мало; соотношение горючего и окислителя в зоне реакции стехиометрическое; отсутствует передача тепла за счет теплопроводности вдоль оси в газовом потоке; скорость химических реакций в зоне горения бесконечно большая; вязкость и теплопроводность газовой смеси учитывается при расчете скорости выгорания заряда; при необходимости задается изменение площади критического сечения от времени. Система уравнений может быть записана в следующем виде:

= 1(хД) • иг(хД) ■ р(-;

З(риР) д(ри2Р+ рР) ЭР д\. + дх Р3х

0(е!9 , 3((е + р)иР)_о

+

+

= 6+(хД) - 9_(хД) + срГТ^;

= 0;

£ = суТ;

и Л ГА 3(соРР) , 3(с0риР)

+

дг дх

д(серЮ д(С[ри¥) дt дх

= Вг-ёг!

3(соГрР) , 3(сг,ппРЧ

+

д1 дх

V = рат,

где иг(х, 0 - скорость горения твердого компонента топлива (будет представлена ниже), р = р(х, 1) - плотность смеси (окислитель + газообразное топливо + продукты сгорания), Б = Р(х, I) -площадь сечения канала, и = и(х, ^ -скорость движения смеси, Рг —плотность топлива в твердом состоянии, 1(х, I) —периметр сечения канала, р = р(х, 1) - давление газовой смеси, е = е(х,1) - полная энергия единицы объема газовой смеси, 8+(хД) —энергия, выделяемая при сгорании топлива на единицу длины канала в единицу времени, 8_(хД) —энергия, требуемая на разложение топлива на единицу длины канала в единицу времени.

gf" = 1(х, 1) ■ иг(х, 0 • Р( -приход топлива на единицу длины канала в единицу времени,

срГ —удельная теплоемкость газообразного топлива при постоянном давлении,

—температура сублимации топлива,

су = с0сУ0 + + со5суоГ - удельная теплоемкость смеси при постоянном объеме,

ср = с0ср0 + сгсрг + с0[ср0(, удельная теплоемкость смеси при постоянном давлении,

Лун = 8,314 Дж/(кг * К) - универсальная газовая постоянная, С| —концентрация одного из компонент газовой смеси, Цр молярная масса одного из компонент газовой смеси. ёо-ёп ё(> " убыль окислителя, приход газифицированного горючего, убыль горючего, приход продуктов сгорания на единицу длины камеры, которые вычисляются путем сравнения массового соотношения окислителя и горючего в данном сечении со стехиометрическим соотношением:

р(Е+ V),

газовая постоянная для смеси,

go =

Ктшг/Д1,

т

т

gf" = 1(х, 0 • иг(х, 0 • р[ -приход топлива на единицу длины, ~ Во + йГ —приход продуктов сгорания на единицу длины.

7

В качестве модели горения топлива используется модернизированная модель Марксмана.

Зона горсшгх

Рис. 1. Модель горенш

Тепловым потоком внутрь материала заряда можно пренебречь, тогда все тепло от газового потока идет на разложение твердого горючего:

Приблизительное решение для числа Стэнтона может быть выражено следующим образом:

2

при этом коэффициент трения без вдува и эмпирический коэффициент со вдувом могут быть записаны следующим образом:

= 0.0296 Яе^ 2 =1.27/Г°", где р = ^ Рг"2'3

2 С/0 К

При этом модель была модернизирована, в нее включен расчет вязкости по Уилку для смеси компонентов и расчет теплопроводности по Массону и Саксене:

и =

и;

к

1+■•• 1+—+••• ■X. X. Хщ X*

М Х1

Также введена поправочная функция, которая ~ на 10% увеличивает скорость горения в конце заряда. В итоге скорость горения может быть записана как:

г = 0.0378" РГ2'3

Для численного решения задачи применялся метод Годунова для уравнений газовой динамики. Данный метод основан на точном решении задачи Римана. Метод является интегральным и консервативным, что автоматически дает выполнение законов сохранения. Система уравнений может быть записана в виде:

du , ал(и) _ - + — = С; где ü =

/ р/7,\

puF eF pc0F pcfF \pccF \ f

l PuF \ (pu2 + p)F (e + p)uF puc0F puCfF puccF 0

, С =

/ \

3F

0+ - 0_ + cpAT/5/+

\

~9o 9f+ ~ 9Г 9c+

9Г+/РГ /

При переходе к разностной схеме производилось разделении уравнений по физическим процессам. Вследствие этого на каждом шаге по времени первым этапом проводится расчет процессов переноса вещества при постоянной площади поперечного сечения Б, а вторым — разгар канала, т.е. изменение площади сечения на данном временном шаге.

В таком случае разностная схема имеет вид:

„п + 1 П ^ I I -IV, 11

i - l/2Fi-!/2 ~Wi + l/2Fi+1/2) + ßl"(Fi+l/2 - Fi-1/2) + flz"

„n + 1 „n .F = F . + 1 i

где

Pf

-At

и - вектор искомых переменных, векторы IV; _ ^^ и IV ^ + представляют собой поток параметров через левую и правую границы /-ой ячейки, й2 - вектор правых

U =

(Р\ ри

е

рс0

,w =

ри ри2 + р

(¿vT + Y) Ри + Ри

рис„ pucf рисс

.Й1 =

о

О О

О

I

,Я2 =

9 Г

О

: Тп — На

\

\

-9 о з^г-д'

/

Нижние целые индексы ¡=1,2,... обозначают значения функций, отнесенные к центру масс соответствующей ячейки, а нижние полуцелые индексы i ± 1/2 обозначают значения функций на границах ячеек с индексами i и /±У. Верхний индекс п=0,1,2,... обозначает номер шага (слоя) по времени.

Щ = ¿р (^¡-1/2 + Fi+i/2 + 7^-1/2^+1/2) - объем части канала, приходящейся на i-ю ячейку, At- шаг по времени, Axt = h- размер ('-ой ячейки (разбиение равномерное).

о п п

Значение векторов Wi _ и + 1^20ПРеДеляется из решения задачи о распаде разрыва.

Задача Римана решается в предположении о том, что параметры газа остаются постоянными внутри каждой из дискретных ячеек, т.е. и" = const при

71 fl

xi-l/2 <x < Xi+1/2, Ui + l = const при X > Xi+i/2 и Uj _ J = const при X < Xj-1/2-

Данный метод имеет первый порядок точности по пространству и времени. Размер шага по времени определялся для каждого слоя отдельно из критерия устойчивости Куранта-Фридрихса-Леви:

Atn = U£ax = max(uf + с?), i = 0,l,.../,n = 0,l,...N, где Ax- шаг

Umax i

пространственной сетки, с"-скорость звука на n-ом временном слое, С<1 -параметр численного метода.

Начальные условия задавались для каждого из перечисленных параметров в следующей форме:

р° = р°/(ЯГ?) ; F? = Finit ; гг° - G0/(p° • F?) ; ej> = р?cvT? + |p?(up)2 ; с, ? = 1 ; P? = Vinit ; T? = Tinit; I? = JtoFf; C0 ? = 0 ; cc ? = 0

Здесь Vinif Tinit, uinit ~ начальные значения давления, температуры и скорости газа в канале, Fjnlt- заданная геометрия.

Кроме этого задавалось начальное значение для расхода окислителя Gj = Go-Граничные условия для входного сечения задавались в виде, приведенном в таблице ниже. Граничные условия для выходного сечения задавались посредством введения виртуальной N+1 ячейки. При этом на выходе происходил снос параметров течения.

Параметр Входное сечение Выходное сечение

Площадь поперечного сечения канала «S3 II Т?П _ Т?П rN+1 — rN 1

Давление газа Ро = РГ PN+I = VN

Температура газа То = т° - Ю2/(2ср) rpn _ TTl 'N+1 — 'N

Скорость газа и? = Go/(Pon • PS) ufj+i = uJJ

Плотность газа Ро" = Ро"/(ДГ0") PN+I = PN

Полная энергия ед. объема газа eS eN+1 = eN

Концентрации окислителя, горючего, смеси со о = 1> с/ о = г 71 — (1 40 ~ и r n _ _ n. c0 N+1 — L0 N' r n _ „ n. cf N+1 — cf N' r n _ r n С N+1 — CC N

Таб. 1. Граничные условия

Третья глава посвящена экспериментальным исследованиям процессов в ГРД и верификации разработанной методики.

В рамках верификации методики была проведена серия расчетов для экспериментов с ГРД, результаты которых представлены в литературе. Первый эксперимент (рис. 2) проведен Индийской лабораторией Defence Research and Development Laboratory на малогабаритном газогенераторе с НТРВ+РА в качестве

давление, к гс/см 2

-1-

эксперимент —расчет

¡Время, сек|

S

fj=H=C

радиус канала, мм

- эксперимент

-расчет

¡координата вдоль заряда, пллл

Рис. 2. Сравнение расчетных и экспериментальных данных для давления и разгара канала заряда. топлива и КБЫА в качестве окислителя. Второй эксперимент проводился в НИЦ ЦИАМ. Горючее - полиэтилен, окислитель - газообразный кислород (рис.3). Третий эксперимент проводился на стендовой базе ОАО «ФНПЦ «АЛТАЙ». Горючее каучук СУРЭЛ+ТАЦ, окислитель - газообразный кислород (рис. 4).

140 135 130 125 120

радиус канал, мм

1

-т—Г 1 1

эксперимент —расчет

Координата вдоль заряда, мм|

0,2

0,4

1,2

Рис. 3. Сравнение расчетного и экспериментального разгара канала.

Рис. 4. Сравнение расчетных и экспериментальных данных для давления и разгара канала заряда. В рамках данной работы диссертантом была проведена серия экспериментов на крупномасштабном ГРД. Целью экспериментальных исследований являлось

11

подтверждение возможности многократного запуска гибридного двигателя после длительной паузы с продувкой азотом и верификация разработанной комплексной методики.

В качестве горючего в работе использовался полиуретан, в качестве окислителя - жидкий кислород.

Многократность включения достигалась за счет использования малорасходных газогенераторов, работающих на водородно-воздушной смеси. Между включениями проводилась продувка двигателя азотом с целью имитации охлаждения установки. Были проведены оценочные расчеты теплового состояния форсуночной головки при помощи пакета Solid Flow Works, максимальная

Рис. 5. Тепловое состояние рис. 6. Общий вид модельного ГРД.

форсуночной головки

Общий вид ГРД приведен на рисунке 6. В переднем торце камеры установлены пусковые

малорасходные газогенераторы.

В первом цикле испытаний двигатель

полностью отработал всю заданную программу. Был произведен уверенный

повторный запуск после 6 секундной продувки азотом. При этом произошел значительный разгар

критического сечения ~ 12 мм на сторону, что свидетельствует о

значительном окислительном потенциале продуктов

температура не превысила 250 К (рис. 5).

выгоревшим свод, мм

ЧА

-•-расчет —эксперимент

|Координата вдоль заряда, мм| 600 800 1000

Рис. 7. Разгар канала заряда в первом испытании

давление. Зб кгс/см2

—да вление1 давление 2 —давление 3 - расчет

Рис. 8. Зависимость давления от времени < первом испытании

сгорания вкупе с высокой температурой. На рисунке 7 приведено сравнение расчетных и экспериментальных данных для разгара канала заряда. В районе ~100 мм от переднего торца заряда наблюдаются вымывы, что, как видится, связано с недостаточным разбиением струй кислорода от форсуночной головки.

На рисунке 8 представлена зависимость давления в камере ГРД от времени в эксперименте и для расчета. На рисунке 9 - тяга.

1БОО 1400

ТЕ

тяга, кгс

расчет -эксперимент

Рис. 9. Зависимость тяги от времени в первом испытании.

12 - выгоревший свод, мм

\ , _

б ... . .

-♦-расчет

—эксперимент

|длина, мм|

ЮО 200 ЗОО 400 500 600 700 800 ЭОО

Рис. 10. Разгар канала заряда во втором испытании.

давление, к гс/см 2

—давление 1 —давление 2

- давление 3

- расчет

время, сек

13 15 17 19 21 2В 25

31 33 35 37 39

Рис. 11. Зависимость давления от времени во втором испытании.

заряда была завышена его скорость горения,

Для второго цикла испытаний на жидком кислороде были внесены изменения в конструкцию ГРД. Для меньшего уноса вкладыш критического сечения был выполнен из стеклопластика, после форсуночной головки была установлена стекло-

пластиковая диафрагма для дополнительного дробления струй кислорода.

Произведено успешное повторное включение после 24-секундной продувки азотом. Унос критического сечения ~ 9 мм на сторону при большем времени работы. На рисунке 10 приведен профиль разгара заряда. Как видно из диаграммы диафрагма

выполнила свои функции. На рисунке 11 представлена зависимость давления от времени, на рисунке 12 -тяга.

Все верификационные расчеты находятся в удовлетворительном соответствии с

экспериментальными данными. Доказана

возможность проведения многократного включения ГРД. При проектировании которая рассчитывалась по

осредненным эмпирическим зависимостям, так как комплексная методика на тот момент еще не была дописана.

В результате в камере осуществлялось горение со значительным избытком окислителя. Как показали расчеты (рис. 13) в начале испытания более половины кислорода не сгорало, а в конце испытания кислорода оставалось более 70 % по массе, что, в свою очередь, обеспечивало большие уносы углеродного вкладыша критического сечения. Соответствующие температуры в камере и удельный импульс для начала и конца запуска соответственно 1970К и 1353К, 207 с и 158 с при степени расширения 10. Отсюда можно сделать вывод о необходимости увеличения длины заряда при сохранении остальных геометрических характеристик.

При помощи разработанной методики были проведены параметрические расчеты удельного импульса от длины заряда при фиксированных параметрах -геометрии сечения канала заряда, расхода кислорода, площади критического сечения, площади выходного сечения 10. На диаграмме (рис.14) представлено распределение среднего за время работы двигателя удельного импульса в зависимости от длины заряда. Максимум расположен в районе длины 3 м. График расчетного пустотного удельного импульса для этого случая представлен на рисунке 15. При этом за время работы кардинально меняется соотношение

массовая 1 |темперэту ра, 1.1 массовая 1 |Температура,| 1500

______ ——^- 12К

—нонц. кислорода ....... 1500 —конц.пр. —_ 1000

сгорания 12SO сгорания .-г""

750

1000 /

750 S 500

--------- 0,2 - --- ^ 250

|координата от начала »аряда, м| ------ [координата от начала заряда, м

О ОД 0.2 О.» 0,4 0,5 Ofi О,» О,» 0.1 0,2 0.3 0,4 0,5 О.в 0.7 0.8

Рис. 13. Распределение концентраций и температуры в испытаниях.

компонентов: в начале происходит горение с избытком топлива, к концу запуска наблюдается избыток окислителя. Максимальный пустотный удельный импульс тяги составил 282 с при температуре 3340К при степени расширения 10 по площади, для степени расширения 100 - импульс 331 с. В рамках работы была проведена оптимизация формы заряда с целью обеспечения минимальных

1400 ЮОО - тяга, кгс| у

—эксперимент

* расчет

200 -

5 7 9 11 13 15 17 19 21 23 2S 27 29 31 33 35 37 39 41 43 45 47

Рис. 12. Зависимость тяги от времени во втором испытании.

остатков топлива на момент завершения работы.

Зависимость начальной

площади сечения от координаты показаны на рисунке 16.

Четвертая глава

диссертации посвящена

двухслойным течениям в ракетных двигателях, как средству тепловой защиты соплового блока. В главе приводится краткий обзор механизмов разрушения углеродосодержащих композиционных материалов, экспериментальные и

расчетные результаты по эффективности двухслойных течений.

При проектировании РДТТ и ГРД возникает вопрос защиты критического сечения от продуктов сгорания. С повышением энергетических характеристик твердого топлива для РДТТ увеличиваются температуры сгорания, что приводит к новым механизмам уноса углеродных материалов. Для ГРД критичным является еще и высокий окислительный потенциал продуктов сгорания. В свое время был предложен метод активной тепловой защиты критического сечения для РДТТ, который заключается в расположении в непосредственной близости от критического сечения дополнительного заряда твердого топлива, обладающего более низкой температурой или

окислительным потенциалом.

В Центре Келдыша была проведена серия экспериментов, направленных на подтверждение эффективности двух-

слойных течений, как средства тепловой защиты. Суть опытов заключалась в

Расчетный пустотный удельный импульс, сек

♦ ♦

♦

|длина заряда, м

1 1.5 2 2,5 3 3,5

Рис. 14. Средний удельный импульс за время работы от длины заряда.

для длины заряда 3 м.

0,05 -0,045 0,04 0,035 0,03 0,025

площадь сечения канала,' м2

¡координата от начала заряда, ни]

Рис. 16. Начальная площадь сечения канала от координаты вдоль заряда.

установке молибденового неуносимого вкладыша в критическое сечение и измерении температуры на его внутренней стенки в двух точках. Проводилось две серии опытов. В одной из них использовалась отдельная камера с размещенным в ней зарядом холодного топлива, при этом продукты сгорания охладителя вдувались через щель перед критическим сечением. Во второй серии использовалось последовательное расположение зарядов с утопленным соплом. Для оценки эффективности завесного охлаждения применяется комплексная методика, включающая методику двумерного расчета турбулентного течения двухкомпонентного нереагирующего газа и также методику расчета нестационарного теплового состояния. На рисунке 17 схематически изображены схемы организации завесы.

Рис. 17. Схемы организации завесы. Слева - схема с щелевым, вдувом, справа - последовательное расположение зарядов.

На рисунке 18 представлено сравнение изменения температуры стенки критического сечения в зависимости от относительного расхода охладителя и схемы организации завесы. По разработанной и верифицированной на РДТТ

методике были проведены

параметрические расчеты уносов критического сечения сопла в ГРД в зависимости от относительного расхода охладителя. В качестве охладителя был выбран фторопласт (поз.1), расположение вкладыша из которого представлено на рисунке 19. Скорость уноса фторопласта оценивалась по полуэмпирическим зависимостям. В качестве материала критического сечения был выбран углерод-углерод типа ЭРА-2 (поз.2). Распределение концентраций и тепловое состояние вкладыша критического сечения оценивалось аналогично расчетам для РДТТ (снизу рисунка 19 для относительного расхода охладителя 0,5%). Расчеты показали, что температура и окислительный потенциал снижаются в 2 раза даже при самом малом относительном расходе охладителя, равном 0.1%. Притом расчетный унос критического сечения без завесы составил 3,32мм на сторону (рис. 20) за 10 секунд работы двигателя.

Рис. 18 Сравнение температуры стенки критического сечения.

Рис. 20. Унос критического сечения от времени при отсутствии завесы. При минимальном расходе охладителя унос практически нулевой.

Основные результаты работы

1. Разработана квазиодномерная нестационарная физико-математическая модель для расчета процессов в ГРД, позволяющая проводить расчет внутрибаллистических характеристик ГРД в зависимости от времени работы, с учетом выгорания заряда произвольной формы, изменения расхода окислителя, разгара критического сечения, основываясь на теплофизических свойствах горючего геометрических данных и данных по термодинамике. Методика позволяет проводить оценку полноты сгорания, по результатам модельных экспериментов, а также проводить оптимизацию формы заряда с целью повышения энергетических характеристик двигателя.

2. Модернизирована и интегрирована в комплексную методику расчета процессов в ГРД диффузионная модель горения твердого компонента топлива. В модели производится учет зависимости скорости горения от изменяющихся свойств газового потока в канале заряда горючего, в том числе теплоемкости и вязкости, которые рассчитываются исходя из соотношений, предложенных Уилком и Масоном-Саксеной.

3. Проведена верификация разработанной расчетной методики на модельных ГРД, различающихся как компонентами топлива, так и габаритно-массовыми характеристиками.

4. Выполнена разработка и экспериментальные исследования физических процессов в крупномасштабном ГРД, работающего на паре жидкий кислород-полиуретан, с тягой < 2,5 тс и расходом окислителя ~ 7-10 кг/сек с системой многократного запуска при помощи водородно-воздушных малорасходных газогенераторов. Экспериментально подтверждена возможность многократного запуска на крупномасштабном ГРД после длительной паузы с продувкой азотом. Полученные экспериментальные данные по профилю выгорания зарядов и по внутрибаллистическим характеристикам подтвердили корректность разработанной методики.

Рис. 19. Сопловой блок ГРД с охладителем. Завесное охлаждение ГРД.

Проведена оптимизация формы заряда для модельного ГРД.

6. Проведены расчетно-экспериментальные исследования завесного охлаждения в РДТТ посредством применения двухсоставных зарядов твердого топлива с разной температурой горения. Показана эффективность завесного охлаждения критического сечения с уменьшением температуры стенки на ~ 900К в конце эксперимента.

7. Предложен метод защиты критического сечения в ГРД посредством расположения перед минимальным сечением вставки из фторопласта. Проведены параметрические расчеты, показывающие эффективность завесного охлаждения в ГРД.

Список публикаций соискателя по теме диссертации

I. Научные труды, опубликованные в ведущих рецензируемых научных изданиях, рекомендованных ВАК Минобрнауки России:

1. Семенов П.А., Борисов Д.М., Руденко А.М., Дегтярев С.А., Моделирование двухслойных течений и теплообмена при организации завесы в высокоэнтапьпийных потоках. // Журнал Вестник Московского авиационного института, 2011,т. 18, №5. С. 23-32.

2. Семенов П.А., Губертов A.M., Миронов В.В., Борисов Д.М., Дегтярев СА., Экспериментальное исследование эффективности активных методов тепловой защиты проточных трактов энергоутсановок при температурах свыше 4000К. //Журнал «Известия РАН. Энергетика», 2012, №5. С. 110-116.

3. Семенов П. А., Куранов M.JI, Руденко А.М., Дегтярев С А, Моделирование двухслойных течений и теплообмена в каналах энергетических установок. //Журнал «Известия РАН. Энергетика», 2012, №5 .с. 98-103.

И. Другие научные труды, опубликованные по теме диссертации:

4. Семенов П.А., Исследование двухслойных течений, как средства тепловой защиты ракетных двигателей на твердом топливе. // Краткие сообщения XXIX Российской школы, посвященной 85-летию со дня рождения В.П. Макеева, 2009, с. 86-88.

5. Семенов П.А., Исследование двухслойных течений как средства тепловой защиты ракетных двигателей на твердом топливе. // Труды 51-й научной конференции МФТИ, 2008, ч. Ш., т. 1. С. 14-16.

6. Семенов П.А., Исследование особенностей газодинамических процессов и теплового состояния РДТТ с активной тепловой защитой. // Труды 53-й научной конференции МФТИ, 2010, ч. Ш. С. 53-55.

Множительный центр МАИ (НИУ) Заказ от /£>„201 % г. ТиражбС* экз.

ФЕДЕРАЛЬНОГО ГОСУДАРСТВЕННОГО АВТОНОМНОГО ОБРАЗОВАТЕЛЬНОГО УЧРЕЖДЕНИЯ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ «МОСКОВСКИЙ ФИЗИКО-ТЕХНИЧЕСКИЙ ИНСТИТУТ (ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ)»

На правах рукописи

УДК 621.454.4 +

04201363164

Семенов Павел Александрович Расчетно-экспериментальные исследования рабочих процессов в комбинированных ДУ с конденсированными компонентами топлив

Специальность: 01.02.05 - механика жидкости, газа и плазмы

Диссертация на соискание ученой степени кандидата физико-

математических наук

Научный руководитель: доктор технических наук, профессор

Борисов Дмитрий Марианович

Москва 2013

Введение 4

1. Анализ работ по тематике ГРД. Постановка задачи 10

1.1. Цель работы 10

1.2. Постановка задачи. Физические особенности процессов в ГРД 10

1.3. Обзор литературы 13

1.4. Задачи исследования. Научная новизна, практическая ценность и достоверность полученных результатов 22

1.5. Выводы по главе 1 25

2. Моделирование процессов в ГРД 26

2.1. Физико-математическая модель процессов в ГРД 26

2.2. Модель горения топлива 32

2.3. Численный метод 40

2.4. Выводы по главе 2 44

3. Экспериментальные исследования процессов в ГРД 46

3.1. Экспериментальные исследования процессов в ГРД на модельном газогенераторе 2ЭД43 47

3.1.1. Газогенератор с газообразным кислородом 50 3.1.1.1. Схема газогенератора 50

3.1.2. Газогенератор с жидким кислородом 64

3.1.2.1. Оценка теплового состояния форсуночной головки 64

3.1.2.2. Система воспламенения. Многократность запуска 67

3.1.2.3.Схема газогенератора 70

3.1.2.4. Описание стенда и циклограмма работы 73

3.1.2.5. Результаты экспериментальных исследований модельного ГРД на жидком кислороде 79

3.2. Ранее проводимые экспериментальные исследования модельных ГРД 91

3.3. Сравнение расчетных и экспериментальных данных по моделированию процессов в камере ГРД 95

3.4. Анализ результатов исследования. Рекомендации по оптимизации формы заряда 110

3.5. Выводы по главе 3 118

4. Двухслойные течения в РД, как средство тепловой защиты 119

4.1. Расчетно - экспериментальные исследования активных методов тепловой

защиты в РДТТ 124

2

4.2. Расчетные исследования завесного охлаждения узлов соплового блока в ГРД 133

4.3. Выводы по главе 5 139 Заключение 140 СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ 142

Введение

Работа посвящена разработке комплексной методике расчета внутрибаллистических характеристик и экспериментальному исследованию многократного включения ГРД, а также исследованию активных методов тепловой защиты применительно к РДТТ и ГРД.

В настоящее время с развитием и совершенствованием ракетно-космической техники появляются новые требования, предъявляемые к двигательной установке, которые заключаются в максимальной эффективности ее использования. В частности, при выведении полезного груза на орбиту Земли важнейшими задачами являются обеспечение минимальной стоимости запуска, поддержание высокого уровня надежности и безопасности ракетоносителей и двигателей, а также упрощение процесса их подготовки к пуску и улучшение других эксплуатационных характеристик. В значительной степени этим требованиям удовлетворяют гибридные ракетные двигатели (ГРД), что подтверждается непрекращающимися многочисленными исследованиями в этой области за рубежом:

- Space Propulsion Group основана в 1999 для разработок топлив с большей скоростью выгорания;

- Orbital Technologies Corporation (OrbTec) были вовлечены в некоторые из правительственных проектов по гибридным ракетам, включая концепт "Vortex Hybrid";

- Rocket Lab занимаются продажами ракетных технологий;

- Reaction Research Society (RRS), в основном известные по работам с жидкостными двигателями, также имеют большую историю работы с гибридными двигателями;

- Copenhagen Suborbitals, датская компания, спроектировавшая и испытавшая несколько ГРД с N20 и жидким кислородом, используя в

качестве горючего эпоксидную смолу, парафин и полиуретан;

4

- Несколько институтов (BYU, University of Utah, Utah State University) совместно работали над созданием легкой ракеты, работающей на НТРВ и газообразном кислороде, которая была запущена в 1995;

- University of Brasilia проводят исследования ГРД на парафине/закиси азота и провели более 50 огневых тестов;

- В Великобритании Bloodhound SSC работают над The Falcon Project гибридной ракете на основе НТРВ;

- Scaled Composites LLS (США) работающие над SpaceShipOne и SpaceShip Two;

- AMROC, Lockheed, ONERA и многие другие.

Любая система, в которой компоненты топлива не полностью гомогенны, может называться гибридной (или комбинированной), но классическим гибридным ракетным двигателем может называться двигатель с комбинацией твердого и жидкого компонентов топлива. Более конкретно — это двигатель с твердым горючим и жидким окислителем, либо с жидким горючим и твердым окислителем.

Гибридная система имеет ряд преимуществ, благодаря её составным твердотопливной и жидкой частям /66/. Во-первых - безопасность при хранении, перемещении и работе, в том числе и в снаряженном виде, что связано с разделением твердых и жидких частей топлива. Даже если некоторое количество окислителя войдет в контакт с горючим реакции не произойдет без инициации. Вторым, не менее важным преимуществом является устойчивость заряда твердого компонента горючего к воспламенению и взрыву при образовании на нем трещин или сколов. Как было показано в работе /1/ горение в трещинах и между зарядом и стенкой камеры не происходит. Другое преимущество гибридных ракет перед РДТТ очень высокие механические характеристики. В большинстве случаев РДТТ дает много меньшие значения удельного импульса по сравнение с ГРД. Но наиболее важным преимуществом ГРД по сравнение с РДТТ является возможность изменения тяги двигателя в широком диапазоне, а также

возможность выключения и повторных запусков путем полного или частичного перекрытия подачи жидкого компонента топлива. Также для ГРД существует возможность регенеративного охлаждения узлов соплового блока.

По сравнению с жидкостными ракетными двигателями, в гибридных системах используется в два раза меньше питающей арматуры для подачи компонентов, что влечет за собой упрощение конструкции и повышение её надёжности. В ГРД один из компонентов топлива — твердый, в большинстве случаев обладающий большей плотностью, что влечет за собой уменьшение объема системы в целом.

Также можно отметить следующие преимущества ГРД: минимальный вред здоровью, окружающей среде, безопасность при производстве, испытаниях, работе. Гибридные двигатели обладают нулевым тротиловым эквивалентом. Стоимость производства также снижается, так как сведена к минимуму необходимость в мерах безопасности специализированного оборудования и персонала.

Вместе с тем, ГРД имеют ряд недостатков. Во-первых, коэффициент избытка окислителя, а вместе с ним и удельный импульс, меняется в течение времени работы двигателя. Полнота сгорания ГРД (0,93 - 0,97) низкая в сравнении с жидкостными или твердотопливными двигателями. Основное ограничение связано с низкой скоростью выгорания твердого компонента топлива. Скорости горения топлива в ГРД на порядок ниже, чем в РДТТ.

В рамках данной работы были проведены параметрические расчеты движения по заданной траектории при помощи программного комплекса, разработанного в Центре Келдыша, основанного на методике моделирования трехмерных траекторий /67/. Цель расчетов — демонстрация эффективности двигателя с многократным включением. Расчеты производились для гипотетического летательного аппарата, близкого по параметрам к ракетам-мишеням и к оперативно-тактическим ракетам. Параметры траектории:

высота полета, м — 15000 (постоянная); начальное число М — 3.5;

Параметры аппарата:

начальная снаряженная масса, кг - 1000,

удельный импульс, с — 320;

тяга, кгс - 2000;

площадь миделя, см2 — 2000;

масса топлива при старте, кг - 500.

Зависимость аэродинамических коэффициентов Сх и Су от высоты и числа М полета были приняты по аналогии с аппаратом сходной геометрии и массы.

Рассчитывалась траектория полета аппарата с постоянно включенным двигателем и с двигателем, включающимся периодически. В первом случае конечной точкой траектории считалась та, в которой скорость аппарата, двигающегося по инерции после выгорания всего топлива, снижалась до начальной (3.5 М). Во втором случае каждый период состоял из активного и пассивного участка. Длительность активного участка составляла 20 секунд. Конечной же точкой пассивного участка являлась точка, в которой скорость аппарата снижалась до начальной (М=3,5). Активные и пассивные участки чередовались до полного исчерпания запаса топлива на борту летательного аппарата. Дальность полета аппарата при работе с постоянно включенным двигателем составила 242 км, дальность полета при периодически включающемся двигателе составила 262 км. То есть выигрыш составил 20 км, при этом задача не носила оптимизационный характер и, как видится, увеличение дальности может возрасти при более корректных параметрах работы двигателя для конкретной задачи. Энергетическая эффективность полетов летательных аппаратов с периодически включаемым двигателем делает проблему изучения ГРД, как двигателя с возможностью многократного включения, актуальной.

В 2004 году был объявлен конкурс Ansari X Prize. Победителю необходимо было построить пилотируемый космический аппарат для подъёма трёх членов экипажа (или одного члена экипажа и эквивалентного груза) на высоту не менее 100 км, после чего выполнить такой полёт ещё раз в течение двух недель. Высота 100 км выбрана как граница космического пространства по определению Международной федерации аэронавтики. Два последовательных полёта должны быть проведены на одном и том же аппарате, причём можно заменить, за исключением топлива, не более 10 % массы аппарата. После выполнения зачётных полётов, корабль должен остаться достаточно исправным, чтобы при необходимости быть запущенным ещё раз. Никто из членов экипажа не должен пострадать. Приз выиграла американская компания Scaled Composites LLS, создав суборбитальный аппарат SpaceShipOne. Оригинальным решением при конструировании аппарата было использование ГРД, работающего на HTPB/N20, который включался на высоте ~ 14 км при отделении от самолета носителя White Knight. Проект был успешным и получил коммерческое развитие в виде SpaceShipTwo(SS2) с самолетом-носителем White Knight2 (WK2), которые 29 апреля 2013 года совершили успешный полет с «горячим» испытанием основного двигателя. Полеты космических туристов планируется начать уже в конце 2013 года, также планируется создать 3 системы из SS2 и WK2 в виду того, что поступает слишком большое количество заказов от желающих отправиться в суборбитальный полет. Таким образом, актуальным является использование ГРД в качестве двигателя для пилотируемых аппаратов, за счет его безопасности и экономической выгоды, что доказывает пример с SS2.

Анализ показал /68/, что гибридный двигатель может быть успешно использован на первой ступени Pegasus XL, если средний удельный импульс достигнет приблизительно 350 секунд. Проектные результаты показали, что ГРД может быть успешно использован для устройств воздушного старта. Количество запусков, осуществляемых для выведения объектов,

стремительно растет. Это влечет за собой необходимость отыскания новых экономичных способов выведения как больших, так и малых спутников. Таким образом, не удивительны поиски решения проблемы запуска малых спутников при помощи воздушного старта, как менее затратного. К тому же, запуск Spaceship-1 мог привлечь внимание к воздушному старту, как к одному из способов доставки космических туристов. Такой способ запуска придает ракете начальную скорость несущего самолета в момент старта. Самолет может долететь в любую точку земного шара, таким образом, существует гибкость в выборе точки старта. Масса топлива ракеты может быть значительно снижена за счет возможности запуска с больших высот. Однако существуют недостатки воздушного старта. К примеру, размеры ракеты ограничены габаритами несущего самолета. Много попыток было предпринято по разработке воздушного старта разными странами, однако, Pegasus XL, разработанный OSC (Orbital Science Corp.) единственное коммерчески доступное средство выведения. Но при этом стоимость выведения одного килограмма полезного груза ракетой Pegasus XL составляет $105.000, что намного больше, чем у ракет аналогичного класса. Это обусловлено в основном дороговизной силовой установки. Ариф Карабейоглы, ведущий американский ученый, занимающийся вопросами ГРД, видит возможность снижения стоимости запуска Pegasus посредством использования гибридной ракетной силовой установки в качестве двигателя. Таким образом, актуальной является проблема дороговизны вывода спутников при помощи легких ракет, которая может быть решена при помощи использования ГРД.

1. Анализ работ по тематике ГРД. Постановка задачи

1.1. Цель работы

Целью работы является исследование процессов в ГРД для создания комплексной методики, позволяющей прогнозировать внутрибаллистические характеристики двигателя, а также позволяющей оптимизировать конструкцию с целью улучшения энергетических характеристик.

1.2. Постановка задачи. Физические особенности процессов в ГРД

Процессы, протекающие в камере ГРД можно условно разделить на 3 основные составляющие (Рис. 1.1.). Во-первых, это подача окислителя в камеру сгорания, при этом окислитель может находиться либо в жидком, либо в газообразном состоянии и иметь различную температуру (1). Во-вторых, это массоприход от заряда твердого компонента топлива, при этом механизм деструкции топлива может быть различным - (2). В-третьих, это движение потока смеси по каналу и преобразование теплоты сгорания компонентов топлива в кинетическую энергию потока продуктов сгорания -

(3).

Анализ результатов экспериментальных и расчетно-теоретических

работ /49/ показывает, что в общем случае возможны два режима горения -

10

кинетический, когда доминирующим фактором является кинетика химических реакций (скорость диффузии компонентов топлива к зоне пламени много больше скорости химических реакций окислителя и горючего) и диффузионный, когда скорость химических реакций настолько велика, что определяющим процессом является диффузия реагентов в зону горения (скорость диффузии компонентов топлива к зоне пламени меньше скорости химической реакции).

Как правило, поток окислителя в канале имеет скорость ~ 50 — 400 м/с при давлении 1-6 МПа, которым соответствуют числа Рейнольдса Яе = 104 - 106. В этих условиях горение газифицируемого горючего происходит в турбулентном пограничном слое с располагающимся внутри него фронтом пламени. Использование модели турбулентного пограничного слоя с химическими реакциями для описания горения в ГРД предложено в работах /50, 51, 52/. Согласно этой модели, горение происходит в тонкой относительно толщины пограничного слоя зоне (фронте пламени), которая разделяет пограничный слой на две области: под фронтом пламени, где преобладает горючее, и над фронтом, где преобладает окислитель, поступающий из основного потока.

В зависимости от свойств компонентов топлива механизм горения твердого компонента может быть различным: переход в газообразное состояние вещества заряда, минуя жидкую фазу; переход в газообразное состояние с образованием на поверхности заряда жидкой пленки; переход в газообразное состояние вещества заряда с отрывом частичек материала заряда, с образованием или без образования жидкой пленки на поверхности. Объединяющим перечисленные механизмы горения является то, что в широком диапазоне изменения режимов работы двигателя определяющим фактором механизма горения, от которого зависит скорость уноса материала заряда, является теплопередача от зоны горения в газовой фазе к поверхности твердого компонента, которая определяется характеристиками турбулентного пограничного слоя.

Квазистационарный процесс горения топлива ГРД можно схематично представить следующим образом:

1. Прогрев «свежего» слоя топлива от начальной температуры до температуры разложения.

2. Газификация топлива с образованием летучих компонентов.

3. Диффузионное и конвективное движение газифицированных компонентов горючего в пограничном слое навстречу диффузионному потоку окислителя из внешнего потока.

4. Формирование узкого слоя фронта горения, где соотношение компонентов горючего и окислителя близко к стехиометрическому.

Скорость горения гибридного топлива определяется соотношением между скоростью реакции в зоне горения и скоростью диффузии к ней реагирующих компонентов. При давлениях, реализуемых в камере ГРД, скорость химических реакций велика, поэтому лимитирующим процессом является диффузия реагентов в зону горения, которая и определяет скорость горения (диффузионный режим) /49/.

В целом скорость горения имеет сложную зависимость от свойств твердого горючего и газового потока в канале заряда, от расстояния меж�