CC BY
64Библиографические ссылки
1. Горностаев В. И. Термодинамический расчет двигателя / САА. Красноярск, 1994.
2. Дорофеев А. А. Основы теории тепловых ракетных двигателей. Теория, расчет и проектирование: учебник для авиа- и ракетостроительных специальностей вузов. М. : Изд-во МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2010. 463 с.
3. URL: http://www.kbhmisaeva.ru/main.php (дата обращения: 10.10.2013).
References
1. Gornostaev V. I. Thermodynamic calculation engine. CAA. Krasnoyarsk, 1994.
2. Dorofeev А. A. Fundamentals of the theory of thermal rocket engines. Theory, calculation and design: a textbook for air and missile universities. M. : Izd-vo MGTU im. Bauman, 2010.463 с.
3. URL: http://www.kbhmisaeva.ru/main.php (date of visit: 10.10.2013).
© Рыбакова В. Н., Мехтиев А. С., 2013
УДК 621.45
АНАЛИЗ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ КИСЛОРОДА В КАЧЕСТВЕ ОХЛАДИТЕЛЯ КАМЕРЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
В. М. Самошкин, П. Ю. Васянина
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]
Проведен сравнительный анализ каналов охлаждающего тракта, имеющих искусственную шероховатость и с гладкой поверхностью дна канала.
Ключевые слова: искусственная шероховатость, охлаждающий тракт, жидкостный ракетный двигатель, кислород.
EFFECTIVENESS OF OXYGEN AS CAMERA COOLER OF LIQUID-PROPELLANT
ROCKET ENGINE
V. M. Samoshkin, P. Y. Vasyanina
Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]
A comparative analysis to cool channels tract with artificial roughness and smooth-surfaced canal bottom is presented.
Keywords: artificial roughness, the cooling path, liquid rocket engine, oxygen.
С ростом давления в камере сгорания и повышением коэффициента массового соотношения окислителя и горючего растет не только удельный импульс двигателя, но и удельный тепловой поток в стенку камеры жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Поэтому создание новых высокоэкономичных двигателей во многом зависит от эффективности системы регенеративного охлаждения камеры двигателя [1].
При работе ЖРД температуры наружной и внутренней оболочек различны и переменны как вдоль оболочки, так и по ее толщине. В наиболее тяжелых температурных условиях работает внутренняя оболочка. Средняя температура ее намного выше, чем у наружной оболочки, и, кроме того, значительно изменяется температура по ее толщине (тем больше, чем больше тепловой поток через стенку и чем меньше теплопроводность стенки) [2].
При таких температурных условиях работы в стенках возникают большие температурные напряжения и ухудшаются механические свойства мате-
риала. Ввиду этого при прочностных расчетах камеры ЖРД необходимо учитывать температуру и неравномерность ее по толщине внутренней оболочки, а также изменение механических свойств материала при повышении температуры [3].
В настоящее время в технической литературе приводится перспективное направление использования в качестве охладителя камеры ЖРД жидкого кислорода с применением технологии изготовления охлаждающего тракта камеры с искусственной шероховатостью по дну канала. В связи с этим возникает вопрос о влиянии шероховатости канала на эффективность охлаждения камеры ЖРД.
Рассмотрим случай, широко встречающийся в ракетостроении: фрезерованные каналы охлаждающего тракта камеры двигателя без создания искусственной шероховатости. Охлаждающий компонент проходит по каналу, отбирая тепло, выделяющееся вследствие сгорания компонентов топлива. Процесс прохождения компонента происходит без дополнительных гидрав-
Решетневскуе чтения. 2013
лических сопротивлений и обусловливается лишь шероховатостью канала после механической обработки.
Во втором рассматриваемом нами случае, когда в качестве дополнительной механической обработки используется электроэрозионная обработка вольфрамовым электродом для создания искусственной шероховатости по дну канала охлаждающего тракта, происходят несколько иные процессы. Компонент, проходя по каналу, испытывает помимо обычных гидравлических сопротивлений, упомянутых в первом случае, еще и дополнительные гидравлические сопротивления, вызванные сложным геометрическим профилем дна канала. Вследствие того что поток встречает на своем пути препятствия в виде искусственной шероховатости, происходит его срыв и возникает турбулентное течение, затормаживающее весь поток (см. рисунок). Из-за уменьшения скорости потока компонент более длительный период времени проходит по охлаждающему тракту. Вследствие задержки охлаждающего компонента происходит больший отбор тепла от огневой стенки ЖРД. Процесс охлаждения происходит более эффективно.
Турбулентное течение потока охладителя по охлаждающему тракту с искусственной шероховатостью по дну канала: 1 - наружная стенка камеры двигателя; 2 - огневая стенка камеры двигателя; 3 - турбулентный поток охладителя; 4 - ламинарный поток охладителя; 5 - искусственная шероховатость по дну канала охлаждающего тракта
Охлаждение криогенным кислородом на сегодняшний день представляет большой интерес, несмотря на то обстоятельство, что в качестве охладителя горючее предпочтительнее, так как оно не создает агрессивной среды. Однако расход горючего всегда меньше, чем окислителя, и горючего компонента может оказаться недостаточно, следовательно, использование жидкого кислорода в качестве охладителя камеры ЖРД предпочтительнее.
Методы расчета теплоотдачи для условий, характерных в охлаждающем тракте ЖРД, основаны на экспериментальных данных. Для развитого турбулентного движения при больших температурных градиентах (Тх/Ткр > 2) можно использовать критериальное уравнение Нуссельта:
№х = 0,023 Яе0'8 Ргх0'4 (Т/Тст.х)0,55,
где Яе - число Рейнольдса; Рг - число Прандтля; Т -температура газа; Тст - температура огневой стенки камеры двигателя, величины с индексом «х» следует определять при средней температуре охлаждающего газа. Более надежные данные в широком диапазоне условий применения газов в качестве охладителей можно получить лишь экспериментально [2].
Еще одним плюсом использования криогенного кислорода в качестве охлаждающего компонента в камере ЖРД является более низкая стоимость изготовления двигателя, обусловленная использованием простого теплозащитного покрытия (ТЗП). Также ввиду высоких охлаждающих свойств, характерных для криогенного кислорода, используемого в ракетной отрасли, материал внутренней оболочки камеры ЖРД допустимо использовать менее жаропрочным и жаростойким, что тоже существенно влияет на стоимость изделия.
При разработке современных ЖРД главными задачами являются повышение надежности и снижение стоимости двигателя. Большой вклад в обеспечение надежности двигателя вносит камера сгорания (КС), работающая при высоких уровнях давлений и температур. В существующих двигателях снижение температуры огневой стенки КС в большинстве случаев достигается за счет применения завесного охлаждения, что приводит не только к снижению удельного импульса двигателя, но и к снижению надежности и усложнению конструкции. Благодаря охлаждению жидким кислородом предполагается, что завесное охлаждение в камере сгорания будет отсутствовать, что позволяет уменьшить длину камеры сгорания, а соответственно - массу двигателя и его стоимость.
Наружное проточное охлаждение камеры газообразным кислородом обеспечивает необходимый для надежной работы температурный режим стенки на всем ее протяжении. Благодаря этому можно отказаться от завесного охлаждения, что приводит к увеличению удельного импульса.
Таким образом, можно сделать вывод о том, что в случае регенеративного охлаждения теплота, воспринятая охладителем, возвращается с ним в камеру, энтальпия топлива при этом увеличивается. Следовательно, использование искусственной шероховатости на дне канала охлаждающего тракта камеры и отсутствие завесного охлаждения обеспечивают высокую эффективность регенеративного охлаждения, что способствует повышению удельного импульса двигателя.
Библиографические ссылки
1. Смоленцев А. А., Стриженко П. П. Анализ огневых испытаний экспериментальных камер сгораний ЖРД для РБ типа ДМ с кислородным охлаждением // Вестник Самар. гос. аэрокосмич. ун-та. 2011. № 3 (27).
2. Алемасов В. Е., Дрегалин А. Ф., Тишин А. П. Теория ракетных двигателей. М. : Машиностроение, 1989.
3. Гахун Г. Г., Баулин В. И., Володин В. А., Кур-патенков В. Д., Краев М. В., Трофимов В. Ф. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М. : Машиностроение, 1989.
References
1. Smolentsev A. A., Strizhenko P. P. Analysis of the experimental fire tests of the combustion chamber rocket engine for RB DM type with an oxygen-cooled // Samara State Aerospace University. 2011. № 3 (27).
2. Alemasov V. E., Dregalin A. F., Hush A. P. The theory of rocket engines // Publishing House of the «Engineering», 1989.
3. Gahun G. G., Baulin V. Volodin, V. A., Kurpatenkov V. D., Kraev M. V., Trofimov V. F. The construction and design of liquid rocket engines // Publishing House of the «Engineering», 1989.
© Самошкин В. М., Васянина П. Ю., 2013
УДК 629.76
ПЕРСПЕКТИВЫ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ЖРД НК-33 В КОСМИЧЕСКИХ ПРОГРАММАХ
Д. Р. Тележенко, В. В. Рычков
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. Е-mail: [email protected]
Рассмотрены технические характеристики ЖРД НК-33, проведен анализ этапов модернизации двигателя с возможностью его использования в современных космических программах.
Ключевые слова: жидкостный ракетный двигатель, модернизация двигателя, технические параметры.
PROSPECTS FOR THE LRE NK-33 USE IN SPACE PROGRAMS
D. R. Telezhenko, V. V. Rychkov
Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. Е-mail: [email protected]
The technical characteristics of NK-33 rocket engine are studied, the analysis of modernization phases of the engine with the possibility of its use in modern space programs is done.
Keywords: liquid rocket engine, engine upgrade, the technical parameters.
С разработкой новых ракет-носителей появилась потребность в высокотехнологичных жидкостных ракетных двигателях [1]. Таким двигателем может стать двигатель НК-33, разрабатывавшийся в 1960-х гг. конструктором Н. Д. Кузнецовым для полетов на Марс и Луну.
В августе 2013 г. были проведены огневые испытания двигателя после долгих лет консервации. Общая наработка по итогам трех стендовых проверок составила 616 секунд. Двигатель отработал успешно, подтвердив все требуемые параметры [4].
НК-33 - однокамерный двигатель закрытого цикла, использует экологически чистое топливо - кислород и керосин. Открытие основных клапанов окислителя и горючего происходит автоматически под давлением компонентов, создаваемым насосами при работе пиротурбины [3].
Двигатель не имеет ни рулевых камер, ни поворотных сопел: при изначальном применении на «Н-1» для управления по каналам тангажа и рысканья использовалось рассогласование тяги противоположных двигателей [2].
Особенностью двигателя, направленной на обеспечение надежности и стабильности запуска, является применение минимального числа управляющих команд в процессе выхода двигателя на главную ступень тяги [3].
Тяга двигателя на земле составляет 1 510 кН, в пустоте 1 692 кН. Удельный импульс на земле 2 913 Н*с/кг, в пустоте 3 247 Н*с/кг. Расход топлива 523 кг/с. Масса двигателя сухого 1 240 кг, залитого 1 393 кг. Подтверждение надежности 0,996 [3].
На данный момент двигатель НК-33 претерпел несколько модификаций. Планируется применение модификации НК-33-1 на второй ступени ракеты-носителя «Союз-2-3». Эта модификация, в отличие от базового НК-33, имеет узел управления вектором и выдвигающийся насадок для оптимизации степени расширения сопла на высоте больше 10 км. Модификация НК-33 А развертывается на предприятии производства новых двигателей для российских космических программ, а также для потенциальных зарубежных заказчиков [2].
Жидкостный ракетный двигатель вобрал в себя все достижения советского двигателестроения того времени. Он и его модификации имеют большие перспективы в современной космической программе.
Библиографические ссылки
1. Работы по модернизации НК-33 [Электронный ресурс] // Лаборатория космических исследований. Ульяновск, 2006-2013. URL: http://www.spacephys.ru/ nk-33-vnov-vostrebovan (дата обращения: 11.10.2013).
