CC BY
71УДК 629.76
ОСОБЕННОСТИ СТЕНДОВЫХ ИСПЫТАНИЙ КРИОГЕННЫХ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ РАЗГОННЫХ БЛОКОВ
В. П. Назаров, А. А. Зуев, В. О. Фальков
Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31
E-mail: [email protected]
Рассмотрены особенности стендовых испытаний криогенных ракетных двигателей разгонных блоков. Особенности моделирования условий высотной работы двигателей. Особенности определения теплового состояния двигателя с имитацией внешних условий.
Ключевые слова: криогенные ракетные двигатели, разгонные блоки, стендовые испытания.
FEATURES OF BENCH TESTS OF CRYOGENIC LIQUID ROCKET ENGINES BOOSTERS
V. P. Nazarov, A. A. Zuev, V. O. Ба1коу
Reshetnev Siberian State University of Science and Technology 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: [email protected]
The features of bench tests of cryogenic rocket engines of upper stages are considered. Features of modeling conditions of high-altitude operation of engines. Features of determining the thermal condition of the engine with simulation of external conditions.
Keywords: cryogenic rocket engines, upper stages, bench tests.
Экспериментальные исследования, стендовые испытания и отработка кислородно-водородных ЖРД разгонных блоков, работающих в космосе, требуют решения большого комплекса научно-технических, технологических и организационных задач. Практика показывает, что проводить огневые испытания и экспериментально-исследовательские работы криогенных двигателей на одном испытательном стенде нецелесообразно. Поэтому весь комплекс работ проводился на стендах В1Б и В2Б Научно-исследовательского центра ракетно-космической промышленности (НИЦ РКП, г. Москва).
Моделирование условий высотной работы двигателя достигается при проведении испытаний в барокамере (вакуумной камере). Давление в барокамере может составлять 2-3 кПа и поддерживается весь период испытаний постоянным. Потери полного давления газового потока продуктов сгорания достигают 95...97 % в зависимости от степени расширения сопла камеры двигателя.
В сопле происходит торможение сверхзвукового потока газа в системе косых скачков уплотнения, которое замыкается слабым прямым скачком. На практике при инженерных расчетах совокупность косых скачков заменяется одним сильным скачком уплотнения [1]. Если совокупность параметров (давление в камере сгорания, площади критического сечения и среза сопла) позволяет обеспечить безотрывное истечение в сопле, то реализуется штатный газодинамический и тепловой режимы. При истечении из камеры продуктов сгорания в атмосферу такой режим сохра-
няется до статического давления на срезе сопла 0,025...0,03 МПа. При уменьшении давления газов на срезе сопла скачки уплотнения заходят в него, вызывая перегрев вплоть до прогара в сверхзвуковой части. Поэтому необходимо осуществлять теплозащиту сопла в зоне скачка уплотнения.
При испытаниях ЖРД есть несколько способов защиты сопла от прогара.
В первую очередь определяются основные параметры, которые позволяют решить вопрос о возможности обеспечения безотрывного течения в сопле.
С помощью газодинамических функций осуществляется оценка статического давления на срезе сопла при непосредственном истечении в атмосферу:
F
q(X) = , (1)
где д(Х) - приведенная плотность потока; X - приведенная скорость потока; ^, рр - площади критического сечения и среза сопла соответственно.
Одновременно g (X) рассматривается в виде
g M =
W
(2)
где W - скорость газа в рассматриваемом сечении; aкр - скорость газа в критическом сечении.
По изменению параметра X определяем п(Х) = P / p . Это отношение статического давления движущегося газа в текущем сечении к полному давлению изоэнтропически заторможенному газу в том
a
кр
Решетневскуе чтения. 2018
же сечении. Отсюда р = л(Х) • Ра . Если оно меньше 0,03 МПа (абсолютное), то необходимо использовать средства защиты сопла от прогара. Одним из таких средств является газодинамическая труба (ГДТ), которая используется на стенде В1Б.
Газодинамическая труба является диффузором, предназначенным для торможения сверхзвуковой струи до дозвуковой с повышением статического давления и температуры. Ее эффективность определяется степенью сжатия газа П = РвыхГ / РвхГ. Несмотря на то,
что в статическое давление РвхГ преобразуется от 3 до 5 % полного давления (это связано с большими потерями в скачках уплотнения в ГДТ), степень сжатия составляет 50...70. Можно отметить, что в самых современных авиационных турбореактивных двигателях степень сжатия в компрессоре не превышает 40, и это при том, что ГДТ не нужна внешняя энергия для обеспечения газодинамических процессов.
Торможение в ГДТ, как и в сопле осуществляется в системе косых скачков уплотнения. Оценка эффективности ГДТ определяется при ее газодинамическом расчете.
Определение X : q(X) = ^ / ^ср ^ X. Скорость газа после расчетного скачка определяется как X' =(1/ X)- q (1/ X). Коэффициент восстановления полного давления после замыкающего скачка: ст = q(X)/q(1/X) .
Полное давление после теоретического скачка Рвыхг =°Р. Если оно больше 0,1 МПа (абсолютное), то тогда ГДТ запускается, что гарантирует безотрыв-ность течения газов в сопле двигателя. Если оно меньше, то гарантии нет. При больших степенях расширения сопла камеры двигателя одной ГДТ может быть недостаточно для обеспечения безотрывного истечения продуктов сгорания в атмосферу. В этом случае используются барокамеры с объемом до десятков тысяч кубометров с предварительно откаченным воздухом и давлением на уровне 2-3 кПа, которые служат сборниками продуктов сгорания. Это дорогие объекты с ограниченным временем работы. Другим вариантом является использование вакуумных насосов, устанавливаемых на выходе из ГДТ. В этом случае наиболее предпочтительными являются газовые сверхзвуковые эжекторы, которые являются струйными аппаратами. Преимуществами эжекторов является простота конструкции, что позволяет спроектировать и изготовить оптимальный аппарат в отличие от серийных вакуумных насосов, которые обычно сведены в типо-размерные ряды.
Газовые эжекторы хорошо сопрягаются с реальными газодинамическими трактами стендов для испытаний ракетных двигателей. В качестве активного газа (эжектирующего) можно использовать азот, воздух или иные газы. Продукты сгорания компонентов ракетного топлива обладают высокоэнергетическими характеристиками, поэтому в качестве активной среды в эжекторах целесообразно использовать газ с высокой температурой, например, за счет сжигания окислителя и горючего в газогенераторе или камере [2; 3].
Отдельной задачей является определение теплового состояния двигателя с имитацией внешних условий, в первую очередь низкого давление окружающей среды. Способом защиты сверхзвуковой части сопла от прогорания является коллектор, расположенный в зоне среза сопла с подачей в него воды. Вода через кольцевой зазор или совокупность отверстий малого диаметра впрыскивается перпендикулярно оси камеры двигателя, образуя при неработающем двигателе сплошную завесу, полностью перекрывающую площадь сечения среза сопла. При этом водяная завеса дробится и движется вместе с воздухом к зоне отрыва потока, где образуется воздушно-водяная вихревая структура, организующая стабильный поток продуктов сгорания по ее оси. Образующийся вихрь прижимает высокотемпературный поток к оси сопла, предотвращая его контакт со стенкой. Одновременно происходит охлаждение продуктов сгорания, что благоприятно сказывается на тепловом состоянии газоот-водящей системы.
Пневмогидравлические схемы (ПГС) стендов во многом определяются спецификой использования криогенных компонентов. Температура кипения жидкого водорода (20 К), обуславливает применение высокоэффективной теплоизоляции. Это связано с условиями теплового подобия стенда и реального объекта, а также высокой стоимостью водорода, поэтому потери его за счет испарения необходимо минимизировать за счет качественной теплоизоляции. Жидкий кислород достаточно широко распространен в промышленности и имеется большое количество технических средств на всех этапах его использования [4].
Основным видом теплоизоляции является экран-но-вакуумная теплоизоляция (ЭВТИ). Емкости и расходные трубопроводы выполнены с внешним кожухом. В пространство между ним и расходным трубопроводом устанавливается ЭВТИ. Она представляет собой многослойные отражающие экраны с чередованием теплоизолятора. Отражающие экраны изготовлены из полиэфирной пленки с металлическим напылением, а теплоизоляция представляет собой тонкую стеклоткань. Для повышения эффективности теплоизоляции в межтрубном пространстве создавался и поддерживался вакуум на уровне 2-3 кПа. Для предотвращения контакта расходного трубопровода и кожуха с определенным шагом устанавливаются стеклопластиковые проставки. Большая разница температур между расходным трубопроводом и кожухом требует использования сильфонных компенсаторов температурных перемещений. Все эти конструктивные мероприятия обеспечивают минимизацию тепловых потерь и практически полное исключение теплопередачи за счет конвекции, теплопроводности и излучения [5]. Для теплоизоляции запорно-регулирующей арматуры и датчиков используется вспененный полиуретан. Его особенностью является стойкость к низким температурам и замкнутая пористость, что исключает конденсацию паров воды в его объемной структуре. Это позволяет сохранить начальные теплоизоляционные свойства.
Библиографические ссылки
1. Bullok J. R., Santiago J. R. RL-60 - The Next Step in the Evolution of Upper Stage Engines. AIAA Paper AIAA 2004-3529 // 40th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. 11-14 July 2004. Fort Lauderdale, Florida. 13 p.
2. Яцуненко В. Г., Назаров В. П., Коломенцев А. И. Стендовые испытания жидкостных ракетных двигателей / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т ; Моск. авиац. ин-т. Красноярск, 2016. 248 с.
3. Проектирование испытательных стендов для экспериментальной отработки объектов ракетно-космической техники / А. Г. Галлеев, Ю. В. Захаров, В. П. Макаров, В. В. Родченко. М. : Изд-во МАИ, 2014. 328 с.
4. Махин В. А., Миленко Н. П., Пронь Л. В. Теоретические основы экспериментальной отработки ЖРД. М. : Машиностроение, 1973. 284 с.
5. Пухов В. А., Чучеров А. И. Стендовые огневые испытания ЖРД. М. : Машиностроение, 1971. 216 с.
Reference
1. Bullok J. R., Santiago J. R. RL-60 - The Next Step in the Evolution of Upper Stage Engines. AIAA Paper
AIAA 2004-3529 // 40th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. 11-14 July 2004. Fort Lauderdale, Florida. 13 p.
2. Yatsunenko V. G., Nazarov V. P., Kolome-ntsev A. I. Stendovye ispytaniya zhidkostnykh raketnykh dvigateley [Stand Tests of Liquid Propellant Engines]. Siberian State Aerospace University ; Moscow Aviation Institute. Krasnoyarsk, Publ., 2016. 248 p.
3. Proektirovanie ispytatel'nykh stendov dlya eksperi-mental'noy otrabotki ob"ektov raketno-kosmicheskoy tekhniki (Designing Simulators for Development Verification of Rocket-Space Technologies) (In Russian.) / A. G. Galleev, Yu. V. Zakharov, V. P. Makarov, V. V. Rodchenko. Moscow, MAU Publ., 2014. 328 p.
4. Makhin V. A., Milenko N. P., Pron' L. V. Teo-reticheskie osnovy eksperimental'noy otrabotki ZhRD [Theoretical Grounds of Development Verification of Liquid Propellant Engines]. Moscow, Mashinostroenie Publ., 1973. 284 p.
5. Pukhov V. A., Chucherov A. I. Stendovye ognevye ispytaniya ZhRD. [Test Bed Firing of Liquid Propellant Engines]. Moscow, Mashinostroenie Publ., 1971. 216 p.
© Назаров В. П., Зуев А. А., Фальков В. О., 2018
