Содержание к диссертации
Принятые сокращения и обозначения 4
Введение 7
1. Состояние разработки и основные проблемы, требующие разрешения при создании ЖРДМТ, Цели и задачи исследований 13
1.1. Особенности применения ЖРДМТ в качестве исполнительных органов управления К.Л. Состояние разработки ЖРДМТ на самовоспламеняющихся жидких ракетных топливах 13
1.2. Организация рабочего процесса в камере ЖРДМТ на самовоспламеняющихся жидких ракетных топливах 22
1.2 1. Исследования по организации процесса смесеобразования 22
1.2.2. Исследования по кинетике преобразования топлива 27
1.3. Цели и задачи исследований 31
1.4. Экспериментальная материальная часть, испытания, обработка результатов измерений 35
1-4. Экспериментальная материальная часть 35
1.4.2. Испытания 38
1.4.3, Обработка результатов измерений 39
2. Организация рабочего процесса в камере сгорания ЖРДМТ 45
2Л. Предполагаемый механизм пред пламенного взаимодействия 45
2.2. Анализ химического состава промежуточных продуктов взаимодействия НДМГ+АТ 48
2.3. Особенности процессов горения в ЖРДМТ. Оценка роли турбулентной диффузии. 50
2.4. Механизм пред пламенного преобразования самовоспламеняющихся топлив 57
2.5. Организация рабочего процесса в камере сгорания ЖРДМТ 60
3. Исследование зависимости экономичности двигателя от соотношения кинетических энергий пелен окислителя и горючего и угла совместного факела распыла топлива в двухкомпонентной центробежной форсунке 70
3 Л. Исследование зависимости экономичности двигателя от соотношения кинетических энергий пелен окислителя и горючего 70
3.2. Исследование зависимости экономичности двигателя от угла совместного факела распыла топлива 75
3.2.1. Исследование зависимости угла совместного факела распыла топлива от соотношения кинетических энергий пелен окислителя и горючего 75
4. Исследование зависимости экономичности двигателя и темпера туры сопла в критическом сечении от расхода окислителя на завесу Исследование зависимости экономичности двигателя от несимметричности угла совместного факела распыла топлива в двух компонентной центробежной форсунке НО
Исследование зависимости экономичности и теплового состояния двигателя от дальнобойности струй завесы 129
Исследование зависимости теплового состояния и экономично сти двигателя от количества струйных форсунок 142
Погрешности определения параметров 146
Выводы 148
Список использованной литературы 150
Приложение А. Таблица 1. — Основные характеристики некоторых опытных современных зарубежных ЖРДМТ 159
Приложение Б. Таблица 2. - Основные характеристики некоторых опытных современных зарубежных и серийных отечественных ЖРДМТ 160
Приложение В. Таблица 3. - Гидравлические характеристики Ф Е5Х?9 М 1Х головок 161
Приложение Г. Таблица 4. — Гидродинамические и расчетные
характеристики двигателей 170
Приложение Д. - Расчетно-теоретические основы проектирования ЖРДМТ с номиналом тяги 50...400Н с двухкомпонентной соосной центробежной форсункой и струйными окислительными форсунками
Введение к работе
Задачи изучения и освоения космического пространства, расширения исследований по применению космических средств для разведки ресурсов земли, метеорологии, навигации, связи, в производстве уникальных материалов для нужд обороны и науки приобретают большое практическое значение. Для решения этих задач широкое применение нашли жидкостные ракетные двигатели малой тяги (ЖРДМТ) на самовоспламеняющемся топливе НДМГ+ЛТ, что обусловлено возможностью получения высоких энергетических, динамических и эксплуатационных характеристик таких двигателей. К ЖРДМТ, разработанным в до 1993 г. не предъявлялись высокие требования по энергетическим, динамическим и ресурсным характеристикам, а недостаточность исследований по оптимизации гидродинамических параметров форсуночных головок не позволяла получить такие характеристики (фк не превышал 0,8 при меж экземпляром разбросе по расходному комплексу до 100-150 м/с ((3=1300-1450 м/с) при нестабильном тепловом состоянии), хотя эти двигатели удовлетворяли требованиям техническим заданий заказчика. Такими характеристиками обладали двигатели 11Д428, 11Д428М, 11Д456, 15Д280, 11Д458, ПД459на момент начала исследовательских работ, связанных с написанием диссертационной работы.
Начиная с 1993 г. резко возросшие требования к энергетическим и ресурсным характеристикам ЖРДМТ (Jy = 3000 м/с, п 0,5-106 включений) при сохранении высокой степени надежности привели к необходимости внедрения жаропрочных материалов с жаростойким покрытием для изготовления камеры сгорания и сопла и необходимости проведения экспериментальных исследований, направленных на совершенствование метода проектирования таких двигателей.
В результате проведенных лично автором расчетно-теоретических и экспериментальных исследований по поиску оптимальных значений соотношения кинетических энергий пелен окислителя и горючего, угла совместного факела распыла и его несимметричности, расхода окислителя на завесу, количества струй завесы и их дальнобойности разработаны и экспериментально подтверждены основы проектирования ЖРДМТ тягой 50...400Н на топливе АТ+НДМГ с двухкомпонентной центробежной форсункой и струйными окислительными форсунками, что позволило повысить экономичность двигателей до 2900 м/с при удовлетворительном тепловом состоянии іг высокой степени надежности. Актуальность работы определяется существенным снижением в последние годы объема финансирования космической отрасли. Отсюда - естественное стремление ведущих фирм отрасли увеличить сроки активного существования КЛ на орбите, что приводит к настоятельной необходимости повышения экономичности ЖРДМТ, используемых в системах управления этих аппаратов.
Цель работы — исследование зависимости экономичности и теплового состояния ЖРДМТ с номиналом тяги 50...400Н на топливе АТ+НДМГ от основных параметров двухкомпонентной соосной центробежной форсунки и разработка метода проектирования такого типа двигателей.
Решаемые в работе задачи состоят:
1. в анализе современного уровня развития ЖРДМТ;
2. в экспериментальных исследованиях ЖРДМТ, направленных на определение зависимости удельного импульса тяги от соотношения кинетических энергий пелен окислителя и горючего, от величины угла совместного факела распыла и его несимметричности, на определение зависимости удельного импульса тяги и температуры сопла в критическом сечении от расхода окислителя на завесу, от количества и дальнобойности струй завесы;
3. в разработке расчетно-теоретических основ проектирования ЖРДМТ с номиналом тяги 50...400Н с двухкомпонентной соосной центробежной форсункой и струйными окислительными форсунками.
Методы исследований включают методики объемных, весовых, оптических, термоэлектрических, индуктивных, манометрических, фотографических измерений, связанных с измерениями расхода, температуры, давления и углов распыла.
Научная новизна работы заключается в том, что для ЖРДМТ с двухкомпонентной центробежной форсункой и струйными окислительными форсунками определены зависимости удельного импульса тяги:
- от соотношения кинетических энергий пелен окислителя и горючего;
- от величины угла совместного факела распыла; предложена методика оптимизации угла совместного факела распыла для получения максимальной экономичности;
- от несимметричности угла совместного факела распыла.
Кроме того, экспериментальным путем определены зависимости удельного импульса тяги и температуры сопла в критическом сечении:
- от расхода окислителя и горючего на завесу для двигателей с различным количеством струйных форсунок;
- от дальнобойности и количества струй завесы.
Практическая значимость результатов исследований заключается в использовании их при проектировании высокоэкономичных ЖРДМТ, а также при модернизации ранее разработанных в двигателей, что позволяет повысить экономичность двигателей на непрерывном режиме работы до уровня 3000 м/с при удовлетворительном тепловом состоянии и уменьшить сроки разработки и доводки их.
Реализация результатов исследований позволила практически вдвое сократить сроки и объем работ, связанных с модернизацией двигателей тягой 130Н для К.А. "Союз-ТМ", "Прогресс" и служебного модуля "Звезда" Международной космической станции, обеспечив фактическое увеличение их экономичности на 16%.
Достоверность результатов, представленных в диссертации, предложенных рекомендаций и выводов основывается на результатах многочисленных контрольно-технологических и контрольно-выборочных испытаний, а также на результатах летных испытаний ЖРДМТ и успешной эксплуатации их в составе космических аппаратов "Союз-ТМ", "Прогресс", служебного модуля "Звезда" Международной космической станции.
Личный вклад автора:
1) По результатам проведенных исследований соискателем выявлен ряд неизвестных до этого зависимостей:
а) зависимости удельного импульса тяги ЖРДМТ:
- от соотношения кинетических энергий пелен окислителя и горючего;
- от величины угла совместного факела распыла;
- от несимметричности угла совместного факела распыла.
б) зависимости удельного импульса тяги и температуры сопла в критическом сечении:
- от расхода окислителя на завесу для двигателей с различным количеством струй завесы;
- от дальнобойности струй завесы;
- от количества струй завесы.
Оптимизация указанных зависимостей позволила повысить экономичность модернизируемых двигателей до 2900 м/с при сохранении удовлетворительного теплового состояния. Эффективность надежных решений была подтверждена доводочными испытаниями двигателей, что позволило запустить их в серийное производство.
2) На основании результатов исследований разработаны расчетно-теоретические основы проектирования ЖРДМТ с двухкомпонентными центробежными форсунками.
3) Соискателем получен ряд патентов, касающихся темы диссертации.
Апробация результатов исследований. Результаты исследований докладывались и обсуждались на совещаниях Главного конструктора НИИмаш. Результаты всей работы в целом доложены и обсуждены на заседании секции № 2 НТС.
Публикации. По результатам исследований опубликованы две статьи и тезисы доклада, материалы работы отражены в 8 научно-технических отчетах, получены 8 авторских свидетельств и патентов на изобретения СССР и Р.Ф.
На защиту выносятся:
1. Зависимости удельного импульса тяги двигателей:
- от соотношения кинетических энергий пелен окислителя и горючего;
- от величины угла совместного факела распыла;
- от несимметричности угла совместного факела распыла.
2. Зависимости удельного импульса тяги и температуры сопла в критическом сечении:
- от расхода окислителя на завесу для двигателей с различным количеством струй завесы;
- от дальнобойности струй завесы;
- от количества струй завесы.
3. Подтвержденные экспериментально расчетно-теоретические основы
проектирования ЖРДМТ тягой 50...400Н на топливе АТ+НДМГ с двухкомпонентной центробежной форсункой и окислительными струйными форсунками.
В заключение было бы целесообразным сравнить основные характеристики некоторых современных зарубежных [1] и отечественных ЖРДМТ разработки НИИмаш, представленные в таблицах 1, 2 (см. Приложения Л и Б соответственно).
Прежде чем приступить к сравнению характеристик двигателей, необходимо отметить следующие обстоятельства:
1. Характеристики зарубежных двигателей получены при испытаниях на топливе ММГ+ЛТ, а характеристики двигателей НИИмаш - при испытаниях на топливе НДМГ+ЛТ.
Известно, что экономичность одного и того же двигателя с исследуемой схемой смесеобразования при испытаниях на топливе ММГ+АТ при прочих равных условиях выше, чем при испытаниях на топливе НДМГ+АТ. Так серийный двигатель 11Д458 разработки НИИмаш (номинал тяги 392Н), имеющий на топливе НДМГ+АТ удельный импульс тяги 2470 м/с, был испытан в 1994 году на фирме Аэроджет (США) на топливе ММГ+АТ и показал экономичность на 15% выше (2860 м/с).
Для корректности сравнения характеристик двигателей, приведенных в таблицах 1, 2, данные по экономичности отечественных ЖРДМТ разработки НИИмаш с рассматриваемой схемой смесеобразования следовало бы увеличить примерно на 10-15%, а это выводит их на показатели, превышающие достигнутый уровень экономичности зарубежных ЖРДМТ с геометрической степенью расширения до 100- 150.
2. В таблицах 1, 2 приводятся характеристики опытных зарубежных двигателей (приводится обычно максимально достигнутый уровень) в сравнении с серийными отечественными ЖРДМТ, которые даны с учетом погрешностей измерения и с учетом разброса значений параметров.
Необходимо отметить, что экономичность отдельных экземпляров опытных ЖРДМТ разработки достигает 3000 м/с и выше.
Учитывая изложенное, можно с уверенностью констатировать, что даже серийные двигатели разработки НИИмаш не уступают по экономичности лучшим мировым образцам.
На сегодняшний день двигатели разработки НИИмаш используются на целом ряде космических аппаратов различного назначения. В их числе, кроме всех номеров станций «Салют», пилотируемые объекты «Алмаз», «Мир», «Со-юз-Т», «Союз-ТМ», модули дооснащения орбитальной станции «Мир»: «Квант», «Кристалл», «Спектр», «Природа», непилотируемый грузовой корабль «Прогресс», целый ряд аппаратов серии «Космос», спускаемые аппараты, сервисный модуль «Звезда» и функциональный грузовой блок «Заря» Международной космической станции и т.д.
Необходимо отметить высокую надежность ЖРДМТ разработки НИИмаш с исследуемой схемой смесеобразования, о чем свидетельствует многолетний опыт эксплуатации их на околоземной орбите в составе орбитальных станций, на спускаемых аппаратах КА. Например, орбитальная станция «Мир» успешно эксплуатировавшая двигатели 11Д428А-10 в течение 15 лет, после выработки ресурса была затоплена в 2001 году в Тихом океане; управляемое падение станции в заданный район также обеспечили двигатели разработки.
Другой пример - станция «Салют-7», выработавшая ресурс, была заторможена на околоземной орбите в 1991 году на девятом году пребывания в космосе, благодаря чему была скорректирована траектория падения станции в безлюдный район земного шара; она вошла в плотные слои атмосферы и прекратила свое существование. В критический момент двигатели разработки были единственным средством на станции, благодаря которому удалось выполнить такой маневр, т.к. к этому времени уже не функционировал ни один двигатель разработки других главных конструкторов.
Ни из одного из источников информации до сих пор не поступало сообщений о такой высокой надежности зарубежных ЖРДМТ при эксплуатации в условиях космического пространства.
