저추력 액체로켓 엔진. 저추력 로켓 엔진실. 사용된 문헌 목록
UDC. 621.454.2
A.G. Vorobyov, I.N. 보로빅, I.S. Kazennov, A.V. 라킨, E.A. 보가체프,
A. N. Timofeev.
탄소-세라믹 복합재료 연소실을 갖춘 저추력 액체추진 로켓엔진 개발
MAI의 수석 강사이자 연구원인 Alexey Gennadievich Vorobyov는 공식1_ 평균@ 우편. 루
MAI의 수석 강사인 Igor Nikolaevich Borovik은 보라2000@ 우편. 루
Ivan Sergeevich Kazennov, MAI 학생, heavigot@
Lakhin Anton Vladislavovich, OJSC "복합재료" 복합재료 연구 그룹 책임자, Ph.D. 정보@.
Evgeniy Akimovich Bogachev, 세라믹 매트릭스 복합 재료 부서장, Ph.D. 정보@.
Timofeev Anatoly Nikolaevich, OJSC "복합"의 첫 번째 부국장, Ph.D. 정보@.
이 기사는 탄소-세라믹 복합재료(CCCM)로 만들어진 연소실(CC)을 갖춘 저추력 액체 로켓 엔진(LPREM) 개발 문제에 대해 다룹니다. 이 문서는 문제의 현재 상태에 대한 개요를 제공합니다. 모스크바 항공 연구소(Moscow Aviation Institute)에서 개발한 액체 추진 로켓 엔진 설계에 복합 재료를 사용할 때의 에너지 효율성에 대한 분석이 제시됩니다.
핵심 단어: 저추력 액체 추진 로켓 엔진, 연소실, 세라믹 복합 재료.
연소실 fr을 갖춘 작은 추력의 액체 로켓 엔진 개발옴 탄소-세라믹 복합재료.
A.G. 보로비예프, I.N. 보로빅, I.S. Kazennov, A.V. 라힌, E.A. 보가체프,
세라믹 복합 연소실을 이용한 소형 추력 액체 로켓 엔진 개발 문제에 관한 기술 논문. 문제의 실제 상태에 대한 검토가 제공됩니다. MAI에서 개발된 세라믹 복합 연소실을 갖춘 소형 추력 로켓 엔진에 대한 에너지 효율 분석을 제시합니다.
키워드: 소형 추력의 LRE, 연소실, 카본-세라믹 복합재료.
Alexey G. Vorobiev, 그는 MAI 교수의 수석 조교입니다. 이메일: Formula1_av@
Igor N. Borovik은 MAI 교수의 수석 조교입니다. 이메일: 보라2000@
Ivan S. Kazennov는 MAI의 학생입니다. 이메일: 무거워요@
Anton V. Lahin, "Kompozit" 회사 복합 재료 연구 그룹 책임자, 캔드. 기술. 과학, 정보@.
Evgeny A. Bogachev, "Kompozit" 회사 세라믹 복합 재료 부서장, 캔드. 기술. 과학, 정보@.
Timofeev Anatoly Nikolaevich, "Kompozit" 회사 제1차장, cand. 기술. 과학, 정보@.
소개.
유리와 세라믹을 기반으로 한 고온 복합 재료 및 코팅 제작의 발전은 항공, 우주 및 기타 산업에서 사용되는 기초가 되었습니다. 탄소-세라믹 복합재료(CCCM)는 저밀도에서 독특한 열 차폐, 내식성 및 강도 특성을 가지고 있습니다.
현재 복합 재료는 항공기 가스 터빈 엔진 요소, 액체 로켓 엔진의 터보 펌프 장치, 극초음속 기술 제품, 우주선 타일 보호, 고체 연료 엔진 노즐 블록의 라이너 및 기타 기술 분야의 보호 코팅으로 사용됩니다. 보호 문제는 산화 환경의 고온에서 가장 심각한 구조입니다.
모스크바 항공 연구소(Moscow Aviation Institute) 202부에서는 저추력 액체 추진 로켓 엔진 개발에 대한 연구가 진행되고 있습니다. 연소실 재료로 CCCM을 사용할 가능성은 소형 추력 엔진을 개선하기 위한 가장 유망한 분야 중 하나로 간주됩니다.
문제 개요 및 문제 설명
액체 추진 로켓 엔진용 연소실을 만들기 위해 복합 재료(CM)를 사용하려는 욕구는 엔진의 효율성을 특징으로 하는 엔진의 특정 추진력이 불가피하게 증가하는 것과 관련이 있습니다. 액체 추진 로켓 엔진의 연소실 소재로 탄소-탄소 복합재료(CCCM)를 도입하려는 첫 시도는 지난 10년 초중반에 이루어졌다. 그러나 결과 디자인은 일반적으로 LPRE 챔버에 대한 요구 사항 중 하나 이상을 충족하지 못했습니다. CM 사용 문제에 대한 해결책은 다음 문제 해결을 기반으로 했습니다.
CM의 액체 추진 로켓 엔진 프로파일 특성의 얇은 벽 쉘을 형성하기 위한 기술의 가용성;
산화 환경의 가능한 조건에서 고온으로부터 재료를 보호합니다.
복합 연소실(CCC)과 금속 혼합 헤드의 안정적인 연결을 위한 설계 개발;
벽의 기밀성을 보장합니다.
CM 공작물의 기계적 처리 가능성;
압력의 급격한 변화와 액체 추진 로켓 엔진의 펄스 작동 모드의 특성인 온도 응력이 있는 경우 재료의 강도를 보장합니다.
기술 프로세스의 최적 매개변수 선택, 사용된 장비 및 액세서리의 기술 수준, 복합 구조 및 반파괴 테스트의 신뢰할 수 있는 방법의 가용성과 관련된 CM 생산 기술의 개발 및 개선의 결과로 생산을 위한 완제품, 과학적 기초를 개발하고 이를 기반으로 생산을 위한 광범위한 복합 재료 및 기술 목록을 만드는 것이 가능했습니다. 현재 CCCM을 액체 추진 로켓 엔진 소재로 성공적으로 실용화하기 위해서는 모든 전제 조건이 갖춰져 있다.
오랫동안 국내외 액체 추진 로켓 엔진 압축기에 사용된 주요 재료는 보호 규화물 코팅이 된 니오브 합금이었습니다. 연료 연소 생성물의 온도는 3500°C에 도달할 수 있지만 1200°C 이하의 온도를 견딜 수 있습니다. 연소기 벽의 온도를 낮추기 위해 연료와 산화제의 혼합은 최적이 아닌 구성 요소 비율로 구성됩니다. 이는 일반적으로 항공기 성능에 영향을 미치는 연료 효율을 감소시킵니다. 국내 직렬 저추력 엔진(KBKhM, 기계공학연구소)은 여전히 니오븀계 합금을 주재료로 사용하고 있다. 오늘날 사산화질소(AT) + 비대칭 디메틸히드라진(UDMH)/모노메틸히드라진(MMH) 구성 요소를 기반으로 하는 국내 DMT의 특정 충격은 310초를 초과하지 않습니다(그림 1, 그림 2).
외국 액체 추진 로켓 엔진은 니오븀(TR-308, TR-312-100MN(Northrop Grumman) 엔진, LEROS 1R, LEROS 1C American Pacific Corporation(AMPAC) USA) 및 백금(S400 – 12, S400 – 15 EADS) 기반 합금을 사용합니다. 유럽 Astrium), 보호 코팅이 있는 이리듐(미국 Aerojet의 엔진 R-4D, R-4D-15(HiPAT)(그림 그림 3))(그림 그림 4). 벽에 온도 영향을 줄이기 위해 필름 커튼이 사용됩니다. 귀중한 플라티노이드를 사용하는 챔버 벽의 작동 온도는 2200°C에 도달할 수 있습니다. AT + UDMG/MMG 구성 요소를 사용하는 최신 외국 엔진의 고유 충격량은 327초에 이릅니다.
특성이 열등하지 않고 위의 합금보다 훨씬 저렴한 가격으로 복합 재료의 출현으로 외국 제조업체는 CM을 사용하는 액체 추진 로켓 엔진의 연소실 개발로 전환했습니다. 비금속 복합재의 사용은 전통적인 니오븀 합금과 가격면에서 비슷하고 밀도가 낮기 때문에 유망합니다. 이는 엔진 무게를 줄이는 관점에서 중요하며 백금 그룹에 비해 비용이 상당히 낮습니다. 궤조.
러시아에서는 CM 개발 문제를 OJSC Composite, VIAM, OJSC Iskra 및 기타 여러 조직에서 처리합니다. 우리나라에서는 로켓 엔진에 CM을 사용하는 것이 11D58M 엔진의 복사 냉각 부착을 위해 CCCM을 사용하는 것으로 축소되었지만 로켓 기술 요소에 CM을 사용할 가능성에 대한 이해가 있습니다.
해외에는 복합재료를 취급하는 기관(ULTRAMet, SNECMA, DuPont)이 많이 있습니다. 많은 국가에는 고급 CM의 광범위한 사용을 통해 항공우주 산업 발전을 위한 별도의 프로그램이 있습니다. 액체 추진 로켓 엔진의 일부 외국 개발자들은 이미 CM의 연소실을 추진 시스템에 도입하고 있습니다.
현대 복합 기술을 성공적으로 구현한 한 가지 예는 EADS Corporation이 European Apogee Motor라고 하는 최고점 저추력 엔진을 개발한 것입니다. 연소실과 노즐이 동시에 만들어지는 추력 500N의 유럽형 Apogee Motor 엔진(그림. 그림 5, 그림 6)은 무게가 가볍고 비추력이 높아 더 좋습니다. 325초 이상 European Apogee Motor는 AlphaBus 플랫폼의 주요 엔진이 될 것입니다.
고온, 진동 및 충격 하중을 견딜 수 있는 고급 CM 복합재와 함께 최적화된 마이크로 스프레이 믹싱 헤드를 사용하면 이러한 수준의 특정 충격을 달성할 수 있습니다.
초음파, 열화상, 단층 촬영 등 다양한 비파괴 검사 방법이 연구 및 적용되었습니다. European Apogee Motor는 상업용 및 군용 위성, 궤도 간 운송 차량 및 재사용 가능한 차량의 일부로 다양한 작업에 사용될 수 있습니다. 엔진의 가벼운 무게와 높은 특성으로 인해 연료가 절약되어 다른 엔진에 비해 탑재량에 긍정적인 영향을 미칩니다. 적절한 생산 가격과 복합 재료 블랭크 덕분에 엔진은 시장에서 성공적으로 경쟁할 수 있습니다.
사용된 재료의 지정에 따른 국내외 생산 LPRE의 특성은 표 1에 나와 있습니다.
표 1. 액체 추진 로켓 엔진의 특성.
구성요소: | AT, MON-1, MON-3 | MMH, NTO, MON-1, MON-3 |
||||
진공에서의 공칭 추력(N): | ||||||
진공에서의 특정 충격량(초): | ||||||
구성요소 비율: | ||||||
압력(KS(bar)): | ||||||
밸브 전압(V) | ||||||
길이(mm) | ||||||
무게(kg): | ||||||
확장율 | ||||||
재질 KS | 니오브 기반 합금 | 니오브 기반 합금 | 니오브 기반 합금 | 백금 기반 합금 | 레늄 코팅이 된 이리듐 합금 | 합성물 |
따라서 복합 재료로 만들어진 구조물 생산 기술 개발의 맥락에서 우주선 및 플랫폼 개발자가 탑재량의 질량을 늘리려는 욕구, 연소실을 갖춘 액체 추진 로켓 엔진을 만드는 작업이 이루어졌습니다. 카본-세라믹 CM이 관련이 있습니다.
LPRE MAI-202용 CM으로부터 CS 개발
모스크바 항공 연구소(Moscow Aviation Institute)의 202부에서는 실험용 액체 추진 로켓 엔진의 개발 및 제작 분야에서 오랫동안 노력해 왔습니다. 이 주제에 관해 많은 계약이 완료되었으며 여러 계약이 진행 중입니다. MAI-202 액체 로켓 추진 엔진의 믹싱 헤드 설계는 함께 용접된 별도의 구성 요소 플레이트의 사용과 상대 유량을 조절할 수 있는 저낙하 커튼 레이어의 존재를 기반으로 합니다.
CS가 CM에서 개발 중인 주요 LPRE 엔진은 AT+UDMG 구성 요소(복구 커튼)에서 200N의 추력을 제공하는 MAI-202-200, ERW에서 500N의 추력을 제공하는 MAI-202-500-VPVK입니다. 구성 요소(96%) + 등유(산화 커튼), 기체 산소 및 등유 구성 요소(산화 커튼)에 200N의 추력을 가하는 MAI-202-200-OK. 모든 엔진의 팽창비는 70이고 연소실의 압력은 9-12 기압입니다.
엔진 생산 비용을 줄이기 위해 연소실은 산화 크롬을 기반으로 한 보호 항산화 코팅이 된 내열 합금 EP-202 및 KhN60VT로 만들어졌습니다. 테스트 중 연소기 벽의 최대 온도는 1200K를 초과하지 않았습니다.
OJSC "Composite"와의 협력 결과, 당시 개발자들이 유사한 제품을 제조할 수 있었던 기술을 기반으로 위의 세라믹 매트릭스 복합 재료로 실험적인 연소실을 생성하기 위한 프로그램을 개발할 수 있었습니다. 엔진.
표 2는 액체 추진 로켓 엔진 연소기용으로 개발된 재료 UKKM C-SiC의 특성을 전통적인 재료인 니오브 합금 5VMT 및 외국 액체 추진 로켓 엔진에 사용되는 유사한 재료 C-SiC와 비교하여 보여줍니다.
JSC "Composite"는 챔버 외벽의 방사율과 내벽의 반사율을 높이기 위해 CCCM 표면에 나노기술을 사용하여 산화물 코팅을 적용하는 다양한 공식과 기능을 갖추고 있습니다. 이러한 조치는 연소실 벽의 온도를 높이지 않고 연소 생성물의 벽 근처 층의 온도를 높이는 것을 목표로 합니다.
세라믹 복합 챔버 생산 기술은 환경 친화적이며 외국 유사품과 달리 장비 비용과 고가의 생산 장비가 많이 필요하지 않습니다. 매트릭스를 형성하는 방법은 보강 부품에 손상을 주지 않습니다. MS 시약은 이전에 구조 재료 및 보호 코팅 생산에 사용된 적이 없습니다.
표 2 - 액체 추진 로켓 엔진 압축기용으로 개발 중인 재료의 특성과 기존 재료의 특성과 외국 유사 재료의 특성 비교
지표의 이름 | 지표의 의미 |
||
개발 대상 | 국내 유사시설 | 유사한 목적의 이물질 |
|
CCCM C-SiC의 CS | 몰리브덴 이실리사이드로 코팅된 내화 합금 5VMC로 제작된 직렬 KS, RF | Novoltex C-SiC-KM, (SNECMA, 프랑스) |
|
작동 온도, o C | |||
재료 밀도, g/cm 3 | |||
CS 질량 감소, % | |||
매트릭스 형성의 기존 기술은 금속 복합재 전이의 형성으로 인한 플랜지와 같은 금속 끝단과의 연결 가능성을 제공하여 세라믹 복합재 챔버를 엔진의 금속 부품에 강력하고 밀봉된 고정을 가능하게 합니다. 인젝터 헤드와 노즐 노즐.
새로운 연소실을 설계할 때(그림 7) 다음 조건이 충족되었습니다.
연소실과 노즐의 내부 기하학적 프로파일 보존;
해당 엔진의 기존 기성 믹싱 헤드 사용
분리 불가능한 구조를 만들 가능성이 있는 개별 구성 요소를 테스트하기 위해 주요 부품(헤드, 연소실, 노즐 노즐)의 일부로 접이식 엔진 설계를 보존합니다.
작업 공정 개발 중에 압축기 스테이션의 압력을 측정하기 위한 피팅을 설치할 수 있습니다.
제조된 연소실(CC) 샘플(그림 8)은 다음과 같은 기술 작업을 거쳤습니다.
탄소섬유 블랭크의 프레임을 형성하는 단계;
사전 가공;
탄화 및 고온 처리(HHT);
메틸실란을 출발 시약으로 사용하여 기상 포화에 의해 내산화성 탄화규소 매트릭스를 형성하는 단계;
복합 가스 절연 코팅의 형성
작업 결과 다음과 같은 여러 가지 문제가 확인되고 해결되었습니다.
임계 단면 영역에서 작은 직경 치수를 가진 복잡한 CS 프로파일을 생성하기 위해 패턴을 배치하는 향상된 기술;
내열강으로 제작된 믹싱 헤드 및 노즐과 챔버의 분리 가능한 연결이 개발되었습니다.
현재 문자 K가 액체 추진 로켓 엔진의 일부로 세라믹 매트릭스 복합 CS의 사용을 의미하는 MAI-202K라는 새로운 엔진(그림 9)은 화재 테스트 준비 단계에 있습니다. .
쌀. 8. 세라믹 복합 연소실용 블랭크. |
쌀. 9. MAI가 개발한 MAI-202-200-OK 엔진 모델은 세라믹 복합 챔버로 조립되었습니다. |
연소 생성물의 온도 상승으로 인해 구조물의 무게를 줄이고 비 충격량을 높이는 것 외에도 항산화 코팅이 된 복합 재료를 사용하면 향후 저유량 산화로 전환이 가능해집니다. 커튼은 엔진 효율에 긍정적인 영향을 미칠 것입니다.
액체추진로켓엔진의 연소실에 대한 CM 활용의 유효성 분석
혼합물 형성을 변경하고 커튼당 구성 요소의 소비를 줄임으로써 연소 생성물의 온도와 연소기 벽의 작동 온도를 높이면 연소기 설계에 CM을 사용할 때 높은 특정 충격량을 얻을 수 있습니다.
MAI-202-200 엔진(AT+UDMG)에 대한 화재실험을 바탕으로 CM으로 제작된 연소실을 사용할 경우 비추진량의 증가에 대한 분석을 수행하였다. 액체로켓 엔진의 열상태에 대한 실험-이론 모델을 이용하여 계산한 결과, 1800K의 온도를 견딜 수 있는 MAI-202-200 엔진에 신소재를 사용하면 325초의 특정 자극을 달성하는 것이 가능합니다. MAI-202-500-VPPVK 엔진의 경우 특정 충격량은 326초로, 이는 세계 최고의 액체 추진 로켓 엔진 제조업체 수준입니다(그림 10, 그림 11).
계산 결과에 따르면 원지점 LPRE의 특정 충격량이 5초 증가하면 무게가 4800kg인 모델 정지궤도 위성의 페이로드 질량이 7kg 증가하며 이는 장치의 서비스 수명을 연장함으로써 대체될 수 있습니다. 액체 로켓 엔진의 특정 추진력 증가로 인한 페이로드 질량 증가에 대한 보다 자세한 분석에는 특정 차량에 대한 참조가 필요합니다.
세라믹 매트릭스 복합재 CS를 사용하여 에너지 효율을 평가하기 위해 MAI-202-200 및 MAI-202-500K-VPPV 엔진에 대한 화재 테스트가 준비 중입니다. 또한 주기적인 온도와 기계적 응력 하에서 재료의 성능을 입증하기 위해 펄스 작동 모드에서 MAI-202 엔진의 복합 CS를 연구할 계획입니다.
결론.
모스크바 항공 연구소(Moscow Aviation Institute)의 202부서는 OJSC Composite와 함께 탄소-세라믹 복합 재료로 만들어진 연소실을 갖춘 저추력 액체 추진제 엔진을 적극적으로 개발하고 있습니다. 분석에 따르면 CM을 사용하면 국내 비행 모델을 능가하고 개발된 외국 유사품에 해당하는 특정 추진력을 달성할 수 있는 것으로 나타났습니다.
자세한 정보는 홈페이지에서 확인하실 수 있습니다.
사용된 문헌 목록입니다.
1. Bulanov I.M., Vorobey V.V. 복합재료로 만든 로켓 및 항공우주 구조물 기술: 교과서. 대학을 위해. M .: MSTU im의 출판사. N.E. 바우만, 1998, 516p.
2. Vorobyov A.G. 액체 추진 로켓 엔진의 열 상태에 대한 수학적 모델. MAI의 게시판. T14, 4번. 모스크바. 2007. – pp. 42-49.
3. Kozlov A.A., Abashev V.M. 저추력 액체 로켓 엔진의 계산 및 설계. 모스크바, MAI, 2006.
4. Koshlakov V.V., Mironov V.V. 로켓 엔진에 복합 재료를 사용할 가능성이 있습니다. 로켓 및 우주 추진 시스템: 전러시아 과학기술회의 자료 수집. M.: N.E.의 이름을 딴 MSTU 출판사 바우만, 2008. – 10-11 p.
5. 라킨 A.V. 상대적으로 낮은 온도와 압력에서 메틸실란의 화학 기상 증착을 통해 탄화규소 기반 복합 재료 및 코팅을 생산하는 공정: Dis. 박사. 과학. – 모스크바, 2006. – 140p.
6. Pavlov S.V., Grachev V.D., Tokarev A.S. CCCM을 이용한 LPRE 연소실 성능 개발 및 연구 결과 // Rocket and Space Technology, vol. 3 (136). 열공정연구소, 1992, 30-33 p.
7. Solntsev S.S., Isaeva N.V. 열 부하 장치 및 부품의 세라믹 복합 재료. 가스 터빈 장치의 저배출 연소실 문제에 관한 최초의 부서간 과학 기술 세미나입니다. 가스 터빈 플랜트의 저배출 연소실 개발 경험, 생성 문제 및 전망. 12월 14~16일. 모스크바, CIAM
8. Solntsev S.S. 고온 세라믹 복합재료 및 항산화 자원 코팅. // 75세. 항공재료. "VIAM" 1932-2007의 선정 작품. 에드. 카블로바 E.N. – M.: “VIAM”, 2007. – 438p.
9. Timofeev A.N., Bogachev E.A., Gabov A.V., Abyzov A.M., Smirnov E.P., Persin M.I. 복합재료의 제조방법. – 1999년 5월 20일자 RF 특허 번호 2130509, 1998년 1월 26일 우선권.
10. Astrium.EADS 웹페이지: /sp/ /SpacecraftPropulsion/BipropellantThrusters.html
11. Kozlov A.A., Abashev V.M., Denisov K.P. ets. 추력 200 N을 이용한 이중추진 원지점 엔진의 실험적 마무리. 제51차 국제 우주 비행 대회. 브라질 리우데자네이루. 2000년 10월 2-6일.
재료만들기 위해... 개발제조 기술 카메라연소~에서고온 첨단 소재를 포함한 구성상의...공부하는 사람들을 위해 탄소-세라믹재료. ...... ~에서탄화수소 및 ~에서...처리 중 구성상의그리고 세라믹재료... LRE작은견인 작은견인... 터빈, 카메라연소그리고... 탄소 개발 ... 문제 ...
러시아 연방의 과학 및 기술 발전에 대한 장기 예측 초안(2025년까지)은 조정 그룹 회의에서 개발자에 의해 발표되었으며 현재 의견에 따라 마무리되고 있습니다.
회의... ~에서탄화수소 및 ~에서...처리 중 구성상의그리고 세라믹재료... LRE작은견인엔진을 포함한 향상된 특성 작은견인... 터빈, 카메라연소그리고... 탄소(탄소나노튜브), 러시아어 개발 ... 문제 ...
Im "hai" 국영 기업 "Ivchenko-Progress"
보고서디자인 ~에서구성상의 ... 개발측정 시스템 작은 ... 탄소선박...윤활유 재료. ... 진단 LRE... 평가 견인와 함께... 개발저배출용 이중 회로 인젝터 카메라연소...압박 세라믹막대...
액체로켓엔진(LPRE)- 액화 가스를 포함한 액체를 로켓 연료로 사용하는 화학 로켓 엔진. 사용되는 구성품의 수에 따라 1성분, 2성분, 3성분 액체 추진제 엔진이 구별됩니다.
백과사전 유튜브
1 / 5
✪ 로켓 엔진은 어떻게 작동하나요? [LPRE]
✪ 액체 로켓 엔진 RD-191
✪ 로켓 엔진
✪ 🌑 ROCKET ENGINE PARADOX 또는 로켓 패러독스 멋진 실험 Igor Beletsky
✪ RDM-60-5 36호(NN-과당-소르비톨-S-Fe2O3 61.4%-25%-8%-5%-0.6%)
자막
이야기
액체 수소와 산소를 포함한 액체를 로켓 연료로 사용할 가능성은 K. E. Tsiolkovsky가 1903년에 출판한 "제트 장비를 사용한 세계 공간 탐험"이라는 기사에서 지적했습니다. 최초의 실험용 액체 추진 로켓 엔진은 1926년 미국 발명가 로버트 고다드에 의해 제작되었습니다. 1931년부터 1933년까지 유사한 개발이 F. A. Zander의 지도력 아래 열광적인 그룹에 의해 소련에서 수행되었습니다. 이 작업은 1933년에 조직된 RNII에서 계속되었으며, 1939년에는 ORM-65 엔진을 장착한 212 순항 미사일의 비행 테스트가 수행되었습니다.
20세기 전반의 액체 추진제 엔진 개발에서 가장 큰 성공은 독일 디자이너 Walter Thiel, Helmut Walter, Werner von Braun 등이 달성했습니다. 제2차 세계 대전 중에 그들은 다양한 액체 추진제 엔진을 만들었습니다. 군용 미사일의 경우: 탄도 V-2, 대공 Wasserfall, "Schmetterling", "Reintochter R3". 1944년 제3제국에서는 일반 리더십 하에 로켓 과학이라는 새로운 산업 분야가 실제로 창설되었습니다. V. 도른베르거, 다른 나라에서는 액체 추진 로켓 엔진의 개발이 실험 단계에 있었습니다.
전쟁이 끝나자 독일 디자이너들의 발전은 소련과 W. 폰 브라운을 포함한 많은 독일 과학자와 엔지니어들이 이주한 미국의 로켓 과학 분야의 연구를 자극했습니다. 군비 경쟁의 발발과 우주 탐사 분야의 주도권을 놓고 소련과 미국 간의 경쟁은 액체 추진 로켓 엔진 개발을 위한 강력한 자극제였습니다.
1957년 소련에서는 S. P. Korolev의 지휘 하에 당시 세계에서 가장 강력하고 진보된 액체 추진제 엔진 RD-107 및 RD-108을 장착한 R-7 ICBM이 만들어졌습니다. V. P. Glushko의 리더십. 이 로켓은 세계 최초의 인공 지구 위성, 최초의 유인 우주선 및 행성 간 탐사선의 운반선으로 사용되었습니다.
1969년에 아폴로(Apollo) 시리즈의 첫 번째 우주선이 미국에서 발사되었으며, 새턴 5(Saturn 5) 발사체에 의해 달까지의 비행 경로로 발사되었으며, 첫 번째 단계에는 5개의 F-1 엔진이 장착되었습니다. F-1은 현재 단일 챔버 액체 추진 엔진 중 가장 강력하며, 1976년 소련의 에너고마시 설계국(Energomash Design Bureau)이 개발한 4 챔버 엔진 RD-170에 비해 추력이 열등합니다.
현재 액체 추진제 엔진은 우주 프로그램에 널리 사용됩니다. 일반적으로 이는 극저온 구성 요소가 포함된 2성분 액체 로켓 엔진입니다. 군사 장비에서 액체 로켓 엔진은 상대적으로 드물게 사용되며 주로 무거운 미사일에 사용됩니다. 가장 흔히 이들은 고비점 구성 요소를 사용하는 2 구성 요소 액체 추진 로켓 엔진입니다.
사용 범위, 장점 및 단점
2액형 액체 추진 로켓 엔진의 설계 및 작동 원리
동일한 주요 작동 원리를 가진 매우 다양한 액체 로켓 엔진 설계 방식이 있습니다. 펌프 연료 공급 장치가 가장 일반적으로 사용되는 2성분 엔진의 예를 사용하여 액체 추진 로켓 엔진의 설계 및 작동 원리를 고려해 보겠습니다. 그 설계는 고전적이 되었습니다. 다른 유형의 로켓 엔진(3개 구성 요소 제외)은 고려 중인 엔진의 단순화된 버전이며 설명할 때 단순화를 나타내는 것으로 충분합니다.
그림에서. 도 1은 액체추진제 로켓엔진 장치를 개략적으로 도시한 것이다.
연료 시스템
액체 추진 로켓 엔진의 연료 시스템에는 연소실에 연료를 공급하는 데 사용되는 모든 요소(연료 탱크, 파이프라인, 터보 펌프 장치(TNA))가 포함됩니다. 단일 샤프트에 장착된 펌프와 터빈으로 구성된 장치, 인젝터 헤드와 흐름 연료를 조절하는 밸브.
펌프 공급연료를 사용하면 수십 기압에서 250기압까지 엔진실에 높은 압력을 생성할 수 있습니다(LPRE 11D520 RN "Zenit"). 고압은 작동 유체의 더 큰 팽창을 제공하며, 이는 높은 특정 충격량을 달성하기 위한 전제 조건입니다. 또한, 연소실의 높은 압력에서는 엔진의 추력 대 중량 비율, 즉 엔진 중량에 대한 추력의 비율이 더 나은 값으로 달성됩니다. 이 지표의 값이 높을수록 엔진의 크기와 무게가 작아지고(동일한 추력), 완성도가 높아집니다. 펌프 시스템의 장점은 특히 발사체의 추진 시스템과 같은 고추력 액체 로켓 엔진에서 두드러집니다.
그림에서. 도 1에서, TNA 터빈으로부터의 배기가스는 연료 구성요소(11)와 함께 노즐 헤드를 통해 연소실로 유입된다. 이러한 엔진을 폐쇄 사이클 엔진(폐쇄 사이클 엔진이라고도 함)이라고 하며, TPU 구동에 사용되는 연료 흐름을 포함한 전체 연료 흐름이 액체 추진 로켓 엔진의 연소실을 통과합니다. 이러한 엔진의 터빈 출구 압력은 분명히 액체 추진 로켓 엔진의 연소실 압력보다 높아야 하며, 터빈에 공급되는 가스 발생기(6) 입구 압력은 훨씬 더 높아야 합니다. 이러한 요구 사항을 충족하기 위해 액체 추진 로켓 엔진 자체가 작동하는 것과 동일한 연료 구성 요소(고압)가 터빈을 구동하는 데 사용됩니다(보통 과잉 연료가 포함된 구성 요소의 비율이 달라서 열 부하를 줄입니다). 터빈).
폐쇄 사이클의 대안은 터빈 배기가 배기 파이프를 통해 환경으로 직접 방출되는 개방 사이클입니다. 개방형 사이클의 구현은 터빈의 작동이 액체 추진제 엔진 챔버의 작동과 연결되지 않기 때문에 기술적으로 더 간단하며, 이 경우 TPU는 일반적으로 자체 독립적인 연료 시스템을 가질 수 있어 절차가 단순화됩니다. 전체 추진 시스템을 시작합니다. 그러나 폐쇄 사이클 시스템은 특정 임펄스 값이 약간 더 높으므로 설계자는 특히 이 지표에 대한 요구 사항이 특히 높은 대형 발사체 엔진의 경우 구현의 기술적 어려움을 극복해야 합니다.
그림의 다이어그램에서. 1 하나의 펌프 펌프는 두 구성 요소를 모두 펌핑합니다. 이는 구성 요소의 밀도가 비슷한 경우에 허용됩니다. 추진제 구성 요소로 사용되는 대부분의 액체의 경우 밀도는 1 ± 0.5g/cm3 범위에서 다양하므로 두 펌프 모두에 하나의 터보 드라이브를 사용할 수 있습니다. 예외는 액체 수소이며, 온도 20K에서 밀도가 0.071g/cm3입니다. 이러한 가벼운 액체에는 훨씬 더 높은 회전 속도를 포함하여 완전히 다른 특성을 가진 펌프가 필요합니다. 따라서 수소를 연료로 사용하는 경우 각 구성요소마다 독립된 연료펌프를 마련하게 된다.
변위 시스템.엔진 추력이 낮으면(따라서 연료 소비도 낮음) 터보 펌프 장치가 너무 "무거워지는" 요소가 되어 추진 시스템의 중량 특성이 악화됩니다. 펌프 연료 시스템의 대안은 변위 연료 시스템으로, 연소실로의 연료 공급은 불연성, 비인화성 질소인 압축 가스에 의해 생성되는 연료 탱크의 부스트 압력에 의해 보장됩니다. - 독성이 있고 산화되지 않으며 생산 비용이 상대적으로 저렴합니다. 다른 가스는 액체 수소의 온도에서 응축되어 액체로 변하기 때문에 헬륨은 액체 수소가 담긴 탱크에 압력을 가하는 데 사용됩니다.
그림 1의 다이어그램에서 배기량 연료 공급 시스템을 갖춘 엔진의 작동을 고려할 때 도 1에서 TNA는 제외되고, 연료성분은 탱크에서 로켓엔진의 메인밸브(9, 10)로 직접 공급된다. 직접 변위 시 연료 탱크의 압력은 연소실의 압력보다 높아야 하며 탱크는 펌프 연료 시스템의 경우보다 더 강하고 무거워야 합니다. 실제로 배기량 연료 공급 장치가 있는 엔진 연소실의 압력은 10-15 at.로 제한됩니다. 일반적으로 이러한 엔진은 추력이 상대적으로 낮습니다(10톤 이내). 변위 시스템의 장점은 설계의 단순성과 특히 자체 점화 연료 구성 요소를 사용하는 경우 시동 명령에 대한 엔진의 응답 속도입니다. 이러한 엔진은 우주 공간에서 우주선의 조종을 수행하는 데 사용됩니다. 변위 시스템은 Apollo 달 우주선의 세 가지 추진 시스템, 즉 서비스(추력 9760kgf), 착륙(추력 4760kgf) 및 이륙(추력 1950kgf) 모두에 사용되었습니다.
노즐 헤드- 연소실에 연료 성분을 분사하도록 설계된 노즐이 장착되는 장치. (이 장치 "혼합 헤드"의 잘못된 이름을 종종 찾을 수 있습니다. 이는 영어 기사의 사본인 부정확한 번역입니다. 오류의 본질은 연소의 1/3에서 연료 구성 요소의 혼합이 발생한다는 것입니다. 인젝터 헤드가 아닌 챔버에 있습니다.) 인젝터의 주요 요구 사항은 점화 및 연소 속도가 이에 따라 달라지기 때문에 챔버에 들어갈 때 구성 요소를 가능한 한 빠르고 철저하게 혼합하는 것입니다.
예를 들어 F-1 엔진의 노즐 헤드를 통해 초당 1.8톤의 액체 산소와 0.9톤의 등유가 연소실로 들어갑니다. 그리고 이 연료의 각 부분과 챔버 내 연소 생성물의 체류 시간은 밀리초 단위로 계산됩니다. 이 시간 동안 연료는 가능한 한 완전히 연소되어야 합니다. 왜냐하면 연소되지 않은 연료는 추력 및 특정 추진력의 손실을 의미하기 때문입니다. 이 문제에 대한 해결책은 다음과 같은 여러 가지 조치를 통해 달성됩니다.
- 하나의 노즐을 통과하는 유량을 비례적으로 최소화하여 헤드의 노즐 수를 최대로 늘립니다. (F-1 엔진의 인젝터 헤드에는 산소 인젝터가 2,600개, 등유 인젝터가 3,700개 있습니다.)
- 헤드에 있는 노즐의 특별한 형상과 연료 및 산화제 노즐의 교대 순서.
- 액체가 채널을 통해 이동할 때 회전이 전달되고 챔버에 들어갈 때 원심력에 의해 측면으로 분산되는 노즐 채널의 특수한 모양입니다.
냉각 시스템
액체 추진 로켓 엔진의 연소실에서 발생하는 프로세스의 속도로 인해 챔버에서 생성된 전체 열 중 미미한 부분(몇 퍼센트)만이 엔진 구조로 전달됩니다. 높은 연소 온도(때때로 3000K 이상)와 상당한 양의 열 발생, 그 중 작은 부분이라도 엔진의 열 파괴에 충분하므로 액체 추진 로켓 엔진의 재료 부분을 고온으로부터 보호하는 문제 매우 관련이 있습니다. 이를 해결하기 위해 종종 결합되는 두 가지 기본 방법, 즉 냉각과 열 보호가 있습니다.
펌핑 연료 공급 장치를 갖춘 액체 추진 로켓 엔진의 경우 주로 액체 추진 로켓 엔진 챔버 벽의 열 보호를 위한 한 가지 방법과 함께 하나의 냉각 방법이 사용됩니다. 흐름 냉각그리고 벽층 [알 수 없는 용어 ] . 용적형 연료 시스템을 갖춘 소형 엔진에 자주 사용됩니다. 절제적 냉각 방법.
흐름 냉각연소실 벽과 노즐의 가장 가열된 상부 부분에 어떤 방식으로든 공동이 생성되고(때때로 "냉각 재킷"이라고도 함) 연료 구성 요소 중 하나( 일반적으로 연료)는 노즐 헤드에 들어가기 전에 통과하여 챔버 벽을 냉각시킵니다.
냉각 구성 요소에 의해 흡수된 열이 냉각수 자체와 함께 챔버로 반환되는 경우 이러한 시스템을 " 재생성", 거부된 열이 연소실로 유입되지 않고 외부로 배출되는 경우 이를 " 독립적인» 유동 냉각 방식을 사용합니다.
냉각 재킷을 만들기 위해 다양한 기술 방법이 개발되었습니다. 예를 들어 V-2 액체 추진 로켓의 챔버는 두 개의 강철 껍질로 구성되어 있습니다. 내부 껍질(소위 "방화벽")과 외부 껍질은 서로 같은 모양을 반복합니다. 냉각 성분(에탄올)이 이들 껍질 사이의 틈을 통과했습니다. 간격 두께의 기술적 편차로 인해 고르지 않은 유체 흐름이 발생하여 내부 껍질의 과열 영역이 생성되었으며, 이는 종종 치명적인 결과로 이러한 영역에서 소실되었습니다.
최신 엔진에서 챔버 벽의 내부 부분은 열 전도성이 높은 청동 합금으로 만들어집니다. 밀링(15D520 RN 11K77 Zenith, RN 11K25 Energy) 또는 산성 에칭(SSME Space Shuttle)을 통해 좁고 얇은 벽의 채널을 생성합니다. 외부에서 보면 이 구조는 강철이나 티타늄으로 만들어진 내력 시트 쉘을 단단히 감싸서 챔버 내부 압력의 힘 하중을 흡수합니다. 냉각 구성 요소는 채널을 통해 순환합니다. 때때로 냉각 재킷은 얇은 열전도 튜브로 조립되고 견고성을 위해 청동 합금으로 밀봉되지만 이러한 챔버는 더 낮은 압력을 위해 설계되었습니다.
벽 레이어 [알 수 없는 용어 ](경계층, 미국에서는 "커튼"이라는 용어도 사용함)은 연소실의 가스층으로 연소실 벽에 매우 근접해 있으며 주로 연료 증기로 구성됩니다. 이러한 층을 구성하기 위해 믹싱 헤드 주변을 따라 연료 노즐만 설치됩니다. 과도한 연료와 산화제 부족으로 인해 벽 근처 층의 화학적 연소 반응은 챔버의 중앙 구역보다 훨씬 덜 강하게 발생합니다. 결과적으로, 벽층의 온도는 챔버 중앙 구역의 온도보다 상당히 낮으며, 챔버 벽이 가장 뜨거운 연소 생성물과 직접 접촉하는 것을 방지합니다. 때로는 이 외에도 챔버 측벽에 노즐이 설치되어 벽층을 생성할 목적으로 냉각 재킷에서 연료의 일부를 챔버로 직접 제거합니다.
로켓 엔진의 발사
액체 추진 로켓 엔진을 발사하는 것은 책임감 있는 작업이며, 실행 중 긴급 상황이 발생할 경우 심각한 결과를 초래할 수 있습니다.
연료 성분이 자체 점화되는 경우, 즉 서로 물리적인 접촉을 통해 화학적 연소 반응을 일으키는 경우(예: 헵틸/질산), 연소 과정의 시작은 문제를 일으키지 않습니다. 그러나 구성 요소가 그렇지 않은 경우(예: 산소/등유) 외부 점화 개시제가 필요하며, 그 작용은 연소실에 연료 구성 요소를 공급하는 것과 정확하게 조정되어야 합니다. 연소되지 않은 연료 혼합물은 파괴력이 매우 큰 폭발물이며 챔버에 축적되면 심각한 사고를 초래할 수 있습니다.
연료 점화 후 지속적인 연소 과정을 유지하는 것은 저절로 발생합니다. 연소실에 새로 들어가는 연료는 이전에 도입된 부분의 연소 중에 생성된 고온으로 인해 점화됩니다.
액체 추진 로켓 엔진을 시동할 때 연소실에서 연료를 초기 점화하기 위해 다양한 방법이 사용됩니다.
- 엔진 시동 프로세스 초기에 보조 연료의 특수 추가 노즐을 통해 챔버로 유입되는 자체 점화 구성 요소(일반적으로 인 함유 시동 연료를 기반으로 하며 산소와 상호 작용할 때 자체 점화)를 사용합니다. 시스템이며 연소 시작 후 주요 구성 요소가 공급됩니다. 추가 연료 시스템이 있으면 엔진 설계가 복잡해 지지만 여러 번 재시동이 가능합니다.
- 인젝터 헤드 근처의 연소실에 위치한 전기 점화 장치로, 켜질 때 전기 아크 또는 일련의 고전압 스파크 방전을 생성합니다. 이 점화기는 일회용입니다. 연료에 불이 붙으면 연소됩니다.
- 불꽃 점화기. 노즐 헤드 근처에 작은 불꽃 소이탄이 챔버에 설치되어 전기 퓨즈에 의해 점화됩니다.
자동 엔진 시동은 점화기의 작동과 연료 공급을 적시에 조정합니다.
펌프 연료 시스템을 갖춘 대형 액체 추진 로켓 엔진의 발사는 여러 단계로 구성됩니다. 먼저 펌프가 시작되고 가속됩니다(이 프로세스는 여러 단계로 구성될 수도 있음). 그런 다음 액체 추진 로켓 엔진의 메인 밸브가 회전됩니다. 일반적으로 두 단계 이상으로 단계에서 단계까지 추력이 점진적으로 증가합니다.
상대적으로 작은 엔진의 경우 "캐논"이라고 불리는 100% 추력으로 즉시 로켓 엔진을 시동하는 것이 실행됩니다.
LRE 자동 제어 시스템
현대의 액체 추진 로켓 엔진에는 다음 작업을 수행해야 하는 다소 복잡한 자동화 기능이 장착되어 있습니다.
- 엔진을 안전하게 시동하고 메인 모드로 전환합니다.
- 안정적인 작동 조건을 유지합니다.
- 비행 프로그램이나 외부 제어 시스템의 명령에 따라 추력이 변경됩니다.
- 로켓이 특정 궤도(궤적)에 도달하면 엔진을 끕니다.
- 구성 요소 소비 비율을 규제합니다.
연료 및 산화제 경로의 유압 저항의 기술적 변화로 인해 실제 엔진의 구성 요소 유량 비율은 계산된 값과 다르며, 이는 계산된 값과 관련하여 추력 및 특정 충격량의 감소를 수반합니다. 결과적으로 로켓은 연료 구성 요소 중 하나를 완전히 소모하여 작업을 완료하지 못할 수 있습니다. 로켓 과학이 시작될 때 그들은 보장된 연료 예비량을 만들어 이 문제로 어려움을 겪었습니다. (로켓에는 계산된 연료량보다 더 많은 연료가 채워져 있으므로 실제 비행 조건이 계산된 조건과 편차가 있어도 충분합니다.) . 보장된 연료 공급은 탑재량을 희생하여 생성됩니다. 현재 대형 로켓에는 구성 요소 소비 비율에 대한 자동 제어 시스템이 장착되어 있어 이 비율을 계산된 비율에 가깝게 유지할 수 있으므로 보장된 연료 공급이 줄어들고 그에 따라 탑재량 질량이 늘어납니다.
추진 시스템의 자동 제어 시스템에는 연료 시스템의 여러 지점에 있는 압력 및 유량 센서가 포함되어 있으며 그 실행 기관은 로켓 엔진의 메인 밸브와 터빈 제어 밸브입니다(그림 1 - 위치 7, 8, 9 및 10).
연료 구성 요소
연료 구성 요소의 선택은 액체 추진제 엔진을 설계할 때 가장 중요한 결정 중 하나이며, 엔진 설계 및 후속 기술 솔루션의 많은 세부 사항을 미리 결정합니다. 따라서 액체 추진 로켓 엔진의 연료 선택은 엔진의 목적과 엔진이 장착된 로켓, 작동 조건, 생산 기술, 보관, 발사장까지의 운송 등을 종합적으로 고려하여 이루어집니다. , 등.
구성 요소의 조합을 특징 짓는 가장 중요한 지표 중 하나는 특정 충격량입니다. 이는 우주선 발사체를 설계할 때 특히 중요합니다. 연료와 탑재량의 질량 비율, 즉 전체 로켓의 크기와 질량은 다음에 크게 좌우되기 때문입니다. 그것 ( Tsiolkovsky 공식 참조), 특정 충동이 충분히 높지 않으면 비현실적인 것으로 판명될 수 있습니다. 다음 표는 액체 연료 구성 요소의 일부 조합의 주요 특성을 보여줍니다.
| 산화제 | 연료 | 평균 밀도 연료, g/cm³ |
챔버 온도 연소, K |
공허 특정 충동, s |
|---|---|---|---|---|
| 산소 | 수소 | 0,3155 | 3250 | 428 |
| 산소 | 둥유 | 1,036 | 3755 | 335 |
| 산소 | 0,9915 | 3670 | 344 | |
| 산소 | 히드라진 | 1,0715 | 3446 | 346 |
| 산소 | 암모니아 | 0,8393 | 3070 | 323 |
| 사산화질소 | 둥유 | 1,269 | 3516 | 309 |
| 사산화질소 | 비대칭 디메틸히드라진 | 1,185 | 3469 | 318 |
| 사산화질소 | 히드라진 | 1,228 | 3287 | 322 |
| 플루오르 | 수소 | 0,621 | 4707 | 449 |
| 플루오르 | 히드라진 | 1,314 | 4775 | 402 |
| 플루오르 | 펜타보란 | 1,199 | 4807 | 361 |
특정 충동 외에도 연료 구성 요소를 선택할 때 다음을 포함하여 연료 특성에 대한 다른 지표도 결정적인 역할을 할 수 있습니다.
- 밀도, 구성 요소 탱크의 크기에 영향을 미칩니다. 표에서 볼 수 있듯이, 수소는 가연성이며(모든 산화제에 대해) 가장 높은 비충격을 가지지만 밀도는 극히 낮습니다. 따라서 발사체의 첫 번째(가장 큰) 단계에서는 일반적으로 등유와 같은 다른(덜 효율적이지만 밀도가 높은) 유형의 연료를 사용하므로 첫 번째 단계의 크기를 허용 가능한 크기로 줄일 수 있습니다. 이러한 "전술"의 예로는 첫 번째 단계에서 산소 / 등유 구성 요소를 사용하는 Saturn 5 로켓, 두 번째 및 세 번째 단계 인 산소 / 수소, 첫 번째 단계에서 고체 연료 부스터를 사용하는 우주 왕복선 시스템이 있습니다.
- 끓는점 온도이는 로켓의 작동 조건에 심각한 제한을 가할 수 있습니다. 이 지표에 따르면 액체 연료 구성 요소는 극저온으로 냉각되는 극저온 액화 가스와 끓는점이 0°C 이상인 고비점 액체로 구분됩니다.
- 극저온부품은 장기간 보관하거나 장거리로 운송할 수 없으므로 발사대 근처에 위치한 특수 에너지 집약적 생산 시설에서 제조(적어도 액화)해야 하므로 발사대가 완전히 움직이지 않게 됩니다. 또한 극저온 구성 요소에는 사용에 대한 추가 요구 사항을 부과하는 다른 물리적 특성이 있습니다. 예를 들어 액화 가스가 담긴 용기에 소량의 물이나 수증기가 존재하면 매우 단단한 얼음 결정이 형성되어 로켓 연료 시스템에 들어가면 부품에 연마재로 작용하여 심각한 사고를 일으킬 수 있습니다. 발사를 위해 로켓을 준비하는 데 오랜 시간 동안 많은 양의 서리가 얼어 얼음으로 변하고, 그 조각이 높은 높이에서 떨어지면 준비에 참여한 인원뿐만 아니라 로켓 자체와 발사 장비. 로켓이 액화 가스로 채워지면 증발하기 시작하며 발사 순간까지 특수 보충 시스템을 통해 지속적으로 보충되어야 합니다. 구성 요소가 증발하는 동안 형성된 과잉 가스는 산화제가 연료와 혼합되어 폭발성 혼합물을 형성하지 않도록 제거되어야 합니다.
- 높은 끓는점구성품은 운송, 보관 및 취급이 훨씬 더 편리하여 1950년대에 군용 로켓 분야의 극저온 구성품을 대체했습니다. 그 후, 이 분야는 점점 더 고체 연료에 초점을 맞추기 시작했습니다. 그러나 우주 운반선을 만들 때 극저온 연료는 높은 에너지 효율로 인해 여전히 그 위치를 유지하며, 연료를 몇 달 또는 몇 년 동안 탱크에 저장해야 하는 우주 공간에서의 기동에는 고비등 구성 요소가 가장 적합합니다. 이러한 "분업"의 예는 Apollo 프로젝트에 포함된 액체 로켓 엔진에서 볼 수 있습니다. Saturn 5 발사체의 세 단계 모두 극저온 구성 요소를 사용하고 달 우주선의 엔진은 궤도 수정 및 달 궤도에서의 기동에는 끓는점이 높은 비대칭 디메틸히드라진과 사산화이질소를 사용합니다.
- 화학적 공격성. 모든 산화제에는 이러한 품질이 있습니다. 따라서 산화제용 탱크에 소량이라도 유기 물질(예: 사람의 손가락이 남긴 기름 얼룩)이 있으면 화재가 발생할 수 있으며, 그 결과 탱크 자체의 재료(알루미늄, 마그네슘, 티타늄과 철은 로켓 산화기 환경에서 매우 격렬하게 연소됩니다. 공격성으로 인해 산화제는 일반적으로 액체 추진 로켓 엔진 냉각 시스템의 냉각수로 사용되지 않으며 TNA 가스 발생기에서는 터빈의 열 부하를 줄이기 위해 작동 유체가 산화제보다는 연료로 과포화됩니다. . 저온에서는 사산화이질소나 진한 질산과 같은 대체산화제가 금속과 반응하기 때문에 액체산소가 가장 안전한 산화제일 것이며, 상온에서 장기간 보관할 수 있는 고비점 산화제임에도 불구하고 탱크의 수명이 길다. 그들이 위치한 곳은 제한되어 있습니다.
- 독성연료 구성 요소와 그 연소 생성물은 사용에 심각한 제한이 됩니다. 예를 들어 위 표에서 볼 수 있듯이 불소는 산화제로서 산소보다 더 효과적이지만 수소와 결합하면 매우 독성이 있고 공격적인 물질인 불화수소를 형성하며 수백 개가 훨씬 적게 방출됩니다. 대규모 발사가 시작될 때 수천 톤의 그러한 연소 생성물이 대기로 배출됩니다. 로켓 자체는 성공적인 발사에도 불구하고 인간이 만든 큰 재앙입니다. 그리고 사고가 발생하고 그러한 양의 이 물질이 유출되는 경우 피해를 계산할 수 없습니다. 따라서 불소는 연료성분으로 사용되지 않습니다. 사산화질소, 질산 및 비대칭 디메틸히드라진도 독성이 있습니다. 현재 환경적 관점에서 선호되는 산화제는 산소이고, 연료는 수소, 그 다음이 등유입니다.
1성분 및 2성분 연료로 작동하는 LPRE 챔버가 있습니다.
2성분 액체 추진 로켓 엔진은 효율성이 더 뛰어나고 적용 범위가 확대됩니다.
2액형 액체 추진 로켓 엔진의 챔버. 믹싱 헤드의 일정하고 가변적인 흐름 영역을 갖춘 챔버와 단일 노즐 및 다중 노즐 챔버가 있습니다.
유동 면적이 가변적인 챔버를 호출합니다. 제한됨;일반적으로 이러한 챔버는 단일 노즐이기도 합니다.
믹싱 헤드의 일정한 유동 면적과 여러 개의 노즐을 갖춘 챔버는 설계가 단순하지만 시동 위치 및 시동 위치로 인해 모드에 도달하는 시간과 추력 감소 시간의 값이 약간 증가합니다. 헤드 입구의 차단 밸브와 이 밸브와 헤드 바닥 사이에 일정량의 존재; 이 볼륨은 가능한 한 작아야 합니다.
LPRE 챔버에는 원심분리 노즐과 제트 노즐이 모두 사용됩니다.
심포니 위성과 갈릴레오 우주선의 추력이 10 및 400N인 액체 로켓 엔진 챔버에는 1개의 2성분 원심 노즐이 있는 혼합 헤드가 사용되는 반면, 연료 구성 요소의 동축 회전 제트가 챔버에서 생성됩니다. 원뿔 모양의 물방울을 제공합니다. 노즐은 또한 연소 생성물의 벽 근처 층에 과도한 산화제를 생성하여 챔버 벽의 내부 냉각을 제공합니다.
E-3 로켓 엔진 챔버(우주 왕복선 로켓 제어 시스템의 보조 엔진)는 산화제와 연료 제트가 충돌하는 2성분 노즐 1개를 사용합니다. 헤드 매니폴드는 부피가 작아서 다음을 보장합니다. 1) 매니폴드를 빠르게 채우고 비움; 2) 헬륨을 대체하는 연료 구성 요소의 포화로 인한 엔진 특성의 변화를 최소화하고 3) 시동 과정에서 연료가 점화될 때 챔버의 큰 압력 서지를 제거합니다.
연료 탱크의 일정한 압력과 결과적으로 혼합 헤드 입구에서 액체 추진 로켓 엔진 챔버의 추력을 변경하기 위해 연료 구성 요소의 분사 영역이 가변적 인 헤드가 사용됩니다. 이는 혼합 헤드가 단일 2성분 노즐인 경우 가장 쉽게 달성되며, 그 이동 요소(예: 헤드 축을 따라 이동하는 슬리브)는 두 연료 구성 요소의 분사 흐름 영역을 동시에 변경합니다.
이 경우, 주어진 추력 변화 범위 내에서 인젝터 전체의 압력 강하는 실질적으로 변하지 않고 유지될 수 있으며 이는 연료 구성 요소의 원자화 품질과 챔버의 안정성을 보장하는 데 중요합니다. 연료 구성 요소의 소비가 감소하면 챔버의 압력이 감소하고 결과적으로 연료 연소의 완전성이 감소합니다. 이러한 머리는 아폴로 달 단계의 착륙실에서 사용되었습니다. 이 엔진은 공칭 모드에서 작동할 때 추력에 비해 추력을 10배 감소시켰습니다.
Viking-75 및 R-4D-1l 우주선의 RS-2101C 엔진은 산화제와 연료의 제트가 충돌하는 제트 노즐을 사용합니다. 인젝터는 연소실의 중심과 벽 사이의 평균 반경을 갖는 단일 원 위에 배치됩니다.
액체 추진 로켓 엔진을 작동할 때 챔버 헤드의 온도는 캐비티 내 연료 구성 요소의 비등 가능성을 배제할 수 있는 수준이어야 합니다. 이를 위해 헤드와 연소실 사이에 벽이 얇은 원통형 천공 단열 스페이서를 설치하는 경우가 많습니다. 수많은 연료 채널이 에칭된 플레이트로 믹싱 헤드를 제조하여 다공성 냉각을 보장하고 균일성과 정확성을 결정함으로써 헤드로의 열 흐름을 줄이고 동시에 연료 연소의 완성도를 높이는 것이 보장됩니다. 연소실로의 연료 구성 요소의 흐름.
일부 액체 로켓 엔진 챔버의 헤드는 알루미늄 합금으로 만들어졌습니다. 이러한 재료는 특히 추력이 450N인 Apollo 우주선의 MA-109 보조 엔진의 챔버 헤드에 사용되었습니다. RS-2101 엔진의 챔버 헤드에는 알루미늄 합금 2219-T6이 사용되었습니다. 이 엔진의 연소실은 베릴륨으로 만들어졌기 때문에 헤드와 연소실 사이에 금층으로 코팅된 V자형 밀봉 링과 바이톤 링을 배치했습니다.
R-40 엔진의 챔버 헤드는 강철과 알루미늄 합금으로 만들어졌으며 심포니 위성과 갈릴레오 우주선의 추력이 1O, 400N인 액체 추진 로켓 엔진의 챔버 헤드는 부식 방지 재질로 만들어졌습니다. 강철 및 R-4D-11 엔진
R-1E-3 - 티타늄 합금으로 제작되었습니다.
고온에서의 강화를 위해 헤드와 연소실을 연결하는 알루미늄 플랜지를 페놀수지를 함침한 유리섬유로 감쌌습니다. 그러나 대부분의 경우 헤드는 용접을 통해 연소실에 연결됩니다(결합 벽이 용접 가능한 재료로 만들어진 경우).
액체 로켓 엔진 챔버 R-40A, R-4D-11, R-IE-3, R-6C 및 R·BV의 연소실 및 노즐에는 용접 이음매가 사용됩니다. 심포니 위성의 1O 추력과 400N의 추력, 모든 연결은 전자빔 용접으로 이루어져 접합부의 높은 견고성을 보장합니다.
N 2 O 4 및 MMG 연료로 연속 작동하는 2성분 액체 추진 로켓 엔진의 챔버 라= 40...150 및 추력 R P= 2.2 ... 445 N은 특정 충격량을 제공합니다. 1 u.p = 2735 ... 2825m/s(표 8.2). 액체로켓 엔진의 펄스 모드에서는 비충격량이 더 낮고, 추력 펄스 시간이 짧을수록 비충격량이 낮아진다. 추력 펄스 시간은 챔버 헤드에 설치된 연료 밸브(전자 유압 밸브)에 전압이 인가되는 시간에 따라 결정되며 이를 전기 펄스의 폭.~에 τ min = 6…20 ms 액체 추진 로켓 엔진의 특정 충격량은 일반적으로 1860 ... 2350 m/s와 같습니다. 40ms의 전기 펄스 폭을 갖는 R-IE-3 엔진(2350m/s)의 다소 높은 비충격은 믹싱 헤드 내부 공동의 작은 부피 때문입니다.
연료 구성 요소의 두 번째 소비는 매우 낮습니다. 예를 들어, R-6B 액체 로켓 엔진에서 산화제와 연료 소비량은 각각 0.5g/s와 0.3g/s에 불과합니다.
LPRE 챔버의 설계는 냉각 방법에 따라 다릅니다. 재생, 절제, 내부(필름), 복사 및 복합 냉각이 사용됩니다.
가장 효과적인 것은 재생의냉각하지만 LPRE 챔버에서의 구현은 매우 어렵습니다. 챔버의 낮은 추력과 낮은 압력에서 표면 열유속 밀도와 챔버 표면의 비율이 냉각수의 고온을 결정합니다. 더욱이, 냉각수의 유량이 낮기 때문에 냉각 채널의 속도가 챔버 벽을 냉각하기에 충분하지 않습니다. 결과적으로, 챔버 벽과 냉각기의 온도가 허용할 수 없는 값으로 증가할 수 있으며, 냉각수의 분해 또는 막 비등 및 기타 허용할 수 없는 현상이 발생할 수 있습니다. 특히, 히드라진 및 이를 기반으로 하는 가연성 물질은 분해 가능성으로 인해 전체 부피에 걸쳐 온도 제한이 있습니다.
재생식 냉각 기능을 갖춘 챔버는 가변 추력, 특히 장기 보관이 가능한 자체 점화 연료에 대한 성능이 제한적입니다.
Mariner-9 우주선의 액체 추진 로켓 엔진 챔버에는 높은 열 전도성과 외부 흐름 냉각 기능을 갖춘 베릴륨으로 만들어진 두꺼운 벽의 연소실이 있습니다.
절제액체 추진제 로켓 엔진 챔버의 냉각은 설계의 단순성과 환경으로의 열 유속을 최소화하지만, 절제 냉각을 사용하는 챔버는 복사 냉각을 사용하는 챔버에 비해 질량이 더 큽니다(매우 두꺼운 융제 재료 층으로 인해). 절제 냉각을 사용하는 챔버의 질량은 작동 시간의 제곱근 법칙에 따라 증가합니다. 작동 시간이 길면 이러한 카메라의 질량이 과도해질 수 있습니다.
절제 냉각은 아폴로 우주선의 여러 로켓 엔진(달 단계의 이륙 로켓 엔진, 지구에 접근할 때 켜지는 제동 로켓 엔진 등)에 사용되었으며, 연소실과 노즐에 사용되었습니다. 분리 단계의 주 로켓 엔진(그림 8.7)과 8개의 액체 로켓 엔진은 M-X ICBM의 헤드 부분을 향하고 있으며 챔버는 모놀리식 베릴륨 빌렛으로 만들어졌습니다. 연소실과 노즐의 내부 표면에는 절삭재 층이 도포되며, 노즐의 밀도는 낮습니다. 베릴륨은 강하고 내구성이 뛰어나 코팅이 필요하지 않습니다. 사용되는 절제 재료는 특히 페놀 수지와 실리카를 기반으로 하는 재료입니다.
광점냉각은 특히 엔진 작동 시간이 긴 경우 용해 냉각에 비해 액체 추진제 로켓 엔진 챔버의 단순한 설계와 상대적으로 낮은 질량으로 보장됩니다. 복사 냉각을 사용하면 환경에 큰 열유속이 생성됩니다. 이로 인해 인접한 항공기 구조 요소가 손상될 수 있으므로 카메라를 항공기 객실 내부가 아닌 개방된 곳에 배치하는 것이 좋습니다. 복사 냉각 방식의 챔버는 챔버 벽의 온도가 높기 때문에 내화성 금속(몰리브덴, 텅스텐, 탄탈륨 및 니오븀)과 이를 기반으로 한 합금을 사용해야 합니다. 복사냉각실의 성능과 서비스 수명은 선택된 내열성 및 내화성 금속과 코팅에 의해 결정되며, 이는 고온에서 내열성 및 내화성 금속의 산화를 방지합니다. 이 경우 코팅은 접착력이 충분히 높아야 합니다.
혼합 헤드와 연소실 구성의 적절한 조합을 선택하면 벽 온도를 제한할 수도 있습니다.
추력이 441N인 아폴로 우주선의 액체 추진 로켓 엔진 챔버 MA·109는 규화물 코팅이 된 니오븀으로 만들어졌습니다. 노즐 넥은 몰리브덴 디실리사이드로 코팅되었습니다. 유사한 챔버의 경우 Ti 및 Zr 첨가제를 포함하는 몰리브덴 합금 또는 이규화 몰리브덴 Mo Si 2로 코팅된 몰리브덴이 사용되었습니다.
복사 냉각을 사용하는 노즐 부착물 제조에는 내화성 및 내열성 금속도 사용됩니다.
Mariner-9 우주선의 액체 추진제 로켓 엔진 챔버의 노즐은 코발트 첨가제가 포함된 내열강으로 만들어졌으며 이러한 노즐은 작동 중에 뜨겁게 가열되었습니다(온도는 약 1375입니다). 에게).
연소 생성물에 대한 낮은 화학적 저항성 외에도 내화 금속은 값비싼 재료이며 이러한 금속의 취약성으로 인해 챔버를 제조하는 것이 어렵습니다. 수명이 긴 내화 금속용 산화 방지 코팅을 개발하는 데에는 몇 가지 어려움이 있습니다.
어떤 경우에는 코팅이 벽 표면을 산화로부터 보호할 뿐만 아니라 방사율을 높여 벽 온도를 추가적으로 낮추기도 합니다. 이러한 특성은 특히 니켈 합금 벽 표면에 증착된 산화알루미늄 층에 의해 나타납니다.
생성을 위해 영화연소실 벽과 노즐을 냉각하기 위해 노즐이 챔버 헤드 주변에 배치되어 과도한 산화제 또는 연료로 벽 층을 만듭니다(후자가 더 자주 사용됨). 예를 들어, R-4D-11 액체 로켓 엔진의 챔버 헤드에는 산화제와 연료의 충돌 제트가 있는 8개의 2제트 노즐과 함께 필름 냉각을 제공하는 16개의 노즐이 있습니다.
산화제를 사용한 필름 냉각은 위에 표시된 대로 심포니 위성의 추력이 10 및 400N인 액체 추진 로켓 엔진 연소실의 원통형 부분 벽에 사용되었으며 챔버 벽에 사용되었습니다. 연료가 소비되는 Minuteman Sh ICBM의 보조 액체 추진 로켓 엔진(총 소비량의 약 13%). 후자의 벽(혼합 헤드 포함)은 니오브 합금 SCb-291로 만들어졌습니다. 이 합금을 선택한 이유는 사산화질소를 장기간 보관하는 동안 형성될 수 있는 질산에 대한 불활성 때문입니다.
필름 냉각 기능이 있는 챔버는 높은 표면 열유속 밀도 값을 견딜 수 있으며 환경에 대한 지정된 밀도의 최소 값을 갖습니다. 이러한 챔버는 벽층의 연소 효율 감소로 인한 손실이 특징입니다.
필름 냉각은 복사 냉각과 함께 사용되는 경우가 많으며 챔버도 내화성 금속으로 만들어집니다. 예를 들어, 니오븀으로 만들어진 필름 냉각 챔버의 허용 벽 온도는 2030K입니다.
Viking-75 우주선의 RS-2101C 액체 추진 로켓 엔진 챔버에는 특정 냉각이 사용되었습니다. 연료는 노즐의 테이퍼 부분 벽의 내부 표면에 분사되고 증발하여 노즐의 특정 부분에서 챔버의 원통형 부분까지 벽을 따라 퍼지는 열 흐름을 제거합니다. 이러한 분포는 연소실이 매우 높은 열전도율을 갖는 베릴륨으로 만들어졌기 때문에 보장되었습니다. 챔버의 원통형 부분에서는 노즐의 테이퍼 부분에서 공급되는 증발 필름 커튼에 의해 열이 흡수됩니다. 이러한 냉각을 냉각이라고 합니다. 내부재생 냉각.
우주 왕복선 로켓 제어 시스템의 보조 엔진 챔버에는 내부 냉각과 복사 냉각의 조합이 사용되는 반면, 연소실 벽과 노즐 근처에는 과잉 연료가 포함된 연소 생성물 층이 생성됩니다. 이는 필름 냉각으로 가는 연료 일부의 분사 각도를 변경하여 수행됩니다. 각도가 가파르면 스프레이 헤드와 연소실 사이의 경계면 냉각이 향상되어 온도가 낮아집니다.
엔진 작동 주기 동안 헤드가 작동합니다. 열전도율이 낮은 단열재 층은 1700K의 연소실 벽 온도에서 작동할 수 있습니다. 1285K의 최소 노즐 단면의 최대 벽 온도에서 7.2"105s의 챔버 수명이 제공됩니다. 최대 연속 작동 시간은 125초입니다.
액체 추진 로켓 엔진 R-4OA, R-4D-1l, R-1E.3, R-6C 및 R-6B의 챔버 벽 최대 온도는 상대적으로 낮습니다 (1313 ... 1563K 범위) . 이를 통해 니오븀 및 티타늄 합금으로 연소실 벽과 노즐을 제조할 때 충분한 안전 여유를 확보할 수 있습니다.
Minuteman IP ICBM의 헤드 부분의 조종을 보장하는 액체 추진제 로켓 엔진 챔버 DU RSPE에서 헤드, 연소실 및 노즐도 니오븀(설계 챔버 온도 2030K)으로 만들어졌습니다.
다수의 카메라는 융합에 의해 적용된 R-512A 코팅을 사용합니다. 최대 온도 1800~1920K에 맞게 설계되었습니다. R-512A 코팅은 산화를 방지하고 긴 사용 수명을 보장하는 특수 유리질 거친 규화물 소재입니다. 적용된 코팅의 두께는 대략 75...125 미크론입니다. 코팅의 지정된 두께와 균일성은 도포 후 특수 센서(특히 소용돌이 지점)를 사용하여 측정해야 합니다.
우주 왕복선 제트 제어 시스템(R-40A 및 R-lE-3)의 주 엔진 및 보조 엔진 챔버의 외부 내부 표면에 니오브 합금 C-I03 및 R-512A 코팅의 조합으로 긴 수명을 제공합니다. 우주 왕복선 비행에 대한 신뢰성은 물론 비행 중 전체 온도 범위에 걸쳐 증가된 연성을 제공합니다.
챔버 "D R-40A 및 R-1E-3"의 외부 표면은 티타늄 하우징 내부에 배치된 밀도 400kg/m3의 Dynaflex 소재로 만든 단열재로 덮여 있습니다. 이러한 액체 추진 엔진은 챔버 내부에 있습니다. 우주 왕복선의 동체 및 단열재는 지상의 모든 작동 조건에서 챔버 외부 표면의 온도를 450K 이하로 유지하므로 열 흐름으로 인한 과도한 가열로부터 선박의 내부 구조 요소를 보호합니다. 그리고 공허 속에서.
-17 ... ± 37 ° C 범위의 작동주기 사이에 달 우주선 "Surveyor"의 보조 액체 추진 로켓 엔진 챔버 온도를 보장하기 위해 대부분의 외부 표면에 금 코팅이 적용되었습니다. 챔버의.
그림에서. 그림 8I는 Lisyat 위성의 정점 추진 시스템의 액체 추진제 로켓 엔진을 보여주며, 챔버에는 복사 냉각 기능이 있습니다.
R-4D 로켓 엔진에는 내부 냉각과 복사 냉각의 조합이 사용됩니다. 초과된 연료의 일부는 벽층으로 들어가며, 이는 또한 혼합 헤드와 연소실 사이 영역의 냉각을 향상시킵니다. 연속 작동 중 연소실 벽의 최소 온도는 1300K입니다.
10 및 400N의 추력을 갖는 인공위성 "심포니"의 액체 추진 로켓 엔진 챔버의 복합(재생, 내부 및 복사) 냉각은 매우 효과적입니다. 400N의 추력을 가진 챔버, 연료를 사용한 재생 냉각이 노즐 목 부분에 적용되고 추력 10N의 챔버-연소실 하부에 적용됩니다.
니모닉으로 제작된 Symphony 위성의 10N 및 400N 추력 액체 추진 로켓 엔진 챔버의 목과 노즐 확장 부분에 복사 냉각이 사용되었습니다.
벤치 화재 테스트 중 10N의 추력으로 챔버를 연속 작동하는 최대 시간은 3,103초를 초과했습니다. 위에서 언급한 통합 냉각을 통해 400N의 추력을 갖는 액체 추진 로켓 엔진 챔버의 일정한 열 상태가 장기 작동(10.8 103초 이상) 동안에도 보장되었습니다. 열흡수 현상은 거의 관찰되지 않습니다. 챔버 벽 두께가 1.i mm이므로 열용량이 작습니다. 엔진을 끈 후 챔버 냉각 경로의 연료 온도는 10K만 증가했습니다.
MX 스테이지의 주 액체추진 로켓엔진의 챔버 노즐은 케블라(Kevlar) 소재로 제작됐다.
일부 액체 추진 로켓 엔진은 다양한 연료로 작동할 수 있습니다. 예를 들어 R-4D -11 엔진에는 MMG 외에도 히드라진과 에어로진-50을 사용할 수 있습니다.
액체 추진 로켓 엔진(및 카메라)은 펄스 모드와 연속 모드 모두에서 작동할 수 있습니다. 펄스 모드는 주로 공간 위치 및 롤 제어 조작에 사용됩니다. 펄스 모드에서의 작동 특징은 챔버가 상대적으로 큰 추력을 발생시키더라도 한 번의 작동 주기 동안 생성된 추력 임펄스의 상대적으로 작은 값입니다. 이를 통해 카메라의 냉각 요구 사항이 더욱 엄격해지는 장기간의 카메라 작동을 피할 수 있습니다. 또한 작동 사이클 시간만 변경하면 일정한 추력에서 추력 충격량의 다른 값을 제공할 수 있습니다.
그러나 펄스 작동 모드는 연료 선택에 제한을 가하며(반복적인 LPRE는 자체 점화 연료에서만 테스트됨) 이미 언급한 바와 같이 챔버의 특정 충격을 감소시킵니다.
고추력 액체추진 로켓엔진은 펌프가 작동하지 않는 상태에서 탱크의 가압압력 하에서 연료성분을 공급하면 액체추진 로켓엔진의 추력에 상응하는 추력을 발생시킬 수 있다. 예를 들어, 이 작동 모드에서 RL-10 액체 추진 로켓 엔진은 854N의 추력과 약 4000m/s의 진공에서의 특정 충격량을 제공합니다.
가치 CT대부분의 액체 추진 로켓 엔진의 연료 N 2 0 4 + MMG는 1.60 ... 1.65 (공차 ± 0.03 ... 0.05)와 동일하게 선택됩니다.
액체추진제 로켓 엔진실의 크기와 무게를 줄이기 위해 압력을 높일 수 있습니다. 아르 자형그러나 고압 아르 자형특히 노즐 목 부분의 경우 냉각 요구 사항이 더욱 엄격해집니다.
여러 액체 로켓 엔진(R40A, R-4D-ll, RS-2101C 등)의 연소실에서 연소 중 HF 진동을 완화하기 위해 음향 공동(음향 공명 댐퍼)이 믹싱 헤드 주변에 배치됩니다. .
음향 공동의 도움으로 동적 연소 안정성이 달성되어 모든 자연적 및 인위적 교란에 대해 거의 완전한 무감각을 보장할 뿐만 아니라 과도 프로세스를 포함한 광범위한 작동 조건에서 챔버의 안정적인 작동을 보장합니다.
다수의 액체 추진 로켓 엔진은 매우 긴 수명을 가지고 있습니다. 예를 들어 R-4D 액체 추진 로켓 엔진의 공칭 모드 작동 시간은 3.6 106초에 달할 수 있습니다. 우주 왕복선 로켓 제어 시스템의 보조 엔진의 수명도 챔버 기술 및 적용 방법 개선, 보호 코팅, 향상된 작동 유지 관리 방법을 통해 106초로 늘릴 계획입니다.
카메라의 수명은 사용된 건축 자재 및 코팅뿐만 아니라 선택한 매개변수에 따라 달라집니다. 특히 챔버 내 연소 생성물의 온도가 낮아지면 자원이 증가합니다.
일반적으로 LPRE 챔버 노즐의 출구 부분 평면은 세로 축에 수직입니다. 그러나 우주왕복선 로켓 제어 시스템의 주 엔진과 보조 엔진은 우주선 동체 내부에 들어가 있으며, 출구 부분은 동체 표면과 같은 높이로 되어 있습니다. 동체에 대한 카메라의 위치가 다르기 때문에 주 로켓 엔진에 대해 17개의 서로 다른 노즐 각도가 얻어지고 보조 로켓 엔진에 대해 4개의 노즐 각도가 얻어집니다.
액체 추진 로켓 엔진 챔버의 노즐 축은 일반적으로 연소실 축의 연속이지만 노즐은 비스듬히 위치할 수 있습니다(어떤 경우에는 큰 각도(최대 1000)). 연소실 축의 연속; 이에 대한 필요성은 주로 로켓 엔진 헤딩 시스템에서 발생할 수 있습니다. 레이아웃 조건에 따라 노즐의 출구 부분은 직사각형 모양(예: 종횡비 2)을 가질 수 있습니다.
단일 성분 액체 추진 로켓 엔진의 챔버. 단일 구성품 챔버 및 단일 구성품 가스 발생기의 설계 및 매개변수는 연료 분해 방법에 따라 달라집니다. CIIIA의 촉매 분해 챔버는 Hayes에서 개발 중입니다. 열분해실에서는 연료 성분이 가열된 표면과 접촉 시 분해되며, 전기 히터가 가장 일반적입니다. 전기 히터는 특히 Intelsat V 통신 위성에 사용되는 TRW의 0.3N 추력을 갖는 액체 로켓 엔진의 분해실에 사용됩니다.
실현 가능 한. 히드라진과 함께 자체 점화 연료를 형성하는 상대적으로 낮은 유량의 사산화질소를 챔버에 지속적으로 공급하여 히드라진을 분해합니다. 히드라진은 히드라진의 일부가 사산화질소와 연소하는 동안 방출되는 열의 영향으로 열적으로 분해됩니다.
단일 성분 액체 추진 로켓 엔진의 챔버에 있는 노즐 수는 하나의 노즐과 매우 다를 수 있습니다(예: 중화인민공화국 연구 위성의 방향 제어를 위한 액체 추진 로켓 엔진). 많은 수의 노즐에. 이러한 챔버의 노즐은 노즐 직경이 매우 작습니다. 따라서 엔진 작동 중에 노즐 흐름 영역이 완전히 차단될 때까지 크게 감소하는 경우가 관찰되었습니다.
챔버 헤드는 복수의 확산기 모세관으로 구성될 수 있습니다. Hamilton REA 20-4 엔진에 사용되는 이 헤드 디자인은 주입 속도를 낮은 수준으로 제한하고 하수구 패키지에 히드라진이 균일하게 분포되도록 합니다. 이는 히드라진으로 세척되는 촉매 면적을 늘리고, 동적 특성을 개선하며, 엔진 작동을 더욱 원활하게 하고 팩 마모를 줄입니다. 헤드 표면은 이중 메쉬로 보호되어 진동이나 엔진 충격으로 인해 촉매 입자가 헤드와 밸브에 들어가는 것을 방지합니다. 같은 목적으로 Intelsat IV A 통신 위성(추력 24.5N)의 액체 로켓 엔진에서는 노즐이 얇은 메쉬로 덮여 있습니다. 매우 낮은 추력(0.1 ... 0.4 N)의 액체 로켓 엔진 챔버의 경우 히드라진을 챔버에 공급하기 전에 가스화할 수 있습니다(히드라진의 일반 끓는점은 387K입니다).
촉매 패키지는 촉매 입자의 동반을 방지하기 위해 분해 챔버의 공동에 단단히 고정되어야 하며(그림 8.9), 구조 요소에 사용되는 재료는 니트로화에 대한 저항성을 가져야 합니다. 특히 Intelsat IV A 위성 액체 로켓 엔진의 촉매 패키지는 백금 합금으로 만들어진 이중 메쉬에 배치됩니다.
REA 204 엔진 촉매제 패키지는 천공된 스크린에 의해 두 부분으로 구분됩니다. 상부에는 미세한 입자의 LIIell-405 촉매를 사용하여 히드라진의 빠른 분해와 안정적인 엔진 작동을 보장합니다. 촉매 패키지의 유압 저항을 줄이기 위해 거친 입자의 Shell 405 촉매가 하단 섹션에 배치됩니다.
촉매는 저온에서 활성이 충분하지 않습니다. 또한, 방출된 열이 먼저 촉매와 챔버 벽을 가열하는 데 소비되기 때문에 모드에 도달하는 데 걸리는 시간이 과대평가됩니다. REA 204 액체 추진 로켓 엔진을 포함한 다수의 엔진은 전기 패키지 히터를 사용하여 저온 엔진 시동과 관련된 패키지 파괴를 방지하는 온도를 유지합니다. 이 엔진은 두 개의 니크롬 전기 가열 요소를 사용합니다. (N= 3.8W; V= 28V), 인코넬 600으로 제작된 하우징에 배치됩니다. 촉매 패키지는 최대 30분까지 꽤 오랫동안 가열할 수 있습니다.
과립의 강도 특성을 향상시키기 위해 촉매는 특수한 집중 처리를 거쳐 더 큰 구형성을 보장합니다. 특히 그들은 구형도 계수가 약 0.75인 직경 0.6mm의 구형에 가까운 과립을 사용합니다(이 계수는 촉매 과립의 표면적에 대한 구의 표면적의 비율과 같습니다). . 전기역학적 진동기에 의해 챔버가 충분히 조밀하게 채워집니다.
중요합니다. 분해 챔버의 직경을 계산할 때 유량이 결정되며 일반적으로 0.75...3.5 g/(cm 2 s)와 동일하게 선택됩니다.
다음은 추력이 10N인 히드라진 챔버 매개변수의 일반적인 값입니다. 유속 3.5g/(cm 2 s); 1" 1.P= 2256m/초; 아르 자형 k = = 1.5MPa; "P] = 0.95; v = 4.7cm"/s; 과립 크기 0.6mm; 구형도 계수는 0.75입니다. DK = 13mm; L K = 16.3mm; 디* = 2.23mm; 모세관 스프레이 헤드 전체의 압력 강하는 0.4 MPa입니다. 촉매 패키지 전체의 압력 강하는 0.25 MPa입니다.
우주선의 LPRE 챔버의 촉매 패키지는 주변 진공에 노출됩니다.
LPRE 챔버에서는 일반적으로 프로파일 노즐이 사용됩니다. 특히 REA 204 액체 로켓 엔진 챔버에는 프로파일 노즐이 사용됩니다. 표면적이 최소화되어 단축됩니다. 노즐 모양은 최소 길이와 질량으로 최대 충격을 제공하도록 최적화되었습니다. 길이에 따른 노즐 벽의 두께는 출구쪽으로 최소값으로 감소하여 충분한 강도로 질량 감소를 보장합니다.
챔버의 열 흐름으로부터 연료 밸브를 단열하기 위해 플랜지가 얇은 천공 스페이서로 챔버에 연결되고 또한 히드라진이 얇은 모세관을 통해 밸브에서 헤드로 공급됩니다. 또한 모세관 파이프라인과 스페이서의 열 흐름은 엔진 장착 플랜지를 통해 감지됩니다.
히드라진 챔버의 최대값은 다음과 같습니다: 560N 이상; 특정 충격량 2300m/s; 작동 주기 수 5∙10 5; 총 작동 시간 1.5 105초; 총 추력 충격량 5.5 MN·s. 일부 히드라진 엔진(예: REA 20-4 액체 로켓 엔진)의 연속 작동 시간은 전혀 제한되지 않습니다. CIIIA는 총 추력 0.89MN·s의 작동 주기 수 106개를 갖춘 히드라진 액체 추진 로켓 엔진을 개발하고 있으며, 주요 문제는 재료의 열 피로입니다.
단일 성분 액체 추진 로켓 엔진은 2성분 엔진과 달리 낮은 추력 수준에 제한이 없습니다. u의 가장 작은 값 중 하나인 0.212N은 태양계 외부 행성으로의 비행을 위해 고안된 우주선에 사용되는 로켓 엔진의 챔버에서 발견됩니다.
증발하는 프로판을 사용할 때 더 적은 통풍을 얻을 수 있습니다. 히드라진 추진 시스템과 함께 높은 방향 정확도를 제공하도록 설계된 이러한 시스템은 1983년에 발사된 서유럽 우주국의 Exo 위성에 사용되며 추력은 30...50 범위에서 변경될 수 있습니다. 백만.
특정 추진력을 약 30% 증가시키기 위해 일부 추진 시스템은 인공위성을 사용합니다. 분해 생성물의 전기 가열.이러한 증가는 펄스 모드에서 작동하는 액체 추진제 로켓 엔진에서 히드라진 분해 중에 방출되는 열의 상당 부분이 촉매 및 챔버 벽을 가열하는 데 소비되고 액체 추진제 로켓 엔진에서는 다음과 같은 열분해가 발생한다는 사실로 설명됩니다. 분해실의 히드라진 및 전기 가열로 인해 분해 중에 방출되는 모든 열은 거의 독점적으로 분해 생성물을 가속화하는 데 사용됩니다.
TRW 위성 "Intelsat U"에서 0.3N의 추력을 내는 4개의 액체 추진 로켓 엔진에서 분해 생성물은 추가 챔버로 들어가고 그곳에서 굉음이 나는 전기 히터를 통과하며 그 결과 분해 생성물의 온도가 노즐에 들어가면 2200K까지 상승합니다. 이 엔진은 거의 켜지지 않기 때문에(약 한 달에 한 번) 추가 태양 전지판이 필요하지 않습니다. 전기 히터(촉매 패키지의 전기 히터 포함)는 주 태양광 패널에 의해 전원이 공급되는 반면, 15A의 전류는 별도의 배터리 버스를 통해 전기 히터에 공급됩니다. 이 챔버의 평균 고유 충격량은 2900m/s에 이릅니다. 분해 생성물의 전기 가열로 인한 히드라진의 중량 감소는 약 20kg입니다.
Rockit Research의 유사한 로켓 엔진 4개(각각 0.36N)는 GTE G Star, GTE Spacenet 및 ASC 위성에서 사용됩니다. 이러한 액체 추진제 엔진은 최대 311.5kN·s의 총 추력 충격량도 제공합니다. 위성의 엔진은 일정한 추력 모드로만 작동하며 위성의 남북 방향을 유지하는 데 사용됩니다. 이러한 액체 추진제 엔진은 Satcom IR 및 IIR 위성에 대해 테스트되었으며 6.12 10 4 s 이상 작동했습니다. 위성에는 전기 가열 분해 생성물을 갖춘 4개의 액체 추진 로켓 엔진이 장착되어 있지만 각 기동에는 그 중 2개만 사용됩니다(나머지 2개 엔진은 백업용).
분해 생성물을 전기적으로 가열하는 액체 추진 로켓 엔진의 단면이 그림 1에 나와 있습니다. 8.10. 다음 구성요소는 엔진의 일부로 구별될 수 있습니다: 전기 히터가 있는 연료 밸브; 가스 출구 튜브가 있는 분해 챔버; 열 차폐 장치가 있는 촉매 패키지의 전기 히터; 분해 생성물을 위한 전기 가열 장치; 복사 및 열 스크린이 있는 열 교환기 블록과 위의 구성 요소 및 블록을 고정하기 위한 장착 장치.
이러한 엔진용 촉매 패키지는 Voyager 프로그램용으로 개발되었으며 현재 0.89N의 추력을 가진 표준 히드라진 액체 추진 로켓 엔진 패키지와 유사합니다(이러한 엔진 12개는 동일한 위성의 전력 시스템에 포함됨). 모든 RCA 위성에 사용됩니다.
분해 챔버에는 원뿔형 금도금 열 차폐 장치가 있습니다.
노즐은 열교환기에 연결된 가스 배기관으로 교체됩니다.
이는 원추형 노즐로 흐름을 유도하는 축 요소가 있는 두 개의 동심 원통형 섹션으로 구성됩니다. 분해산물을 위한 전기히터는 열교환기 중앙부에 위치한다. 축 방향으로의 열 흐름을 방지하기 위해 복사 스크린이 장착되어 있습니다. 전기히터에서 나오는 복사열의 흐름은 열교환기의 내부 부분에 도달합니다. 이 부분을 세척하는 분해 생성물은 온도가 상승함에 따라 열을 흡수합니다. 열 교환기에는 열이 환경으로 누출되는 것을 방지하는 여러 개의 스크린이 있습니다.
분해 생성물의 전기 모터가 고장난 경우, 이들 챔버는 촉매 존재 하에 히드라진 분해 모드로 작동합니다.
단일 성분 액체 추진 로켓 엔진의 작동 수명은 매우 길며, 자원이 제한된 전기 히터를 사용할 때만 단축됩니다.
히드라진 액체 추진 로켓 엔진은 우주선과 인공위성의 방향을 정하기 위한 추진 시스템에 널리 사용됩니다.
이러한 엔진은 일반적으로 단시간(최대 7~10ms) 펄스로 작동하므로 챔버 및 해당 엔진의 기타 구성 요소의 프로세스는 고정적이지 않습니다.
내열 합금은 일반적으로 단일 성분 액체 추진 로켓 엔진 챔버의 재료로 선택됩니다. 그 이유는 재료가 오랫동안 히드라진 분해 가스 생성물(특히 질화물)의 고온 및 복잡한 효과를 견뎌야 하기 때문입니다. 예를 들어 Intelsat 위성의 로켓 엔진 카메라 N A"는 코발트 합금 I-605로 만들어졌습니다.
Hastelloy-B 합금, 내식성 강철 및 기타 재료도 사용됩니다. 태양계 외부 행성으로 비행하기 위한 우주선의 LPRE 챔버는 태양 복사 반사를 줄이기 위해 양극 산화 처리된 알루미늄으로 만들어질 계획입니다.
LPRE 챔버를 설계할 때 안전 마진은 1.5배로 선택되고 실패 압력은 최대 작동 압력의 두 배입니다.
LPRE 챔버의 제조는 최소 노즐 단면의 작은 직경(0.8mm 이하)으로 인해 상대적으로 복잡합니다. 특히, 노즐의 테이퍼 부분에서 발산 부분까지 높은 정확도로 원활한 전환을 보장하는 것은 매우 어렵습니다.
저추력 액체 로켓 엔진은 우주용 로켓 조립체의 일부로 사용하도록 고안되었습니다. 내부 표면에 생성된 반응 내부 공동과 가스 성분을 회전시키는 스크류가 있는 혼합 요소가 엔진의 연소실로 유입됩니다. 혼합 요소 앞에 설치된 점화 장치에는 연료 분사 구멍이 있는 연료 공급 공간이 있습니다. 혼합 요소의 출구에는 부싱이 외부 표면에 설치되어 연료 흐름을 소용돌이 치기 위해 혼합 요소 본체와 공동을 형성하며 접선 연료 구멍이 있습니다. 연료 소용돌이 공동의 주 연소실 출구는 부싱에 만들어진 환형 돌출부에 의해 끼여집니다. 이러한 로켓 엔진의 시동 방법은 주 연소실에서 처음 설정된 압력 값에 도달한 후 프리챔버로의 연료 공급을 차단하고 연료의 전체 질량 흐름을 주 연소실로 전환하는 것을 제공합니다. 본 발명은 챔버 내 연소의 완전성과 비자발성 연료 구성요소에서 작동하는 엔진의 특정 추력을 증가시키는 것을 가능하게 합니다. 2 sp.f-ly, 2 병.
본 발명은 우주 응용을 위한 로켓 유닛의 일부로서 로켓 기술에 사용되는 액체 추진제 제트 엔진 분야에 관한 것으로, 구조 및 에너지의 초과 질량이 발사되기 때문에 질량 및 에너지 소비 절감에 대한 엄격한 요구 사항이 적용됩니다. 궤도에 소스를 보내는 것은 큰 경제적 비용과 관련이 있습니다. 이러한 엔진은 우주 공간의 깊은 진공 궤도에서 반복적으로 발사되어야 합니다. 이는 자체 점화되지 않는 연료 구성 요소의 소비가 적은 저추력 엔진(LPRE)일 수 있습니다. 본 발명은 항공 기술 및 산업 에너지 장치에 사용될 수 있습니다. 다음을 포함하는 저추력 액체 추진 로켓 엔진(LPREM)이 알려져 있습니다("액체 추진 로켓 엔진의 설계 및 설계"/G.G. Gahun, M. 편집, Mashinostroenie, 1989, p. 159, 그림 8.8 참조). 차단 밸브가 있는 산화제 및 연료 공급 라인이 있는 주 연소실. 연료 구성요소는 챔버 내에서 흐름이 혼합될 때 점화됩니다. 이러한 저추력 엔진 설계의 단점은 자체 점화 연료 구성 요소에서만 작동하도록 설계되었다는 것입니다. 주 연소실과 프리챔버, 프리챔버에 대한 연료 및 산화제 공급 라인, 연료 공급 라인을 포함하는 프로토타입(독일 특허 1264870 M. 클래스 F 02 K 9/02 참조)으로 채택된 액체 로켓 엔진도 알려져 있습니다. 메인 챔버, 점화 장치. 저추력 엔진에 대한 적용 가능성의 관점에서 볼 때 이 솔루션의 단점은 나열된 구성요소 외에 2개의 터빈, 3개의 펌프 및 복잡한 공압 유압 회로를 포함하는 이 엔진 장치가 부피가 크다는 것입니다. 무겁고 주 연소실과 프리 챔버 사이의 구성 요소 중 하나의 비용에 큰 변화를 제공하지 않습니다. 유속 변경은 제어 한계 내에서만 가능합니다 (10 % 이하). 따라서, 이 솔루션은 메인 챔버와 프리 챔버 사이의 유량비가 거의 1에 가까운 저추력 엔진에는 적용할 수 없습니다. 액체 추진 로켓 엔진을 발사하는 방법은 알려져 있습니다("Fundamentals of the 이론 및 계산 of a liquid-propellant 로켓 엔진"/Ed. V.M. Kudryavtsev, M., Higher School, 1975, p. 462, Fig. 13.23) 이는 주 연소실에 산화제를 예비 공급하고 혼합 흐름의 동시 점화와 함께 주 연소실에 연료를 공급하는 것을 포함하여 액체 추진 로켓 엔진의 단계적 발사를 수행합니다. 이 경우, 연료 성분의 총 소비량과 챔버 내 압력은 시간이 지남에 따라 단계적으로 증가합니다. 이 시작 방법은 구성품의 초기 전체 공급에 비해 챔버 내 압력 축적을 제거합니다. 이 방법은 예를 들어 발사 시 챔버의 정상 대기압에서 수십 톤의 추력과 수십 기압의 챔버 압력을 갖는 발사체의 첫 번째 단계 엔진에 사용됩니다. 높은 총 연료 소비. 이 시동 방법의 사용은 구성 요소 유량이 낮은 저추력 엔진에서는 사실상 불가능합니다. 왜냐하면 매우 낮은 유량에서도 구성 요소 중 하나(즉, 단계적 공급)의 유량이 크게 감소하면 안정적인 점화가 보장되지 않기 때문입니다. 대기압보다 훨씬 낮은 챔버 압력에서는 구성 요소의 혼합 강도가 급격히 악화되고 연소 완전성과 특정 추력이 감소합니다. 또한, 챔버 내 저압의 우주 공간에서 액체 추진제 로켓 엔진을 발사하기 위한 조건 자체는 명시된 관점에서 볼 때 단계적 발사가 필요하지 않습니다. 책 "Constructions and Design of Liquid Rocket Engines"/ Ed. 4.7, p. 77에 표시된 회로로 구현된 프로토타입으로 채택된 액체 추진 로켓 엔진을 발사하는 방법이 알려져 있습니다. G.G. Gakhuna, M., 기계 공학, 1989, 전기 스파크 플러그로 연료 구성 요소를 동시에 점화하면서 액체 추진제 엔진의 프리챔버에 산화제와 연료의 시작 부분을 공급하는 것을 포함합니다. 결과적인 연소 생성물 흐름은 연소실로 들어가는 주요 구성 요소를 점화시킵니다. 이 프로토타입 시동 방법의 단점은 주 연소실을 통과하는 구성 요소의 총 흐름(수 kg/초 이상)과 예비 챔버로 유입되는 상대적으로 적은 양의 시동 구성 요소(전체 유량의 1% 미만)라는 점입니다. 전체 흐름은 프리챔버의 연료 연소 완전성이 연소실의 에너지 특성(특정 추력, 소비 단지 등)에 미치는 영향이 무시할 수 있다는 사실로 이어집니다. 이 시동 방법의 사용은 고추력 엔진에 적합하며 주 챔버와 프리 챔버로 유입되는 구성 요소의 비율이 1.0에 가까운 액체 추진 로켓 엔진에는 실제로 적용되지 않습니다. 이 경우 프리챔버와 메인 챔버의 동시 작동은 프리챔버의 연소 완성도가 낮기 때문에 엔진의 특정 추력에 상당한 손실을 초래합니다. 본 발명의 목적은 연소 효율(k)을 증가시키고 비자기 점화성 연료 구성요소로 작동하는 액체 추진 로켓 엔진의 비추진력을 증가시키는 것이다. 이 임무는 액체 추진 로켓 엔진의 설계 솔루션과 발사 방법에 의해 수행됩니다. 1. 주챔버와 프리챔버, 점화장치, 프리챔버에 연료와 산화제를 공급하는 라인, 주 연소실에 연료를 공급하는 라인을 포함하는 저추력 액체 로켓 엔진. 내부 캐비티와 그 위에 만들어진 나사는 내부 표면의 프리 챔버로 도입되며 혼합 요소 앞에 설치된 점화 장치에는 프리 챔버에 대한 연료 공급 라인에 연결된 연료 공급 캐비티가 있습니다. 혼합 요소의 출구, 외부 표면에는 혼합 요소 본체와의 연료 흐름을 위한 소용돌이 공동을 형성하는 부싱이 있으며, 이는 부싱에 만들어진 접선 채널을 통해 주 연소실로의 연료 공급 라인과 연결됩니다. 주 연소실로 들어가는 연료 스월 공동의 출구는 부싱에 만들어진 환형 돌출부에 의해 끼어져 있는 반면, 산화제 공급 라인은 주 측면 연소실에서 혼합 요소 나사 입구 앞에 위치한 매니폴드에 연결됩니다. . 제1항에 있어서, 상기 프리챔버에 산화제를 공급한 후, 연료 성분의 동시 점화와 함께 상기 프리챔버에 연료를 공급하는 단계를 포함하는 액체 추진 로켓 엔진의 시동 방법. 주 연소실의 초기 압력 값이 설정되면 예비실로의 연료 공급이 중단되고 연료가 주 연소실로 공급되는 반면, 공급이 중단되기 전 예비실로 유입되는 연료의 질량 흐름은 동일합니다. 주 연소실에 설정된 최종 압력 값에 도달한 후 주 연소실로 유입되는 연료의 질량 흐름. 새로운 액체 추진 로켓 엔진의 기술적 결과와 발사 방법은 챔버 내 연소의 완전성을 높이는 것입니다 (챔버 계수의 증가 - k, 엔진의 특정 추력 충동을 증가시키기 위해 - I, 비 작동 -자체 점화 연료 구성요소 기술적 결과는 외부 표면에 나사가 있는 혼합 요소, 접선 구멍이 있는 부싱, 환형 돌출부가 있는 연료 소용돌이 공동을 도입하여 달성됩니다. 출구 부분, 점화 장치 아래의 연료 공급 공동. 나사는 산화제 가스 공급 경로에 위치하며 점화 장치 뒤의 연료 공급 공동에서 가스 흐름을 회전시킵니다. 산화제 가스가 스크류를 통해 흐른 후 임계 강도를 초과하는 소용돌이 강도로 반응 공동에 소용돌이 흐름이 형성됩니다. 이로 인해 산화제의 소용돌이 흐름에서 순환 흐름(역류)의 근축 와류 영역이 형성되며, 그 가스 역학 매개변수와 난류 매개변수는 연료에 주입된 연료와 기체 산화제를 혼합하는 데 유리합니다. 점화 장치 뒤의 공급 공동 - 예비 챔버와 주 챔버로. 혼합 요소의 출구에서 연료와 산화제를 혼합하기 위한 연료 소용돌이 공동을 통과하는 챔버(A. Gupta, D. Lilly, N. “소용돌이 흐름.” 미르, 모스크바, 1987). 반응 공동과 점화 장치 뒤의 연료 공급 공동에서 기체 산화제의 소용돌이 흐름과 연료를 집중적으로 혼합하면 시동 시 연료 혼합물이 점화 장치로 유입되고 엔진이 안정적으로 시동됩니다. 전체 연료 흐름이 프리챔버에 공급될 때(연료가 근축 순환 영역에 주입될 때) 연구 및 운영 경험에서 알 수 있듯이 연료 연소의 완전성은 특히 산화제 가스의 낮은 "실내" 온도에서 용납할 수 없을 정도로 낮습니다. 이러한 연소 조직 중 열에너지 손실은 연료에 저장된 전체 에너지의 약 30%에 달하는 것으로 확인되었습니다. 따라서 점화기 뒤의 연료 공급 공동에만 연료를 분사하는 혼합 헤드가 있는 챔버를 작동할 때 k 값은 0.7을 초과하지 않습니다. 이 경우 연료 혼합물이 비효율적으로 연소되는 이유는 메인 챔버의 냉각된 연소 생성물과 복귀 흐름의 축 영역의 순환 흐름이 집중적으로 혼합되기 때문인 것으로 간주됩니다. 이로 인해, 연소 생성물로 밸러스트된 연료 혼합물의 연소는 산화제의 양이 부족한 상태에서 발생하고, 더욱이 방출된 열에너지의 일부는 혼합된 저온 연소 생성물을 가열하는 데 소비됩니다. 이에 반해, 연료 스월 공동을 통해 주 연소실로 연료를 분사하고 연소실 입구에서 연료와 산화제 흐름(반응 공동에서 나오는 산화제와 스월 공동에서 나오는 연료)의 상호 작용은 직접적이고 강렬한 연료 분사를 유도합니다. 난류의 규모와 강도 값이 증가하여 유리한 조건에서 연료 구성 요소의 혼합 및 연소. 이러한 유형의 혼합을 사용한 경험에 따르면 이러한 유형의 연소 조직을 사용하면 혼합 연료 구성 요소의 거의 완전한 연소가 달성됩니다(k = 1). 출구에서 산화제와 연료 흐름을 연소실로 집중적으로 혼합하는 것은 환형 돌출부를 통해 연료 소용돌이 공동의 출구 부분을 수축시킴으로써 촉진됩니다. 이 때문에 연료의 소용돌이 흐름은 반응 공동에서 흐르는 가스의 소용돌이 흐름에 접근합니다. 이는 산화제 가스 흐름에 의한 연료 흐름의 방출을 강화합니다. 혼합이 강화됩니다. 고정 작동 모드에서 이러한 장치의 챔버 연소 완전성(k)을 높이려면 챔버 내 연소 생성물의 압력이 일정하게 유지되므로 사전 챔버로의 연료 공급을 배제해야 합니다. 반응 공동(역류 구역)에서 연료와 산화제의 혼합을 방지합니다. 이는 점화 장치 뒤의 연료 공급 공동으로의 연료 분사를 중단하고 연료 소용돌이 공동을 통해 주 연소실로의 전체 연료 흐름을 전환함으로써 달성됩니다. 위에서 언급한 바와 같이 전체 연료 흐름을 점화 장치 뒤의 연료 공급 공동으로 소용돌이 흐름의 와류 구역으로 주입할 때 k1 = 0.7입니다. 이 연료 흐름이 꺼지고 연료 소용돌이 공동을 통해 주 연소실로 전환되면 혼합 연료 구성 요소의 거의 완전한 연소가 보장됩니다(k = 1). 연소 효율 k의 증가, 그에 따른 특정 추력 충격량 I의 상대적 증가는 I = k = 1 - k1 = 0.3이 됩니다. 예를 들어, 엔진을 시동할 때 안정적인 시동의 관점에서 점화 장치 아래의 연료 공간과 스월 공간을 통해 메인 챔버 모두에 연료를 공급해야 하는 경우 연소 효율이 증가합니다. k 및 특정 충격량 I의 상대적 증가는 공식 I = k = 1-[(0.7+)/(+1)], (1) 여기서 = m gg /m gv, m gg - 질량으로 결정될 수 있습니다. 연료 소용돌이 공동으로의 연료 흐름, m gv - 점화 장치 뒤의 연료 공급 공동으로의 연료의 질량 흐름. 식 (1)은 내부층에서 k1 = 0.7, 외부층에서 k2 = 1인 2층의 환형 흐름이 형성되는 조건으로부터 도출된다. I, k의 값은 식에 의해 계산된다. (1)은 그림 2에 표시되어 있으며, 이는 내부층 - 반응 영역에서 낮은 연소 효율의 영향이 값 = 10에서도 눈에 띌 수 있음을 보여줍니다. 점화 장치 아래의 연료 공급 공동을 통과하는 연료의 질량 유량이 주 연소실로 들어가는 연료 유량의 약 10%일 때. 따라서 이 경우에도 I = k = 2.8%이고, 메인 챔버의 연소 생성물 압력이 안정적인 예비 수준에 도달한 후 프리 챔버로의 연료 공급을 차단할 이유가 있습니다. 본 발명의 본질은 다음과 같이 설명된다:
액체추진제 로켓엔진의 전체적인 모습을 도시한 그림 1은,
그림 2는 에 대한 I, k의 의존성을 보여줍니다.
액체 추진 로켓 엔진은 주 연소실(1)을 포함하며, 주 연소실(2)에는 점화 장치(4)가 있는 프리 챔버(3)가 연결되어 있습니다. 대기실(3)에는 혼합 요소(5)와 예를 들어 M-1 구리로 만들어진 슬리브(6)가 있습니다. 예를 들어 납땜에 의한 연결 후, 혼합 요소(5)의 외부 표면과 슬리브(6)의 내부 표면 사이에 연료(7)를 비틀기 위한 공동이 형성됩니다. 부싱(6)에는 접선형 구멍(8)과 환형 돌출부(9)가 있습니다. 혼합 요소(5) 내부에는 반응 공동(12)이 있고 외부 표면에는 나사(13)가 있습니다. 스크류(13) 앞, 혼합요소(5)의 외부면과 대기실 본체(14) 사이에는 산화제 공급 매니폴드(15)가 형성된다. 여기에 산화제 가스 공급관(16)이 연결된다. 점화 장치(4)는 혼합 요소(5) 앞에 간격을 두고 설치되며(17), 예비 챔버(3)에 연료(18)를 공급하기 위한 공동을 포함합니다. 연료계량구멍(19) 앞에는 매니폴드(20)와 프리챔버(3)에 연료를 공급하는 파이프라인(21)이 있다. 액체 추진 로켓 엔진을 발사하는 방법은 제안된 장치에 의해 다음과 같은 일련의 동작으로 구현됩니다. - 시동 시 기체 산화제가 프리챔버(3)에 공급됩니다. 이 경우 공급 파이프라인(16)(그림 1에는 표시되지 않음)의 시동 차단 밸브가 열리고 기체 산화제는 매니폴드(15)로 들어가 나사(13)로 비틀립니다. - 그 후, 역류의 축방향 와류 구역을 갖는 소용돌이치는 가스 흐름이 반응 구역(12)의 원통형 채널에 나타나고, 이는 연료 공급 공동(18)으로 연장됩니다. - 이후, 액체성분-연료는 파이프라인(21)과 매니폴드(20)로부터 홀(19)을 통해 연료공급공동(18)으로 프리챔버(3)로만 주입된다. - 연료 공급 공동(18)에서 연료는 산화제 가스의 소용돌이 흐름과 혼합되어 점화 장치(4)와 반응 공동(12) 모두로 퍼지는 연료 혼합물이 형성됩니다. - 점화장치(4)가 작동하면 반응공동(12) 내의 연료혼합물이 점화되고, 고온의 연소생성물이 주챔버로 유입된다. - 메인 챔버(1)에 예비 압력이 설정된 후, 예를 들어 메인 챔버(3)의 차단 밸브(그림 1에 표시되지 않음)를 닫는 등의 방법으로 예비 챔버(3)로의 연료 흐름이 중단됩니다. 연료 공급 라인(21). - 연료 스월 공동(7)을 통해 동일한 질량 흐름의 연료가 메인 챔버(1)에 공급됩니다. 이를 위해 예를 들어 공급 파이프라인(11)에서 밸브(그림 1에 표시되지 않음)가 열리고 연료는 매니폴드(10), 접선 구멍(8) 및 접선 구멍(8)을 통해 메인 챔버(1)로 들어갑니다. 연료 트위스트 캐비티(7). 이 경우, 연료의 소용돌이 흐름은 환형 돌출부(9)에 의해 프리챔버(3)의 반응 공동(12)으로부터 흐르는 산화제 가스의 흐름 방향으로 편향된다. 이후, 반응 공동(12) 출구에서 연료 성분의 혼합 및 연소의 보다 효율적인 조직으로 전환되는 동안 연소 완전성(k)의 증가로 인해 주 연소실의 압력이 증가한다. 프리챔버(3)가 최종적으로 설치됩니다. 파이프라인(11)의 밸브가 닫히는 메인 챔버(1)로의 연료 공급을 중단하여 엔진이 정지됩니다. 그 후, 예를 들어 파이프라인(16)에 설치된 밸브를 폐쇄함으로써 프리챔버(3)로의 산화제 가스 공급이 중단된다. 따라서 제안된 LPRE 장치와 액체 성분(연료)의 질량 흐름을 전환하는 발사 방법은 안정된 예비 압력 수준에 도달한 후 프리챔버에서 메인 챔버로 연료를 전환하여 문제를 해결하고 연소 완성도를 높이는 것을 가능하게 했습니다. , 결과적으로 비자기 연료 구성 요소에서 작동하는 동안 엔진의 특정 추력이 증가합니다.
Copyright JSC "CDB "BIBKOM" & LLC "Agency Kniga-Service" 러시아 연방 국가 고등 전문 교육 기관의 교육 과학부 "사마라 주립 항공 우주 대학교는 학자 S.P.의 이름을 따서 명명되었습니다. QUEEN (국립 연구 대학)” V.S. Egorychev, A.V. Sulinov 저추력 액체 로켓 엔진 및 그 특성 전자 교과서 SAMARA 2010 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency UDC 629.7.036.5 (621.454.2) BBK 39.65 저자: Egorychev Vitaly Sergeevich, Sulinov Alexander Vasilievich Retsen zenty : Chief PF JSC NPO ENERGOMASH의 디자이너. 학자 V.P. 글루시코" I.A. 가닌 박사 기술. 과학, 부교수 V.A. Borisov 액체 추진 로켓 엔진에 대한 일반 정보가 제공되고 분류가 제공됩니다. 디자인의 독특한 특징, 작업 프로세스의 구성, 작동 모드 및 특성이 고려됩니다. 연속 모드와 펄스 모드에서 액체 추진 로켓 엔진의 특성을 실험적으로 결정하는 경험이 체계화되었습니다. 테스트, 테스트 방법 및 수단, 작업 프로세스 매개 변수 측정, 테스트 결과의 수동 및 자동 처리에 대한 의미가 고려됩니다. 160700.68 "항공기 엔진" 방향으로 공부하는 항공기 엔진 학부 학생들을 대상으로 하며, 실험실 작업과 실습 수업, 교과 과정 및 졸업장 디자인을 수행하는 데 필요한 학문 분야 "추진 시스템 및 우주선 에너지"의 필수 섹션입니다. . 항공기 엔진 이론과의 160700.68 "항공기 엔진" 방향으로 석사 프로그램 "로켓 및 우주 시스템의 에너지, 생태학 및 추진 시스템"의 프레임워크 내에서 완료되었습니다. Samara State Aerospace University, 2010 Copyright OJSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency 목차 주요 약어, 기호 및 색인....................... 4 서문........ ................................. ................. ................................................ 7 소개.................. ...................................................... .......................................................... 9 1 . 저속 액체 로켓 엔진에 대한 일반 정보......................................... .................................................................... ..........10 1.1. 액체 추진 로켓 엔진 및 분류................................................................. ........ ................... 10 1.2. 액체 추진 로켓 엔진의 특징.................................................................. ......... 12 1.3. 액체 추진 로켓 엔진의 작동 모드 및 분류............................................................................ 15 1.4. 단일 성분 액체 추진 로켓 엔진의 설계 및 작동 원리.......... 16 1.4. 2액형 액체추진 로켓엔진의 설계 및 작동원리.................................. 20 2. 액체추진 로켓엔진의 특성......................................... .................................................................... ............. 25 2.1. 정적 특성................................................................. ................................ 25 2.1.1. 연료 구성의 특성.................................................. ...... 26 2.1.2. 스로틀 특성.................................................. ... ..... 33 2.1.3. 고도 특성........................................................... ... .......... 37 2.2. 동적 특성.................................................. ... ............ 39 2.2.1. 펄스 모드의 액체 추진 로켓 엔진 매개변수.................................................................. 40 2.2.2. 액체추진제 로켓모터의 스위치 ON 시간 특성....................................... 46 2.2.3. 액체 추진 로켓 엔진의 스위치 온 빈도 특성.................................................................. 52 2.2 .4. 시리즈의 엔진 활성화 시퀀스 번호에 따른 특성.................................................. ............................. 53 3. LPRE 테스트.................................. ............... ................................... ............. 56 3.1. 테스트 유형 및 분류................................................................ ........................56 3.2. LPRE용 테스트 벤치.................................................................. ...................................... 60 3.2.1. 액체 추진 로켓 엔진의 저온 시험용 스탠드.................................................................. 64 3.2.2. 액체 추진 로켓 엔진의 화재 시험을 의미합니다.................................................................. 67 3.2.3. 자동화된 스탠드 시스템.................................................. ..... 73 3.3. 액체추진로켓엔진의 작동과정 연구를 위한 실험장비.................................................. ............... ................................... .. 80 3.4. 테스트 결과 처리 방법론.................................................................. .......84 3.4. 액체추진로켓엔진의 실험적 정적, 동적 특성 및 분석.................................................. ...............................92 3.4.1. 연료 구성에 따른 액체추진 로켓엔진의 정적 특성.................................................. ...................................................... ......... 93 3.4.2. 액체 추진 로켓 엔진의 정적 스로틀 및 고도 특성.................................................. ...................................................... ..... 95 3.4.3 펄스 모드에서 액체 추진 로켓 엔진의 동적 특성. ................................................. ..................................... 99 참고문헌.................................. ................. ................................ ................................ .. 102 3 저작권 OJSC 중앙 디자인 국 BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency 기본 약어, 기호 및 색인 약어 DU – 추진 체계; LRE – 액체 로켓 엔진; LPRE – 저추력 액체 로켓 엔진; 액체 로켓 추진 시스템 - 액체 로켓 추진 시스템; KA – 우주선; KS - 연소실; LA – 항공기; PS – 연소 생성물; RD – 로켓 엔진; RDMT – 저추력 로켓 엔진; RT – 작동유체; 범례: D, d – 직경; F – 지역; f - 특정 지역; F는 챔버의 상대 단면적입니다. I y – 추력의 특정 충동; Km – 구성 요소의 실제 질량 비율; K mo – 성분의 질량 화학량론적 비율; L, l – 길이; m – 질량; m – 질량 흐름; n은 평균 등엔트로피 팽창 지수이고; P – 추력; p – 압력; Ro, R – 각각 범용 및 특정 가스 상수입니다. r – 반경; T – 온도; 4 저작권 OJSC "CDB "BIBKOM" & LLC "Agency Kniga-Service" 소모품 단지의 완전성 계수; I 특정 충격량 계수 k 연소실 계수; с 노즐 계수; w는 작동유체의 속도이다. ok 산화제 과잉 계수; 소모품 단지; 노즐 내 작동 유체의 팽창 정도; – 속도 감소; - 유량 계수, 몰 질량; 밀도; f 총 압력 회복 계수; 시간; 특정 추력 충격의 손실 계수. 첨자 a - 노즐에서 나옵니다. in – 입구; 아웃 – 종료; g - 연료; h – 커튼; id - 이상적입니다. k – 챔버 또는 챔버 입구; n – 대기; 알았어 – 산화제; o – 제동 매개변수; 도매 – 최적; p – 공허함; 홍보 – 벽; p - 계산됨; c - 노즐 입구; av – 평균값; 세인트 – 벽; 나는 핵심입니다. 5 저작권 JSC 중앙 디자인 국 BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency 챔버 섹션 6 a k s m, * k s m, * k – 챔버 입구; c – 노즐 입구; m – 최소 노즐 단면적; – 노즐의 중요한 부분; a - 노즐에서 나옵니다. a Copyright JSC 중앙 설계국 BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency 서문 제안된 교과서는 "로켓 엔진의 이론, 계산 및 설계"와 "로켓 엔진의 신뢰성 테스트 및 보장" 분야에 대한 교과서의 보충 자료입니다. 우주선의 능동 제어 시스템의 실행 기관인 액체 추진 로켓 엔진(LPREM)을 다루고 있습니다. 이 매뉴얼을 작성해야 하는 이유는 현재 알려진 로켓 엔진 교육 문헌이 액체 추진 로켓 엔진의 작업 과정, 설계 및 구성 이론의 특징을 충분히 완전히 반영하지 못하기 때문입니다. 개발 중인 엔진의 완성도와 세계 시장에서의 경쟁력을 평가하는 정적, 동적 특성과 효율 매개변수를 실험적으로 얻는 방법론은 사실상 다루지 않습니다. 미래 전문가를 양성하는 과정에서 혁신적인 기술을 구현하려는 열망에 따라 저자는 설계 작동 모드를 위한 액체 로켓 엔진 설정 경험, 우주에 가까운 조건에서 실험 준비 및 수행, 필요한 결정을 매뉴얼에 요약했습니다. 연속 및 펄스 모드의 특성, 실험 데이터 처리 및 얻은 결과 분석. 매뉴얼에서는 작업 공정의 특징과 단일 성분 및 자체 점화 2성분 연료를 사용하는 저추력 액체 추진 로켓 엔진의 설계, 매개변수를 측정하고 기록하는 방법 및 수단, 지상 및 고속 실험 장비에 대해 논의합니다. 고도 테스트 액체 추진제 로켓 엔진. 이 정보를 통해 학생은 액체 추진 로켓 엔진의 작동 과정에 대한 실험적 연구를 실제로 구현하도록 준비할 수 있습니다. 연속 및 펄스 작동 모드에서 액체 추진 로켓 엔진을 연구하는 동안 얻은 정보를 수동 및 자동으로 처리하는 방법과 실험 데이터의 통계 분석 방법이 간략하게 설명되어 있습니다. 이를 통해 학생은 엔진 테스트 결과의 초기 처리를 독립적으로 수행할 수 있습니다. 액체 추진 로켓 엔진의 정적 및 동적 특성에 대한 이론적 정보가 제시되고, 단일 시동 모드에서 저추력 액체 추진 로켓 엔진의 펄스 작동 특성을 평가하는 기능이 표시되며, 주요 특성을 실험적으로 결정하는 방법이 표시됩니다. 액체추진제 로켓엔진의 원리를 기술하고, 액체추진제 로켓엔진의 실험적 특성을 분석한다. 방법론적으로 매뉴얼은 특정 연구 문제의 해결 방법을 고려하여 구성되었습니다. 각 섹션은 논리적, 구조적으로 완성되었으며 실험실 작업, 독립적 작업, 교과 과정 및 졸업장 설계에 필요한 추가 자료로서 실제 적용에 중점을 둡니다. 8 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency 소개 다양한 목적으로 우주선이 직면하는 점점 더 복잡해지는 작업을 성공적으로 수행하려면 우주 공간에서 이러한 장치를 효과적으로 제어할 수 있어야 합니다. 우주선 제어 시스템은 다음 기능을 수행합니다. 우주선이 발사체에서 분리될 때 필연적으로 발생하는 교란을 제거합니다. 장치의 초기 진정을 수행합니다. 주어진 좌표계에서 우주선의 방향을 지정합니다. 필요한 정확도로 우주선의 방향을 유지합니다. 장치가 다양한 수정, 제동 및 하역 기능을 수행하는 동안 우주선의 위치를 안정화합니다. 할당된 작업을 해결하는 데 필요한 우주선의 소프트웨어 전환을 수행합니다. 우주선의 속도와 비행 경로를 조정합니다. 기동 중에 우주선의 각도 및 선형 움직임을 수행합니다. 계류 및 도킹을 수행합니다. 하강 중에 우주선을 제동합니다. 우주선에 필요한 과부하를 생성합니다. 우주선용 로켓 제어 시스템의 실행 기관은 저추력 액체 로켓 엔진(LPREM)입니다. 따라서 유인 우주선 "Soyuz TM"에는 추력 135N의 액체 추진 로켓 엔진 14개와 추력 25N의 엔진 14개가 장착되어 있습니다. 이 훈련 매뉴얼은 액체 추진 로켓 엔진과 그 분류에 대한 일반적인 정보를 제공하고 이에 대해 논의합니다. 디자인의 독특한 특징, 작업 프로세스의 구성, 작동 모드 및 특성. 이 매뉴얼은 특수 160302 로켓 엔진을 공부하는 항공기 엔진과의 학생들을 위해 작성되었습니다. 이는 학생들이 학문 분야인 "로켓 엔진의 이론, 계산 및 설계" 과정과 졸업 프로젝트를 이수할 때 필요합니다. 9 Copyright JSC "CDB "BIBKOM" & LLC "Agency Kniga-Service" 1. 저추력 액체 로켓 엔진에 대한 일반 정보 1.1. 액체 로켓 엔진 및 분류 GOST 22396에 따르면 저추력 액체 추진 로켓 엔진(LPREM)은 0.01~1600N의 추력을 갖는 액체 추진 로켓 엔진으로 연속 모드와 펄스 모드 모두에서 작동할 수 있으며 사용됩니다. 우주선 제어 시스템의 실행 요소로. 그림 1은 저추력 액체로켓엔진의 분류를 보여준다. LPRE 1 1 치환형 연료 공급 있음 펌프 연료 공급 있음 2 1 2성분 2 1 1성분 자기점화성 연료 3 1 비자발성 연료 촉매 4 1 열촉매 Fig. 1. 액체 추진 로켓 엔진의 분류는 다음 기준에 따라 수행됩니다. 1 1 10 – 연료 공급 방법; 추가로 전기. RT 가열 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency 2 - 연료 구성 요소 수; 3 1 – 연료 구성 요소의 자체 점화 능력; - 단일 성분 연료의 분해 방법. 4 1 연료 구성 요소 공급 방법에 따라 LPRE는 펌핑 및 변위 연료 공급이 가능합니다. 변위 연료 공급 시스템의 장점은 상대적인 구조적 단순성이지만, 주요 단점은 액체 추진 로켓 엔진의 연소실 압력을 초과하는 연료 탱크의 고압으로 인해 추진 시스템의 질량이 상당하다는 것입니다. 터보 펌프 공급 시스템의 단점은 터보 펌프 장치(TPA)가 상당히 복잡하다는 것입니다. 액체 로켓 엔진에 대한 가장 효율적인 연료 공급 시스템은 우주선 추진 시스템 I 의 주어진 전체 추진력에 대해 연료 공급 상태 m 추진 시스템에서 추진 시스템의 더 작은 질량을 제공하는 시스템으로 간주됩니다. 다른 제한 사항(비용, 개발 시간 등)이 없는 경우 I m DC 비율의 최대값입니다. 변위 및 펌프 연료 공급을 갖춘 추진 시스템의 에너지 및 질량 매개 변수와 특성에 대한 비교 분석에 따르면 액체 추진 로켓 엔진 연소실의 우주 공간 및 저압 조건에서 변위 공급 시스템을 갖춘 액체 추진 시스템이 있음이 나타났습니다. 오늘이 가장 최적입니다. 외부 공간의 낮은 주변 압력에서는 연소실의 낮은 압력에서도 노즐 내 작동 유체의 상당한 팽창으로 인해 충분히 높은 특정 추력 충격량을 얻을 수 있습니다. 연료 구성 요소의 수에 따라 LPRE는 단일 구성 요소 또는 2 구성 요소가 될 수 있습니다. 단일성분 액체로켓 엔진은 단일성분 액체로켓 연료의 발열분해 반응 중에 방출되는 열에너지를 이용한다. 이 열에 의해 고온으로 가열된 분해 생성물은 LPRE 챔버의 작동 유체입니다. 2성분 연료 구성요소의 자체 점화 능력을 기반으로 2성분 액체 추진 로켓 엔진은 자체 점화 및 비자기 점화 액체 연료와 함께 사용할 수 있습니다. 11 Copyright OJSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency 자체 점화 연료를 사용하는 2액형 액체 추진 로켓 엔진은 현재 활성 우주선 제어 시스템에서 가장 널리 보급되어 있습니다. 이들의 표준 연료는 사산화질소(N2O4)와 비대칭 디메틸히드라진(H2N−NH(CH)3)입니다. 연료 분해 방법에 따르면 단일 성분 LPRE는 촉매, 열촉매 및 작동 유체의 추가 전기 가열을 사용합니다. 촉매 LPRE에서는 촉매를 사용하여 연료를 화학 반응 분해의 기체 생성물로 전환합니다. 열촉매 액체 추진제 로켓 엔진에서는 촉매를 강제로 가열하여 화학적 활성을 증가시킵니다. 엔진의 동적 특성. 열촉매와 전기 가열식 저추력 로켓 엔진의 조합이 가능하며, 연료의 화학적 에너지 외에도 전기 에너지를 사용하여 연료나 분해 생성물을 추가로 가열할 수 있습니다. 작동유체. 우주선의 추진 시스템에는 수십 개의 액체 추진 로켓 엔진이 포함될 수 있습니다. 예를 들어 미르 기지 서비스 모듈의 복합 추진 시스템에는 추력 135N의 액체 추진 로켓 엔진 32개가 포함되어 있습니다. 따라서 액체 추진 로켓 엔진의 전체 크기와 무게는 물론 모든 장치도 감소합니다. 우주선의 액체 추진 로켓 엔진은 매우 중요합니다. 1.2. LPRE의 특징 LPRE의 중요한 특징은 연속 작동 시 낮은 수준의 추력입니다. 엔진 추력의 양은 우선 우주선 제어 시스템의 목적과 기능에 따라 결정됩니다. 현재까지 최대 1600N까지 10분의 1뉴턴의 추력을 발생시키는 이 등급의 엔진이 만들어졌습니다. 액체 추진 로켓 엔진의 두 번째 특징은 연속 모드와 펄스 모드 모두에서 안정적으로 작동해야 한다는 것입니다. 우주선의 능동 자세 제어 시스템의 엔진은 최대 수십만 번 작동해야 하며 제어 작업에 따라 하나의 엔진 활성화 기간은 수백 분의 1초에서 심지어는 10분의 1초까지 다양할 수 있습니다. 그것. 이러한 엔진 시동은 다양한 주파수(듀티 사이클)에서 발생할 수 있습니다. 엔진이 속도나 궤도를 수정하는 데 사용되는 경우 몇 초에서 몇 분까지 지속적으로 작동합니다. 이러한 광범위한 펄스 및 연속 모드는 자체 점화되는 2성분 연료 사산화질소(AT)와 비대칭 디메틸히드라진(UDMH)으로 작동하는 액체 추진 로켓 엔진에 의해 제공됩니다. 연속 모드와 펄스 모드 모두에서 높은 효율로 작동하는 완벽한 저고도 액체 추진 로켓 엔진을 만드는 것은 매우 복잡한 기술적 문제를 나타냅니다. 가장 큰 어려움은 연속 모드에서 추력 등급에 따라 몇 g/s에서 수십 g/s에 이르는 액체 추진 로켓 엔진의 낮은 연료 소비 값에 있습니다. 펄스 모드에서는 펄스당 소비되는 연료량이 연속 모드의 연료 소비량보다 훨씬 적습니다. 펄스 작동 중뿐만 아니라 엔진의 연속 작동 중에도 이러한 낮은 연료 소비는 실제로 낮은 열 제거로 인해 LPRE의 구성 요소 중 하나에 의한 챔버 벽의 외부 재생 냉각을 사용할 가능성을 배제합니다. 결과적으로, 이러한 엔진의 경우, 고온 연소 생성물과의 접촉으로 인한 연소 및 침식으로부터 엔진실의 방화벽을 보호하는 작업이 매우 시급합니다. 이 문제를 해결하는 가능한 방법 중 하나는 챔버의 방화벽 근처에 연소 생성물의 저온 벽층을 구성하는 것입니다. 신뢰할 수 있는 내부 냉각이 필요한 높은 엔진 효율은 작은 기하학적 크기의 믹싱 헤드에 구성 요소 소비가 매우 적은 다수의 연료 분사 장치를 배치해야만 달성할 수 있습니다. 이러한 믹싱 헤드는 제조가 매우 복잡하기 때문에 일반적으로 LPRE 헤드에는 상대적으로 적은 수의 노즐이 배치됩니다. 결과적으로, 연소실 단면에 걸쳐 구성 요소의 대규모 불균일 분포가 엔진실에 나타나기 때문에 작업 공정의 효율성이 필연적으로 저하됩니다. 13 Copyright OJSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency 액체 추진 로켓 엔진의 혼합물 형성 방식은 매우 일반적이며 구성 요소 분포의 2개 영역 다이어그램을 형성합니다. 흐름의 축 중심 영역(코어)에서는 화학양론에 가까운 구성 요소 비율로 연료 혼합물이 생성되고 방화벽의 벽 근처 영역에서는 연료 또는 산화제가 과도하게 공급됩니다. 더 자주 연료가 과도하게 공급됩니다. 산화제는 일반적으로 하나 이상의 노즐을 통해 연소실에 공급되며, 이는 산화제 유량에 따라 결정되며 중앙 영역인 유동 코어에만 공급됩니다. 연료는 혼합 헤드 주변에 더 가까운 노즐을 통해 챔버 벽과 흐름 코어로 공급됩니다. 이는 흐름의 고온 핵심인 저온 벽 레이어를 생성하는 것을 목표로 수행됩니다. 인젝터 수는 연료 소비량에 따라 다릅니다. 하나 또는 여러 행에 위치할 수 있습니다. 엔진 추력이 증가하면 연료 소비가 증가하므로 챔버의 방화벽 냉각 문제를 더 쉽게 해결할 수 있습니다. 또한, 엔진 효율을 높이는 데 유리한 기회가 있으며, 여기에 해당 노즐을 배치하여 냉각 비용으로 인한 연료의 나머지 부분을 중앙 흐름 영역으로 직접 공급할 수 있습니다. 액체 추진 로켓 엔진의 세 번째 특징은 수십 년으로 추정되는 장기간 동안 우주 조건에서 안정적으로 작동해야 한다는 것입니다. 새로운 엔진을 설계할 때, 특히 구조 재료를 선택하고 강도와 신뢰성에 대한 평가 계산을 수행할 때 액체 추진 로켓 엔진의 이러한 특징을 고려해야 합니다. LPRE에 대한 우주 공간의 모든 요소의 장기적인 영향을 고려할 필요가 있습니다. 지상에서의 액체 추진 로켓 엔진 테스트는 우주 공간의 조건을 최대한 시뮬레이션하는 특수 스탠드에서 수행되어야 합니다. 엔진 테스트의 목적은 다양한 영향 요인의 주어진 변화 범위 내에서 엔진의 기능에 대한 결론을 도출할 수 있는 포괄적인 정보를 얻는 것입니다. 실험적 연구를 수행하려면 엔진의 증기 미터를 상당히 광범위하게 측정하여 작동 조건과 가장 가까운 조건에서 작동을 특성화해야 합니다. 따라서 실험 장비와 테스트 수단을 만들 때 우선 작동 매개 변수 수준, 설계 및 기타 기능을 결정하는 엔진의 목적부터 진행해야 합니다. 1.3. LPRE의 작동 모드 및 분류 LPRE의 주요 특징은 연속 모드와 펄스 모드 모두에서 작동할 수 있다는 것입니다. 액체 추진 로켓 엔진의 연속 작동 모드는 해당 기간의 단일 엔진 시동 모드로 간주되며, 이 모드에서 시작하면 특정 추력 충격이 엔진이 켜질 때 실질적으로 독립적이 됩니다. 제작 및 작동되는 대부분의 2성분 액체 추진 로켓 엔진의 경우 연속 모드가 시작되는 최소 전환 지속 시간은 0.5~1.0초 범위입니다. 연속 작동의 최대 지속 시간은 수십 분이 될 수 있습니다. 펄스 작동 모드는 액체 추진 로켓 엔진을 단시간 동안 반복적으로 켜는 모드로, 일반적으로 특정 추력 펄스는 스위칭 시간, 직렬 펄스 순서 및 스위칭 주파수에 따라 달라집니다. 대부분의 기존 2성분 액체 추진 로켓 엔진의 경우 펄스 작동 모드의 전환 시간은 0.02~1.00초입니다. 시리즈에 포함된 일련 번호에 대한 특정 추력의 의존성을 기반으로 하는 액체 추진 로켓 엔진의 펄스 작동 모드는 다음과 같습니다. ― 불안정하다. 액체 추진 로켓 엔진의 펄스 작동 모드는 안정적인 것으로 간주되며, 여기서 특정 추력 충격량은 활성화 시퀀스 수에 의존하지 않습니다. 액체 추진 로켓 엔진의 비정상 펄스 작동 모드에서 특정 추력 충격량은 활성화 일련 번호에 따라 달라집니다. 15 Copyright JSC 중앙 설계국 BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency 작동 사이클로그램의 큰 부분은 액체 추진 로켓 엔진의 단일 스위치 온 모드가 차지합니다. 엔진이 원래 상태로 돌아가는 동안 스위치를 켜는 사이에 일시 중지되는 펄스 엔진 작동 모드. 엔진의 밸브 공간이 완전히 비워지고 구조 요소의 초기 열 상태가 설정됩니다. 단일 스위칭 모드의 특정 추력 충격량은 동일한 스위칭 시간에 모든 펄스 작동 모드 중에서 최소값을 갖습니다. 개별 함유물 간의 관계 유형에 따른 액체 추진 로켓 엔진의 펄스 작동 모드는 다음과 같습니다. ― 충동이 겹쳐진다. 결합 펄스를 사용하는 액체 추진 로켓 엔진의 작동 모드는 개별 함유물 간에 열 에너지가 교환되는 펄스 모드입니다. 정지 중에는 엔진이 초기 온도로 냉각될 시간이 없습니다. 이 모드에서는 특정 추력 충격량이 충격량마다 증가합니다. 펄스가 겹치는 액체 추진 로켓 엔진의 펄스 작동 모드는 개별 개재물 사이에서 열 에너지뿐만 아니라 작동 유체(질량)도 교환된다는 사실로 구별됩니다. 엔진 실은 이전 시동의 연소 생성물을 완전히 비울 시간이 없으며 다음 엔진 시동의 연료가 유입되기 시작합니다. 이 모드의 특정 추력 임펄스는 결합 임펄스가 있는 모드에서보다 임펄스에서 임펄스로 더 뚜렷하고 빠르게 증가합니다. 액체 추진 로켓 엔진의 순환 작동 모드는 작동 중에 반복되는 연속 모드와 펄스 모드의 조합으로 구성됩니다. 순환 모드는 우주선이 동일한 방향, 기동 및 수정 작업을 수행할 때 사용됩니다. 1.4. 단일 구성 요소 LPRE의 설계 및 작동 원리 단일 구성 요소 LPRE는 설계 측면에서 2구성 요소보다 간단하고 저렴하고 신뢰성이 높지만 특정 및 동적 매개변수에서는 열등합니다. 단일 성분 LPRE 작동의 추력 수준은 0.09N이고 2성분 LPRE의 경우 5N입니다. 시동 횟수와 작동 시간은 2성분 LPRE와 거의 동일합니다. 생성되고 작동되는 단일 성분 LPRE는 히드라진(N2H4) 또는 과산화수소(H2O2)입니다. 그림 2에 설계 다이어그램이 표시된 단일 성분 히드라진 액체 추진 로켓 엔진의 설계 및 작동 원리를 고려해 보겠습니다. 엔진에는 배기량 연료 공급 장치가 있습니다. 전자기 연료 밸브(4), 챔버(16), 분리기(9), 하우징(10), 내열성(11) 및 단열재(17)로 구성됩니다. 필요한 압력 하에서 연료 탱크의 액체 히드라진은 저장 및 공급 파이프라인을 통해 공급됩니다. 전자기 연료 밸브(4)의 입구 피팅(1)에 시스템을 연결합니다. 필요한 순간에 우주선 제어 시스템은 액체 추진 로켓 엔진을 켜기 위한 제어 전기 신호를 생성합니다. 이 신호는 전자기 밸브(4)의 전기 권선(5)에 공급됩니다. 밸브가 열리기 시작하는 시간과 동일한 시간이 지나면 밸브가 열리고 히드라진이 분리기(9)와 얇은 튜브인 열 저항(11)을 통해 전달됩니다. , 엔진 챔버(16)로 흐르기 시작합니다. 분무기(12)에서 히드라진은 작은 방울로 분해되고 분배기(13)의 도움으로 상당히 균일한 유량 다이어그램으로 촉매 패키지(14)에 공급됩니다. 촉매는 히드라진을 분해할 수 있습니다. 그러나 실온에서는 촉매 온도가 증가함에 따라 액체 추진 로켓 엔진의 동적 매개변수가 향상됩니다. 따라서, 촉매 패키지는 엔진 시동 사이의 정지 동안 전기 히터(15)에 의해 가열된다. 가열된 촉매가 정지 동안 너무 많이 냉각되는 것을 방지하기 위해, 엔진 챔버는 단열재(17)로 덮여 있다(도 3 참조). 촉매는 히드라진 분해의 최고의 개시제 중 하나인 이리듐으로 코팅된 고도로 발달된 표면을 가진 1.0~2.5mm 크기의 다공성 산화알루미늄 입자입니다. 이는 높은 촉매 능력과 내열성, 낮은 열 팽창, 우수한 열 전도성 및 기계적 특성을 가지고 있습니다. 1 2 3 4 5 그림. 2. 1액형 히드라진 액체 추진 로켓 엔진: 1 – 피팅; 2 – 스로틀; 3 – 필터; 4 – 솔레노이드 밸브; 5 – 전기 권선; 6 – 밸브 스프링; 7 – 전자석 전기자; 8 – 밸브 쌍의 밀봉 요소; 9 – 구분 기호; 10 – 본체; 11 - 내열성; 12 – 분무기; 13 – 배포자; 14 – 촉매 패키지; 15 – 전기 히터; 16 – 카메라; 17 - 단열; 18 - 노즐 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 촉매는 히드라진 분해의 최고의 개시제 중 하나인 이리듐으로 코팅된 고도로 발달된 표면을 가진 1.0...2.5mm 크기의 다공성 산화알루미늄 입자입니다. . 높은 촉매 능력과 열 안정성, 낮은 열팽창, 우수한 열 전도성 및 기계적 특성을 가지고 있으며 히드라진이 촉매 패키지(14)에 들어가면 반응식 18에 따라 집중적으로 분해됩니다. Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency N2H4 → 4 1 x NH3 + 1 1 2 x N2 + 2 x H2, 3 3 (1) 여기서 x는 암모니아 분해 정도이며, 이는 분해 생성물의 N2 및 H2 함량을 결정합니다. 암모니아의 분해 정도는 매우 다양합니다. 주로 챔버 내 히드라진 분해 작업 과정의 구성 요소를 구성하는 방법, 촉매의 특성 및 온도에 의해 결정됩니다. 예를 들어, 챔버 온도 550K에서의 열분해는 x 0.06을 제공합니다. 그림 3은 이상적인 I y의 의존성을 보여줍니다. p.id, puε = 1000m/s T, K stote I y의 특정 충격량. p. id는 노즐 20 및 1000에서 RT의 두 팽창 정도이고 암모니아 분해 정도 x에 대한 히드라진 분해 생성물 T의 온도입니다. 히드라진 구동 액체 추진 로켓 엔진은 실제 비추력 추력이 상당히 낮다는 것을 알 수 있습니다(I< 2400 м/с). Это го- 2200 2400 ε=20 2000 2000 1800 1600 Т 1600 1200 1400 0 0,2 0,4 0,6 0,8 x 800 Рис. 3. Зависимости идеального удельного ворит об их низкой эконо- импульса в пустоте и температуры продукмичности по сравнению с тов разложения гидразина от степени разЖРДМТ на двухкомпо- ложения аммиака нентных топливах. Гидразин по I у. п. ид превосходит перекись водорода, у которой при концентрации 97% I у. п. ид =1800 м/с. Гидразиновые двигатели имеют преимущество и в эксплуатации, т.к. перекись водорода может разлагаться при контакте со многими конструкционными материалами, грязью, жиром. У гидразиновых ЖРДМТ тягой менее 0,4 Н диаметр сопла форсунки, подающей в камеру и распыляющей жидкий гидразин, очень 19 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» мал. Появляется возможность засорения форсунки, поэтому в некоторых двигателях гидразин до подачи в камеру газифицируют. Имеются конструкции однокомпонентных ЖРДМТ, где через катализатор пропускается 10…15 % расхода топлива, а основная часть расхода гидразина разлагается в камере за счет нагрева его продуктами каталитического разложения. Уменьшается масса дорогостоящего пакета катализатора и двигателя. Несмотря на низкую экономичность по сравнению с двухкомпонентными двигателями, использование гидразиновых ЖРДМТ тягой 0,1…0,4 Н вполне оправдано, поскольку изготовление двухкомпонентных ЖРДМТ с такой тягой сопряжено с большими техническими и технологическими трудностями. 1.4. Устройство и принцип работы двухкомпонентного ЖРДМТ Двухкомпонентные ЖРДМТ нашли в настоящее время наибольшее распространение по сравнению с однокомпопнентными, т.к. они превосходят последние по удельным и динамическим параметрам. Выбор топлива для ЖРДМТ значительно ограничен из-за ряда отличительных особенностей рабочего процесса и эксплуатации по сравнению с маршевыми ЖРД. Современные двухкомпонентные ЖРДМТ используют в качестве окислителей азотный тетраоксид (N2O4, АТ) или кислород (O2), а в качестве горючих − несимметричный диметилгидразин (H2N−N(CH3)2, НДМГ), гидразин (N2H4), монометилгидразин (H2N−NH(CH3)) керосин (C7,21H13,29), этиловый спирт (C2H5OH), водород (H2). Штатным топливом двухкомпонентных ЖРДМТ является АТ и НДМГ. Реализуемый нижний уровень тяги составляет 0,4 Н, минимальная длительность включения − 30 мс, число включений достигает миллиона, а общее время работы − десятки часов. Если используются несамовоспламеняющиеся топлива, то для воспламенения топливной смеси в камере сгорания при запуске двигателя применяются, главным образом, электроискровые, пьезоэлектрические или калильные системы воспламенения. В качестве примера конструкции двухкомпонентные ЖРДМТ на рисунке 4 показан общий вид двигателя 11Д428АФ-16 тягой 135 Н 20 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» разработки ФГУП НИИМАШ. Этот двигатель использовался в составе орбитальных пилотируемых станций «Салют» и «Мир», применялся в служебном модуле «Звезда МКС, в пилотируемых космических аппаратах серии «Союз» и грузовых серии «Прогресс», астрофизической обсерватории «Гамма». Рассмотрим устройство двухкомпонентного ЖРДМТ, 1 конструкция которого пред2 ставлена на рис. 5, и принцип 3 его работы. Двигатель работает на са4 мовоспламеняющихся компо5 нентах топлива АТ и НДМГ и имеет вытеснительную подачу 6 топлива. Он состоит из двух иден7 тичных электромагнитных клапанов окислителя и горю8 чего 1, смесительной головки 9, камеры сгорания 15 и сверхзвукового сопла 16. Жидкие АТ и НДМГ из топливных баков под необходимым давлением подводятся по трубопроводам системы хранения и подачи к входным штуцерам 1 электромагнитРис. 4. ЖРДМТ 11Д428А: ных топливных клапанов 3. 1 − трубопровод подачи окислителя; 2 − В требуемый момент ситрубопровод подачи горючего; 3 − сигналистема управления КА вырабазатор давления; 4 − штепсельный разъем; 5 − пенопластовая теплоизоляция; 6 − тывает управляющий элексмесительная головка; 7 − камера сгорания; трический сигнал на включе8− сверхзвуковое сопло ние ЖРДМТ. Этот сигнал подается на электрическую обмотку 4 электромагнитных топливных клапанов. Через промежуток времени, равный времени задержки начала открытия клапаны горючего и окислителя открываются. НДМГ поступает через дроссельную диафрагму 8 в корпус смесительной головки 9 и через каналы смесительной головки подается в 21 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Ок Г 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 Рис. 5. Двухкомпонентный ЖРДМТ на АТ и НДМГ: 1 − штуцер; 2 − фильтр; 3 − электромагнитный клапан; 4 − электрическая обмотка; 5 − пружина клапана; 6 − якорь электромагнита; 7 − уплотнительный элемент клапанной пары; 8 − дроссельная диафрагма горючего; 9 − корпус; 10 − полость СТР; 11 − трубопровод СТР; 12 − двухкомпонентная центробежная форсунка; 13 − втулка окислителя; 14 − струйная форсунка окислителя; 15 − камера сгорания; 16 − сверхзвуковое сопло. 22 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» двухкомпонентной центробежной форсунке 12. Точно также, но через клапан горючего, к двухкомпонентной форсунке 12 подается АТ. В рассматриваемом ЖРДМТ смесеобразование в центре камеры сгорания (ядре потока) осуществляется одной жидкостной двухкомпонентной центробежной форсункой с внутренним смешением компонентов. Внутренний контур двухкомпонентной форсунки представляет собой центробежную шнековую форсунку горючего закрытого типа, а наружный контур − центробежную тангенциальную форсунку окислителя открытого типа. Смешение компонентов топлива начинается уже внутри двухкомпонентной форсунки на выходе из камеры закручивания наружнего контура, представляющего собой форсунку окислителя. Такая одна двухкомпонентная центробежная форсунка обеспечивает достаточно хорошее смешение компонентов в ядре потока камеры сгорания при соотношении компонентов, близком к стехиометрическому. Компоненты топлива АТ и НДМГ самовоспламеняющиеся, поэтому, попав в камеру сгорания в частично перемешанном жидком состоянии, они распыляются, перемешиваются, нагреваются, испаряются, перемешиваются в газовой фазе и воспламеняются через время, равное периоду задержки самовоспламенения з. в. При сгорании топлива его химическая энергия преобразуется в тепловую, которая подводится к образовавшимся продуктам сгорания, нагревая их до высокой температуры. Эта высокотемпературная газовая смесь продуктов сгорания топлива поступает в сверхзвуковое сопло 16. Здесь рабочее тело ускоряется. Его потенциальная и тепловая энергии преобразуются в кинетическую энергию струи продуктов сгорания, вытекающей из сопла со сверхзвуковой скоростью и создающей реактивную силу тяги. Очевидно, чем меньше з. в, тем экономичнее работает ЖРДМТ в импульсном режиме. Тепловая защита огневой стенки камеры сгорания и сопла осуществляется в рассматриваемом ЖРДМТ созданием низкотемпературного пристеночного слоя продуктов сгорания, а на начальном участке камеры сгорания организацией завесного охлаждения жидким окислителем. Это достигается подачей жидкого азотного тетраоксида через струйные форсунки смесительной головки 14 (см. рис.5) непосредственно на огневую стенку камеры сгорания. 23 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» В настоящее время разрабатываются двухкомпонентные ЖРДМТ на газообразных водороде и кислороде разных номиналов тяг, имеющие лучшие удельные и динамические параметры и характеристики по сравнению с ЖРДМТ на АТ и НДМГ. Кислород и водород предполагается получать на борту КА из воды . 24 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ЖРДМТ Характеристиками ЖРДМТ называют зависимости его выходных параметров от внешних и внутренних параметров, определяющих работу двигателя. Зависимости, связывающие указанные параметры при работе двигателя на установившемся режиме работы, называют статическими характеристиками, а на неустановившихся режимах, таких как запуск, останов, импульсный − динамическими. К выходным параметрам ЖРДМТ относятся тяга, импульс тяги, удельный импульс тяги и другие. К внешним параметрам − давление и температура компонентов топлива на входе в двигатель, их плотность, давление, температура и влажность окружающей среды, температура конструкции, положение регулирующих органов. Внутренними параметрами ЖРДМТ являются давление в камере сгорания, массовые расходы, соотношение компонентов топлива и другие параметры внутрикамерных процессов, отклонение размеров и формы гидравлических трактов агрегатов и трубопроводов от проектных, точность изготовления элементов двигателя, чистота обработки поверхностей деталей и т.д. Наиболее существенное влияние на тягу, импульс тяги и удельный импульс ЖРДМТ оказывают следующие параметры: массовый расход топлива; давление в камере сгорания; соотношение компонентов топлива; давление окружающей среды или, что тоже самое, высота полета (орбиты); длительность включения двигателя; порядковый номер следования импульса; частота следования импульсов. 2.1. Статические характеристики Наибольший практический интерес представляют три статические характеристики ЖРДМТ: по составу топлива; 25 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» дроссельная; высотная. 2.1.1. Характеристика по составу топлива Характеристика ЖРДМТ по составу топлива − это зависимость тяги, импульса тяги, удельного импульса тяги и других выходных параметров двигателя от соотношения компонентов или коэффициента избытка окислителя при постоянных давлениях в камере сгорания и окружающей среды. В формализованном виде это запишется P, I и, I у f Km или P, I и, I у f ок при pк, pн const . (1) Жидкостный ракетный двигатель рассчитывается на некоторый определенный состав топлива, отвечающий номинальным значениям давлений окислителя pвх. ок и горючего pвх. г на входе в двигатель. В условиях эксплуатации возможно отклонение этих значений давлений от номинальных, что приводит к изменению состава топлива и, как следствие, к изменению выходных параметров двигателя. Существенное изменение состава топлива, а значит и выходных параметров, наблюдается в ЖРДМТ, имеющих низкое давление в камере сгорания, и, следовательно, более низкие значения давлений подачи компонентов топлива. Двухкомпонентное жидкое топливо состоит из окислителя и горючего. Горючим называют компонент топлива, содержащий преимущественно элементы с электроположительной валентностью (H, C, B, Al) и некоторые другие. Окислителем − преимущественно элементы с электроотрицательной валентностью (O, F, Cl) и некоторые другие. Компоненты топлива могут подаваться в камеру двигателя с любым массовым расходом, определяя действительный состав топливной смеси в камере сгорания. Фактический (действительный) состав топливной смеси в камере сгорания ракетного двигателя определяется массовым действительным соотношением компонентов Km 26 m ок, m г (2) Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ок и m г − массовые расходы окислителя и горючего в камеру где m сгорания ЖРДМТ соответственно. Чаще на практике для определения состава топлива используется коэффициент избытка окислителя ок, представляющего собой отношение массового действительного соотношения компонентов K m к массовому стехиометрическому соотношению компонентов K mo: ок Km . K mo (3) Стехиометрическое массовое соотношение компонентов ок, г K mо æo (4) где æo − мольное стехиометрическое соотношение компонентов топлива, ок и г − молярные массы окислителя и горючего соответственно. На практике для описания состава топлива удобнее пользоваться коэффициентом избытка окислителя. При стехиометрическом соотношение компонентов ок 1 . Когда ок 1 , топливная смесь содержит в избытке окислитель, а когда ок 1 , − горючее. Коэффициент избытка окислителя особенно удобен для сравнения термодинамических характеристик различных ракетных топлив. Мольное стехиометрическое соотношение компонентов топлива o æ равно количеству молей окислителя, которое необходимо подать на один моль горючего, чтобы произошло полное замещение валентностей горючих элементов валентностями окислительных элементов т.е. произошло полное сгорание этого одного моля горючего. Если имеются условные химические формулы окислителя и горючего, то величина æo определяется, по уравнению m æ о b b i 1 m i 1 i. г i , (5) i . ок i 27 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» m где b i 1 − число свободных электроположительных валентно- i. г i m стей в одной молекуле горючего; b i 1 − число свободных элект- i . ок i роотрицательных валентностей в одной молекуле окислителя; i − высшая валентность i -го химического элемента; bi. ок и bi. г − число атомов i -го химического элемента в условной молекуле окислителя и горючего соответственно. Массовое стехиометрическое соотношение компонентов топлива о K m равно количеству килограммов окислителя, которое необходимо подать на один килограмм горючего, чтобы произошло полное замещение валентностей горючих элементов валентностями окислительных элементов т.е. произошло полное сгорание этого одного килограмма горючего. Состав топливной смеси, соответствующий такому соотношению компонентов топлива называется стехиометрическим. Стехиометрической топливной смеси соответствует наибольший тепловой эффект окислительно-восстановительной реакции (реакции горения), протекающей в камере сгорания между компонентами топлива. Состав топлива определяет количество тепла, выделившегося в камере сгорания при его сжигании, химический состав продуктов сгорания, их молекулярную массу и температуру, т.е. работоспособность рабочего тела, поступающего из камеры сгорания в сопло. При отклонении значения массового действительного соотношения компонентов K m от стехиометрического K mo тепловой эффект реакции горения топлива уменьшается. Это объясняется наличием в топливной смеси избыточных окислительных элементов при K m >K mo ( ok > 1) 또는 K m의 가연성 요소< K mo ( ок < 1), не принимающих участия в химической реакции горения. Если бы в результате горения топлива действительно образовывались только продукты полного окисления, то стехиометрической топливной смеси соответствовала бы максимальная температура продуктов сгорания. Она могла бы достигать чрезвычайно высоких значений. Так, например, для стехиометрической смеси H2 и O2 тем28 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» пература недиссоциированных продуктов сгорания составила бы 7250 К. Однако реально на практике максимальные температуры продуктов сгорания жидких ракетных топлив не превышают 3500…4500 К. Это объясняется тем, что при температурах выше 2000…2500 К начинается диссоциация продуктов сгорания. Если в продуктах сгорания содержатся вещества, H2O, CO2, H2, O2, то в рабочем теле будут протекать следующие реакции диссоциации: H2O <=>H+OH; CO2<=>CO + O; H2<=>H+H; O2<=>O + O. 작동 유체의 온도가 높아지면 해리 반응과 함께 이온화 반응도 일어나기 시작합니다. 해리 및 이온화 반응은 흡열 반응입니다. 그들은 열을 흡수하여 노즐 입구의 연소 생성물 온도가 감소하고 최대 온도가 이동하며 대부분의 액체 로켓 연료의 경우 Km 값 범위에서 발생합니다.< K mo ( ок < 1) (см. кривые на рис. 5). Степень диссоциации продуктов сгорания при данном составе топлива зависит от давления в камере сгорания Без диссоциации T прдуктов сгорания pк. При повышении давления количество степень диссоциации продуктов сгорания С диссоциации снижается, а температупрдуктов сгорания ра их на выходе из камеры сгорания увеличиKm K mo 0 вается. Массовое соотношение компонентов, Рис. 6. Зависимость температуры продуктов при котором температусгорания от массового соотношения ра продуктов сгорания компонентов топлива достигает максимума, приближается к стехиометрическому его значению. 29 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» От состава топлива, определяемого массовым действительным соотношением компонентов K m или коэффициентом избытка окислителя ок, зависят состав рабочего тела, его термодинамические и теплофизические свойства, а значит и выходные параметры двигателя такие как тяга на непрерывном режиме импульс тяги при коротком включении, удельный импульс тяги и другие. Удельный импульс тяги ЖРДМТ на непрерывном режиме Р (р рн) Fа, (6) wa а т т − массовый расход топлива; Fа − плогде P − тяга двигателя; т щадь сечения сопла на выходе; pa − статическое давление РТ на Iу срезе сопла; pн − давление окружающей среды; wа − скорость продуктов сгорания в выходном сечении сопла. На расчетном режиме, когда pa pн имеем I у. р wa . (7) Из выражений (6) и (7) видно, что значение I у определяется в основном величиной скорости wа, причем зависимость I у f ( ок) аналогичена зависимости wа f ( ок) . Из газовой динамики уравнение для определения скорости рабочего тела в выходном сечении сопла Лаваля имеет вид: wа n 1 n n pa , Rо. с Tо. с 1 pо. с n 1 (8) где n − средний показатель изоэнтропы расширения; Rо. с − удельная газовая постоянная рабочего тела по параметрам торможения на входе в сопло; To. c − температура торможения продуктов сгорания на входе в сопло; ро. с − давление торможения на входе в сопло; ра − статическое давление РТ в выходном сечении сопла. 30 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Из выражения (8) следует, что при определенном значении степени расширения рабочего тела в сопле Iу, ро. с ра скорость истечения wа и, соответственно, удельный импульс тяги I у зави- To. c , сят от состава рабочего тела (n), его газовой постоянной Rо. с и температуры To. c c , Iу Ro. c , To. c n c Ro. c на входе в сопло. Изменение этих величин Rо. с To. c и n от коэффициента избытка окислителя ок показано на рис.6. Оно приводит к тому, что удельной импульс тяги I у достигает мак- n ок 1,0 ок ок Рис. 7. Зависимость удельного импульса тяги Iу, температуры торможения РТ на входе в сопло To.c, молярной массы µс, газовой постоянной продуктов сгорания Roc, от коэффициента избытка окислителя αок. симального значения , который меньше по вепри коэффициенте избытка окислителя ок , соответствующего максимальной темпеличине коэффициента ок ратуре продуктов сгорания To. c . Сдвиг обусловлен ростом удельной газовой постоянной рабочего тела Rо. с при уже начавшемся снижении его температуры To. c , когда движение осуществляется в сторону снижения ок, а значит увеличения в топливной смеси избытка горючего. Зависимости I у f ( ок) и Tо. с f ( ок) имеют при этом качественно одинаковый характер. 31 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Для большинства ЖРТ, используемых в настоящее время в ЖРД, максимум I у лежит в диапазоне значений ок 0,70…0,95, хотя, например, для топлива жидкие кислород и водород удельному импульсу тяги I у достигает максимума при ок 0,4. Зависимости I у f ( ок) индивидуальны для каждого топлива ной пары, причем даже для конкретного топлива значения I у f ( ок) существенно зависят от давления в камере сгорания рк и степени расширения продуктов сгорания в сопле рк ра. В справочнике приведены результаты расчета термодинамических и теплофизических свойств продуктов сгорания двухкомпонентных жидких ракетных топлив и идеальных удельных параметров ЖРД в широком диапазоне значений коэффициента избытка окислителя, давлений в камере сгорания, и степеней расширения рабочего тела в сопле. Уравнения, описывающие зависимости удельного импульса тяги I у и других удельных параметров двигателя от коэффициента избытка окислителя, получены для идеального ЖРД, в котором отсутствуют все вида необратимых потерь энергии к камере сгорания и сопле, являются идеальными характеристиками ЖРД по составу топлива. Для конкретного двигателя (если известна площадь минимального сечения FM и степень расширения сопла Fа Fa / Fм лег- ко можно получить идеальную зависимость тяги Р f () . Для этого по данным термодинамического расчета определяется значе , по которой получают расход ние удельной площади f M FM / m . Тяга двигателя определяется по формуле Р m IуТ. топлива m Реальная характеристика ЖРД по составу топлива из-за несовершенства рабочих процессов, происходящих в камере двигателя, отличается от идеальной, причем наиболее значительны эти отличия для ЖРДМТ. Расчетное определение реальной характеристики для ЖРДМТ в настоящее время не представляется возможным. Единственный способ определения этой характеристики − экспериментальный. 32 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» В то же время идеальные зависимости параметров ЖРДМТ от состава топлива дают достаточно достоверное представление об относительном изменении параметров ЖРДМТ и могут быть поэтому использованы при проектировании двигателей. 2.1.2. Дроссельная характеристика Дроссельная характеристика ЖРДМТ является основной статической эксплуатационной характеристикой. Еѐ называют также расходной или регулировочной, подчеркивая этим возможность регулирования величины тяги двигателя. Дроссельная характеристика − это зависимость тяги, удельного импульса тяги и других выходных параметров двигателя от давле при ния в камере сгорания рк или массового расхода топлива m постоянном составе топлива и давлении окружающей среды рн. В формализованном виде это запишется: при Km , pн const . (9) P, I од, I у f рк или P, I од, I у f m Теоретическую дроссельную характеристику ЖРДМТ, совпадающую с характеристикой камеры, рассчитывают по уравнениям для тяги и удельного импульса камеры: wa pa Fa pн Fa Pп pн Fa , (10) Pm I у I у. п pн Fa , m (11) где wa , pa − скорость и статическое давление продуктов сгорания в выходном сечении сопла соответственно; Fa − площадь выходного сечения сопла; рн − давление окружающей среды; Рп и I у. п − тяга и удельный импульс тяги в пустоте. Учитывая выражения для: коэффициента тяги сопла в пустоте KТ. п I у. п Рп , ро. м Fм с с (12) 33 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» коэффициента сопла с KТ. п KТ. п. ид, (13) давления торможения в минимальном сечении сопла (14) pо. м f c pк, где с − коэффициент расхода сопла; c − характеристическая скорость в камере; рк − давление в камере сгорания на входе у смесительной головки; Fм − площадь минимального сечения сопла; f ро. с рк, с ро. м ро. с − коэффициенты восстановления полного давления в камере сгорания и докритической части сопла соответственно, выражение (10) запишется: P с c f c Fм KТ. п. ид pк pн Fa . (15) Установим связь между массовым расходом топлива и давлением в камере сгорания, используя понятие характеристической скорости в камере. ро. м Fм с, m с f c Fм pк с откуда m к с ид (16) , (17) где к с с ид − коэффициент камеры сгорания. Тогда выражение (11) окончательно запишется Fa pн . I у к с ид c KТ. п. ид с f c Fм pк (18) Для камеры ЖРДМТ постоянной геометрии величины KТ. п. ид, с ид, с, f , c , к, c можно считать постоянными для всех режимов работы. Это допущение приводит к ошибкам не превышающим 3%. В этом случае можно записать: Р Арк рн Fa , (19) Iу B C 34 pн p I у. п С н, рк рк (20) Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» D pк, (21) m где A, B, C, D − постоянные величины. Построим на рис. 8 теоретическую дроссельную характеристику ЖРДМТ, используя полученными зависимостями (19) и (20). Р, Iу I у. п (H= ∞) I у (H=const) I у (H=0) Рп (H= ∞) Р (H=const) Р (H=0) рнFa рк. min m min рк. отр m отр. рк. max m max рк m Рис. 8. Дроссельная характеристика ЖРДМТ pн 0 , 1. H тогда Рп А рк − прямая пропорцио- нальная зависимость, а I у. п В − удельный импульс в пустоте постоянен и не зависит от давления в камере сгорания. 2. H 0 pн pн. max , тогда Р Рп рн Fa А рк рн Fa − линейная зависимость, представляющая собой прямую, параллельную прямой Рп А рк и смещенную от неѐ вниз на величину pн Fa . 35 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Iу В С рн E , где Е=const − уравнение гиперболы с В рк рк асимптотами: 1) I у I у. п при рк → ∞; 2) рк = 0 − ось ординат при рк → 0 (I у → − ∞). 3. H = const, (рн = const), тогда Р А рк рн Fa , Iу В С рн E . Имеем тоже, что и во втором случае, В рк рк только при меньшей величине давления окружающей среды рн. изИз уравнения (21) следует, что массовый расход топлива m меняется прямо пропорционально давлению в камере сгорания рк, . Вид поэтому дроссельную характеристику можно построить по m характеристики при этом не меняется (см. рис. 8). Дроссельную характеристику обычно получают в виде зависимости тяги и удельного импульса от давления в камере сгорания, а не от массового расхода топлива, т.к. давление в камере сгорания нагляднее характеризует изменение режима работы двигателя и точнее может быть измерено при испытаниях. Для каждого конкретного ЖРДМТ имеется действительный диапазон реализуемой на практике дроссельной характеристики от рк. min до рк. max . Максимально допустимый (форсированный) режим рк. max (m max) определяется прочностью и жаропрочностью камеры двигателя. На него рассчитываются все агрегаты системы подачи min) определяется порогом эффективной и топлива. Режим рк. min (m устойчивой работы камеры двигателя. Теоретическая дроссельная характеристика ЖРДМТ для случая безотрывного течения продуктов сгорания по соплу построена пунктирной линией (см. рис. 8). При уменьшении рк снижается давление на срезе сопла ра. Если отношение pa pн становится меньше 0,3…0,5, то нормальная работа сопла нарушается. В сопло входит косой скачок уплотнения и поток продуктов сгорания отрывается от стенок сопла. Критическая величина отношения pa pн 36 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» зависит от состава продуктов сгорания, типа пограничного слоя (ламинарный или турбулентный) и числа Маха потока на срезе сопла. Тяга и удельный импульс тяги ЖРДМТ возрастают, т.к. из работы выключается участок сопла, создающий отрицательную тягу изза перерасширения на нем рабочего тела. Дроссельная характеристика с отрывом потока в сопле при рк рк. отр показана на рис. 8 сплошной линией. 2.1.3. Высотная характеристика Высотная характеристика − это зависимость тяги, удельного импульса тяги и других выходных параметров двигателя от давления окружающей среды рн или высоты полета H при постоянном давлении в камере сгорания рк и соотношении компонентов топлива K m , т.е. на постоянном режиме работы двигателя. В формализованном виде это запишется: P, I у f рн или P, I у f H при pк, Km const . (22) Важность высотной характеристики обусловлена тем, что ЖРДМТ в полете во многих случаях работает при переменном давлении окружающей среды. Теоретическая высотная характеристика ЖРДМТ с вытеснительной подачей топлива совпадает с характеристикой камеры двигателя. Построим высотную характеристику ЖРДМТ с камерой фиксированной геометрии при принятых допущениях, используя полученные ранее зависимости (19) и (20) (см. рис. 9). При безотрывном течении рабочего тела в сопле высотная характеристика описывается уравнениями: Р Арк рн Fa M Fa pн, (23) Iу B C pн I у. п N pн, рк (24) где A, B, C, M и N − постоянные величины. Из уравнений (23) и (24) видно, что с увеличением давления ок37 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ружающей среды рн тяга Р и удельный импульс тяги I у уменьшаются линейно от их значений в пустоте (см. рис. 9). Р, I у Р, I у рк. max рк. max Iу Рп рк. min Рп р н Fa рк. max рк. min Р 0 (H=∞) р н Fa I у. п рн. max рн рк. min Iу рк. max Р рк. min 0 H (H=0) (H=0) Рис. 9. Высотная характеристика ЖРДМТ: ───── − безотрывное течение РТ в сопле; − − − − − − − отрывное течение. Каждому значению рк соответствует своя высотная характеристика (см. рис. 9). При этом, чем больше давление в камере сгорания, тем меньше относительно пустотного значения снижаются тяга и удельный импульс тяги двигателя с ростом давления окружающей среды рн. Увеличение площади выходного сечения сопла Fa при pк const ведет к росту Pп, I у. п и увеличению угла наклона линейных высотных характеристик P f (pн) , и I y f (pн) к оси абсцисс. При этом большему Fa соответствуют большие значения Pп I у. п. ЖРДМТ с круглым сверхзвуковым соплом (соплом Лаваля) в полете при переменном давлении окружающей среды будет иметь самый высокий удельный импульс тяги в случае регулирования 38 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» площади среза сопла Fa по определенному закону так, чтобы на любой высоте сопло работало на расчетном режиме. Для построения характеристики ЖРДМТ по высоте полета H необходимо иметь зависимость атмосферного давления от высоты рн f H . Эту зависимость принимают по данным стандартной атмосферы (СА) ГОСТ 4401, ИСО 2533. Выдержки из СА приведены в таблице 1. Таблица 1 Международная стандартная атмосфера Н рн км Па 0 101325 0,5 95461,3 2,0 79501,4 5,0 54048,3 7,5 38299,7 10,0 26499,9 15,0 12111,8 Н рн км Па 20,0 5529,29 25,0 2549,21 30,0 1197,03 35,0 574,592 40,0 287,143 45,0 149,101 50,0 79,7787 Зависимость атмосферного давления от высоты рн f H не- линейная, поэтому и высотная характеристика P, I у f H будет нелинейной (см. рис. 9). При росте давления окружающей среды для данного pк const уменьшается отношение pa pн и при условиях, отмеченных ранее, может произойти отрыв потока в сопле. В этом случае изменение протекания высотной характеристики при росте рн аналогично изменению протекания дроссельной характеристики при уменьшении рк. Расчет высотной характеристики ЖРДМТ при отрыве потока в сопле может быть выполнен приближенно. 2.2. Динамические характеристики Динамическими характеристиками ЖРДМТ называют зависимости его выходных параметров от внешних и внутренних параметров, определяющих работу двигателя на неустановившихся режимах, таких как запуск, останов, импульсный. 39 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» 2.2.1. Параметры ЖРДМТ в импульсном режиме Основной отличительной особенностью ЖРДМТ является их способность работать в непрерывном и импульсном режимах. В импульсном режиме работы, т.е. режиме многократных кратковременных включений, выходные параметры двигателя, такие как импульс тяги, удельный импульс и др. зависят в общем случае от времени включения двигателя, порядкового номера импульса в серии и частоты включений. Рабочий процесс двигателя носит ярко выраженный нестационарный характер. Использование выходных параметров, пригодных для установившегося режима, таких как тяга, удельный импульс тяги, массовый расход топлива, давление в камере сгорания, теряет смысл. Появляется необходимость введения подобных выходных интегральных характеристик, оценивающих работу двигателя в импульсном режиме. Важно также знание характерных времен, за которые эти скоротечные процессы в ЖРДМТ совершаются. Рассмотрим основные динамические параметры ЖРДМТ. Для этого на рис. 10 изобразим диаграмму работы ЖРДМТ в импульсном режиме. На диаграмме показаны переходные процессы, имеющие место в импульсном режиме работы ЖРДМТ, и времена их характеризующие. Эти интервалы времени и представляют собой временные динамические параметры ЖРДМТ. Показано изменение во времени силы тока i , напряжения u на обмотках электромагнитных клапанов двигателя, давлений в магистралях горючего и окислителя на входе в двигатель рвх. г и рвх. ок, тяги Р или давления в камере сгорания рк. Изменение тяги или давления в камере сгорания представлено в относительном к непрерывному режиму работы виде, т.е. Р Рн или рк рк. н. Время включения ЖРДМТ вк представляет собой интервал времени от момента подачи напряжения на электромагнитные топливные клапаны до момента его снятия, т.е. это длительность управляющего электрического сигнала на включение двигателя (см. рис. 10). 40 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» рвх.г, рвх.ок рвх.г рвх.ок τвк τп u,i u Р Рн i τо.к рк р к. н τз.к τи 1,0 0,9 0,1 0 τз.в τпд τ τ0,9 Рис. 10. Диаграмма работы ЖРДМТ в импульсном режиме Пауза между отдельными включениями п − интервал времени от момента снятия напряжения с электромагнитных топливных кла41 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» панов до момента подачи следующего напряжения, т.е. интервал между следующими друг за другом управляющими сигналами. Период включения двигателя (25) Т вк п. Отношение паузы к сумме времени включения и паузы называется скважностью включения ЖРДМТ: s п вк п. (25) Коэффициент заполнения импульсного режима ЖРДМТ kз вк вк п. (26) Частота включения двигателя f 1 s . T п (27) Быстродействие ЖРДМТ оценивается временами его выхода на режим и останова. Время выхода ЖРДМТ на режим 0,9 − это интервал времени от момента подачи напряжения на электромагнитные топливные клапаны до момента, когда тяга или давление в камере сгорания достигает значения, равного 0,9 значения тяги или давления в камере сгорания на непрерывном режиме Рн или рк. н. Время выхода двигателя на режим 0,9 определяется быстродействием электроклапанов окислителя и горючего, т.е. временами их открытия о. к, и задержкой воспламенения топлива в ЖРДМТ з. в (см. рис. 10). Время открытия электромагнитного клапана окислителя или горючего ( о. к. ок и о. к. г соответственно) − это интервал времени от момента подачи напряжения на клапан до момента его полного открытия. Задержка воспламенения топлива в ЖРДМТ з. в − это интервал времени от момента начала поступления второго компонента топли42 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ва в камеру сгорания ЖРДМТ до момента воспламенения топлива, вызывающего резкий рост давления в камере сгорания (см. рис. 10). Если компоненты топлива самовоспламеняющиеся, то это задержка самовоспламенения топлива в ЖРДМТ. Время запуска ЖРДМТ з − это интервал времени от момента подачи напряжения на электрические топливные клапаны до момента начала резкого роста давления в камере сгорания (см. рис. 10). Оно включает в себя время открытия клапанов окислителя и горючего о. к. ок и о. к. г, время заполнения компонентами заклапанных объемов и задержку воспламенения топлива в ЖРДМТ з. в. С началом открытия топливных клапанов окислитель и горючее начинают поступать в заклапанные полости, заполняя их. Заклапанные полости в ЖРДМТ − это объемы магистралей компонентов от топливных клапанов до выхода из форсунок. После заполнения заклапанных полостей окислитель и горючее начинают подаваться в камеру сгорания. До этого момента времени к, связанного с начала появления топлива в камере импульс тяги двигателем не создается. Пренебрежимо мала величина создаваемой двигателем тяги и в следующий период, обусловленный задержкой воспламенения топлива в ЖРДМТ з. в, что объясняется задержкой воспламенения компонентов в камере сгорания в условиях практически нулевого начального значения давления. При низком давлении в камере сгорания в момент запуска двигателя величина з. в возрастает из-за существенного снижения химической активности компонентов топлива. Время останова ЖРДМТ п. д − это интервал времени от момента снятия напряжения с электромагнитных топливных клапанов до момента, когда тяга или давление в камере сгорания снизится до значения, равного 0,1 значения тяги или давления в камере сгорания на непрерывном режиме Рн или рк. н. Это время характеризует последействие ЖРДМТ, поэтому и обозначается п. д. Время останова ЖРДМТ определяется быстродействием электроклапанов окислителя и горючего, т.е. временами их закрытия 43 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» з. к, временем догорания топлива, поступающего из заклапанных объемов, и опорожнения камеры сгорания от продуктов сгорания. Время закрытия электромагнитного клапана окислителя или горючего ( з. к. ок и з. к. г соответственно) − это интервал времени от момента снятия напряжения с клапана до момента его полного закрытия. Сумма времен включения и останова представляет собой время работы ЖРДМТ р: р вк п. д. (28) В целом быстродействие двигателя зависит от скорости открытия и закрытия топливных электромагнитных клапанов, величины задержки воспламенения или самовоспламенения топлива, объема заклапанных полостей, объема и конструкции его камеры сгорания. В импульсном режиме работы результат работы двигателя определяется не тягой, а импульсом тяги, создаваемым ЖРДМТ за время работы при одном коротком включении двигателя: р вк п. д 0 0 I и Р d Р d . (29) Используется импульс тяги в пустоте I п. и, т.к. ЖРДМТ работают как правило в космическом пространстве. Определяется он по значению тяги в пустоте Рп. Удельные параметры, оценивающие эффективность работы двигателя в импульсном режиме: Удельный импульс тяги ЖРДМТ в пустоте вк п. д Р п I у. п. и вк п. д 0 m ок 0 d р d п вк п. д m d г 0 Р d 0 р m d I п. и mи, (30) 0 ок m г − мгновенные массовые расходы окислителя и горючего где m в камеру соответственно, mи − масса топлива, выработанного за одно короткое включение двигателя. 44 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Расходный комплекс вк п. д р Fм и к 0 п. д вк m р d 0 mи m d d ок вк п. д Fм рк d , (31) г 0 0 где Fм − площадь минимального сечения сопла; рк − давление рабочего тела на входе в камеру сгорания. Коэффициент камеры сгорания и полноты удельного импульса связаны между собой следующим образом: к. и с f c . и, (37) где f и c − коэффициенты восстановления полного давления в камере сгорания и в докритической части сопла соответственно. Характеристическая скорость вк п. д с Fм си вк п. д р о. с 0 m ок р d вк п. д с Fм ро. с d 0 mи m d d , (31) г 0 0 где с − коэффициент расхода сопла; ро. с − давление торможения на выходе из камеры сгорания. Тяговый комплекс в пустоте вк п. д Р п K P. п. и d 0 вк п. д Fм р к d I у. п. и и. (32) 0 Коэффициент тяги в пустоте 45 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» вк п. д Р п K Т. п. и d 0 вк п. д р с Fм о. с d I у. п. и си. (32) 0 Для оценки совершенства рабочих процессов в ЖРДМТ, камере сгорания и сопле в импульсном режиме работы вводятся следующие коэффициенты: Коэффициент камеры сгорания к. и си, с ид (33) где сид − идеальная характеристическая скорость, полученная термодинамическим расчетом идеального ЖРД. Коэффициент полноты расходного комплекса . и и,(34) ид где ид − идеальный расходный комплекс, полученный термодинамическим расчетом идеального ЖРД. Коэффициент сопла с. и KТ. п. и KТ. п. ид, (35) где KТ. п. ид − идеальный коэффициент тяги сопла в пустоте, полученный термодинамическим расчетом идеального ЖРД. Коэффициент удельного импульса, учитывающий все потери энергии в ЖРДМТ в импульсном режиме работы, I. и I у. п. и I у. п. ид к. и с. и, (36) где I у. п.ид − идеальный удельный импульс тяги в пустоте, полученный термодинамическим расчетом. 2.2.2. Характеристика по длительности включения ЖРДМТ Характеристика по длительности включения − это зависимость импульса тяги, удельного импульса тяги и других выходных пара46 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» метров ЖРДМТ в импульсном режиме работы от длительности включения вк при неизменном режиме работы двигателя, т.е. при постоянном давлении в камере сгорания рк. н и соотношении компонентов топлива K m на непрерывном режиме работы. В формализованном виде это запишется: (37) I и, I у. и f вк при pк. н, Km. н const . Эта характеристика необходима для системы управления КА. Она позволяет значительно экономить топливо, расходуемое системой управления КА на ориентацию аппарата. Обобщенная экспериментальная характеристика по длительности включения конкретных ЖРДМТ, используемых в системе управления КА, заноситься в постоянную память бортового компьютера. Она используется системой управления при выработке требуемой величины управляющего импульса силы или момента, что позволяет экономить топливо на борту КА. Время включения ЖРДМТ вк определяет величину создаваемого импульса тяги I и, массу топлива, израсходованного за одно включение, mи, а значит удельный импульс тяги в импульсном режиме I y. и, определяющий экономичность работы двигателя. Экспериментальная характеристика I y. и f вк используется для аттестации двигателя, прошедшего доводку и принятого к эксплуатации в системе управления положением КА в пространстве. Иногда эту характеристику строят не от времени включения вк, а от времени открытого состояния топливных клапанов кл. Эти времена однозначно связаны между собой. Характеристику I y. и f кл удобнее использовать для анализа рабочего процесса ЖРДМТ на этапе экспериментального совершенствования двигателя в процессе его доводки. Для оценки степени снижения экономичности двигателя при переходе от непрерывного к импульсным режимам применяется относительный удельный импульс тяги I y. и I y. и / I y. н, значения которого существенно меньше единицы. Анализ показывает, что основной 47 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» причиной низких значений I y. и является наличие в ЖРДМТ заклапанных полостей и задержки воспламенения топливной смеси в камере сгорания з. в (см. рис. 10). Проведем оценку влияния з. в, на экономичность ЖРДМТ. Она может быть выполнена в предположении постоянства давлений обоих компонентов топлива на входе в двигатель на протяжении всего времени включения ЖРДМТ вк. Используя уравнение массового расхода жидкого компонента через форсунки смесительной головки ф ф Fф 2 pф, m (38) где pф − перепад давления на форсунках окислителя или горючего, для работы двигателя на непрерывном режиме, можно записать: ф ф Fф 2 (pвх pк.н) , m (39) где pвх и рк. н − абсолютные давления компонентов топлива на входе в двигатель и в камере сгорания на непрерывном режиме соответственно. Для понимания физической картины рабочего процесса изобразим на рис. 11 диаграмму работы ЖРДМТ в режиме короткого единичного включения при различных длительностях включения двигателя вк. На участке времени задержки воспламенения топливной смеси в камере сгорания з. в давление в камере сгорания двигателя рк близко к нулю, поэтому можно записать: з. в ф FФ 2 pвх. m (40) Полагая коэффициент расхода форсунок горючего и окислителя ф неизменным, т.е. независящим от перепада давления на них, можно получить уравнение, описывающее изменение мгновенного массового расхода топлива на участке времени задержки воспламенения топливной смеси в камере сгорания з. в, а, значит, на участках вре- 48 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» мени запуска ЖРДМТ з и времени выхода двигателя на режим 0,9: m 0 , 9 m (41) τвк u,i, τвк.1 Р Рн m m max pвх. pвх pк. н τвк.2 u i 1,0 0,9 m m max 0,1 0 τз.в τпд τ τз ττ0,9 0,9 0,9 Рис. 11. Диаграмма работы ЖРДМТ при коротком единичном включении Видно, что массовый расход топлива на участке выхода двигателя на режим 0,9 существенно больше, чем на непрерывной работе двигателя. Масса топлива, поступившего в камеру на участке выхо49 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» да двигателя на режим 0,9 , практически не создает импульса тяги. Оно тратиться неэффективно. Относительная массовая доля топлива, не пошедшего на создание импульса тяги, от общей массы топлива, выработанной за короткое включение двигателя (за импульс) запишется: 0,9 m 0 , 9 m 0 , 9 mи m ок вк 0,9 m d d 0 п. д г 0 m ок. вк п. д (42) m d d г 0 0 Из (42) следует, что с уменьшением времени включения ЖРДМТ вк при неизменном числителе значение знаменателя снижается, приближаясь к значению числителя (m → 1), т.е. относительная 0,9 массовая доля топлива, не пошедшего на создание импульса тяги, возрастает (см рис. 11). Удельный импульс тяги ЖРДМТ в пустоте при коротком единичном включении вк п. д Р п I у. п. и вк п.д 0 m ок 0 d вк п. д d п вк п. д m d г 0 Р 0 вк п. д d m d I п. и mи, (43) 0 ок m г и m − мгновенные массовые расходы окислителя, гогде m рючего и топлива в камеру соответственно, mи − масса топлива, выработанного за одно короткое включение двигателя. Из (43) следует, что с уменьшением времени включения ЖРДМТ вк площадь под зависимостью Рп f снижается, а площадь f увеличивается, т.е. числитель падает, а под функцией m знаменатель растет. Поэтому удельный импульс тяги ЖРДМТ в пустоте при коротком единичном включении I у. п. и резко падает. Это хорошо видно на диаграмме работы ЖРДМТ в режиме короткого 50 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» единичного включения при различных длительностях включения двигателя вк, изображенной на рис. 11. Учитывая все сказанное, изобразим на рис. 12 теоретическую динамическую характеристику ЖРДМТ по длительности включения, т.е. построим вид зависимостей I у. п. и, и, m 0 , 9 f вк . Начиная с минимальной длительности включения, существующей для любого конкретного вк. min , ЖРДМТ удельный импульс тяги возрастает по экспоненциальной зависимости с увеличением длительности включения вк, асимптотически приближаясь к значению I у. п на непрерывном I у. п. и, I у.п. и I у. п. и 1,0 m 0 , 9 0 m 0 , 9 з вк. min и вк Рис. 12. Динамическая характеристика ЖРДМТ по длительности включения режиме работы. Это объясняется тем, что доля времен выхода двигателя на режим 0,9 и его останова п. д, где топливо, поступившее в камеру, используется неэффективно для создания тяги, во времени включения ЖРДМТ вк значительно снижается (см. рис. 10 и 11). При переходе от непрерывного режима к импульсному имеют место дополнительные, не учтенные при данном упрощенном анализе виды потерь энергии. Эти потери обусловлены нестационарностью рабочего процесса после запуска двигателя, интенсивным теплоотводом от продуктов сгорания в стенку камеры и окружающую среду, влиянием колебаний давления подачи топлива и другими факторами. Выявление и учет этих потерь проводится при детальном исследовании рабочего процесса ЖРДМТ. При определении значений удельного импульса в импульсном режиме обычно не учитывается и часть импульса тяги, создаваемого 51 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» двигателем после времени работы ЖРДМТ р вк п. д, (см. рис. 10), получаемого от выгорания и испарения топлива из заклепанных полостей после останова двигателя. Изучение импульса последействия двигателя является самостоятельной задачей, решение которой направлено на минимизацию величины импульса последействия. На сегодняшний день расчетная динамическая характеристика ЖРДМТ по длительности включения для находящего в эксплуатации и вновь проектируемого двигателя получена быть не может. Это объясняется отсутствием достоверных математических моделей, описывающих рабочий процесс ЖРДМТ в импульсном режиме. Однако она может быть построена с использованием статистических экспериментальных данных по прототипам схем смесеобразования с целью выбора исходных режимных и конструктивных параметров двигателя. 2.2.3. Характеристика по частоте включения ЖРДМТ Характеристика по частоте включения − это зависимость импульса тяги, удельного импульса тяги и других выходных параметров ЖРДМТ в импульсном режиме работы от частоты следования включений двигателя f при постоянной длительности включения вк и неизменном режиме работы двигателя, т.е. при постоянном давлении в камере сгорания рк. н и массовом соотношении компонентов топлива K m. н на непрерывном режиме работы. В формализованном виде это запишется: I и, I у. и f f при pк. н, Km. н, вк const . (37) Характеристика по частоте включения ЖРДМТ используется системой управления КА для уменьшения расхода топлива, затрачиваемого на управление аппаратом. Теоретическая характеристика двухкомпонентного ЖРДМТ по частоте включения при постоянной длительности включения приведена на рис.13. 52 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Удельный импульс тяги в импульсном режиме работы I у. и для первого импульса в серии (n=1) не зависит от частоты включений ЖРДМТ при неизменном времени включения, т.к. для них реализуется режим одиночных включений. Для последующих импульсов в серии I у. и увеличивается с возрастанием частоты включений ЖРДМТ, причем тем быстрее, чем больше порядковый номер импульса в серии. n=1 С увеличением n=5 n=10 I у.и, длительности вклюIи чения вк скорость Iи n=10 возрастания удельn=5 ного импульса тяги I у.и, n=1 для всех включений, начиная со второго, возраста0 f ет, что объясняется большей передачей Рис. 13. Динамическая характеристика ЖРДМТ тепловой энергии по частоте включения I у. и, I и f f : от предыдушего τвк = const; n − порядковый номер импульса в серии включения к последующему в серии включений двигателя с одной частотой. До определенной частоты при заданной длительности включения ЖРДМТ удельный импульс тяги не зависит от частоты включения двигателя для любого порядкового номера следования импульса в серии, т.к. для всех импульсов реализуется режим одиночных включений, когда за время паузы между соседними включениями двигатель успевает приходить в исходное состояние. Приведенная характеристика характерна для импульсного режима работы ЖРДМТ со связанными импульсами. В случае перекрывающихся импульсов динамическая характеристика по частоте включения ЖРДМТ имеет максимальную скорость нарастания. 2.2.4. Характеристика по порядковому номеру следования включения двигателя в серии 53 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Характеристика ЖРДМТ по порядковому номеру следования включения в серии − это зависимость импульса тяги, удельного импульса тяги и других выходных параметров двигателя в импульсном режиме работы от порядкового номера следования включения ЖРДМТ n при постоянной длительности включения вк, частоте включения f и неизменном режиме работы двигателя, т.е. при постоянном давлении в камере сгорания рк. н и соотношении компонентов топлива K m. н на непрерывном режиме работы. В формализованном виде это запишется: I и, I у. и f n при pк. н, Km. н, вк, f const . (37) Обобщенная динамическая характеристика ЖРДМТ по порядковому номеру следования включения двигателя в серии используется системой управления КА для уменьшения расхода топлива, затрачиваемого на управление аппаратом. Теоретические характеристики двухкомпонентного ЖРДМТ по порядковому номеру следования включения двигателя в серии при постоянном времени включения и трех разных частотах включений приведены на рис.14. Видно, что для f2 f1 первых включений в I у.и, трех сериях из 10 включений ЖРДМТ Iи Iи с различной частотой и постоянным I у.и, временем включения удельный импульс тяги остается постоянным. Это n 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 объясняется тем, Рис. 14. Динамическая характеристика ЖРДМТ что для них реалипо порядковому номеру следования включения зуется режим одив серии: τвк = const, f1 < f2 < f3. ночных включений, когда за время паузы между сериями включений двигатель успевает приходить в исходное тепловое состояние. При постоянной длительности включе54 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ния с уменьшением частоты включения характеристика ЖРДМТ по порядковому номеру следования включения в серии становится более пологой, что свидетельствует о меньшей связанности импульсов в серии включений. При любом времени включения ЖРДМТ найдется такая частота включений, при которой для всех номеров включений в серии будет реализовываться режим одиночных включений. Удельный импульс тяги будет оставаться постоянным для всех номеров включений ЖРДМТ в серии (см. рис. 14). 55 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» 3. ИСПЫТАНИЯ ЖРДМТ 3.1. Виды испытаний и их классификация Существуют классификации испытаний ЖРДМТ по различным признакам. Рассмотрим наиболее распространенные. Все испытания ЖРДМТ в зависимости от этапа жизненного цикла двигателя, на котором проводятся испытания, делятся на три основные группы: научно-исследовательские; опытно-конструкторские; эксплуатационные. Осуществить разработку нового, перспективного, конкурентоспособного на мировом рынке ЖРДМТ невозможно без проведения научно-исследовательских испытаний. Их основная цель − способствовать созданию научного задела в виде пакета ноу-хау, необходимого для дальнейшего развития и совершенствования ЖРДМТ. Научно-исследовательские испытания проводят в НИИ, лабораториях ОКБ и вузов. Всегда, когда это допустимо, реальные дорогостоящие испытания ЖРДМТ следует заменять модельными испытаниями. Широко используются сейчас математические и информационные модели и специализированные программные комплексы. Опытно-конструкторские испытания двигателей, их узлов и агрегатов проводят в процессе выполнения ОКР по разработке нового ЖРДМТ по мере возникающей необходимости. Этот комплекс испытаний включает в себя следующие этапы: 1) исследовательских испытаний; 2) доводочных; 3) предварительных; 4) приемочных. Каждый из этапов включает несколько видов испытаний. Необходимость данного вида испытаний, состав испытаний, последовательность проведения, объем устанавливает разработчик ЖРДМТ в соответствии с комплексной программой экспериментальной отработки (КПЭО) двигателя, составленной таким образом, чтобы заданные параметры, надежность и стоимость разрабатываемого 56 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ЖРДМТ были обеспечены в минимальное время и с минимальными затратами средств. Это позволит двигателю быть конкурентоспособным на мировом рынке. Все испытания в ходе выполнения ОКР проводятся только на реальных конструкциях разрабатываемых узлов и ЖРДМТ в целом. Одна из возможных классификаций опытно-конструкторских испытаний приведена на рис. 15. Опытно-конструкторские испытания ЖРДМТ Автономные испытания систем, узлов, агрегатов ЖРДМТ Кратковременные Ресурсные Ускоренные и форсированные Государств. летные Приемочные Межведомственные Летно-конрукторские Предварительные Завершающие доводочные Доводочные По отработке параметров По обеспечению работоспособности Исследовательские Уточняющие Сравнительные По проверке выполнения частных ТУ и оценке характеристик Огневые Доводочные Холодные Испытания ЖРДМТ в целом На воздействие внешних и внутр. факторов Рис. 15. Классификация опытно-конструкторских испытаний ЖРДМТ По испытываемой конструкции все опытно-конструкторских испытания можно разделить: на автономные испытания отдельных систем, узлов и агрегатов ЖРДМТ; испытания ЖРДМТ в целом. 57 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» По наличию при испытаниях процесса горения или разложения топлива все испытания ЖРДМТ или их отдельных узлов агрегатов и систем подразделяются: на огневые; холодные. Применение в ЖРДМТ эффективных, высокотоксичных и агрессивных компонентов делает процесс испытания этих двигателей опасным и дорогостоящим. Важным этапом опытно-конструкторских испытаний являются доводочные испытания. Их цель − доработка конструкции ЖРДМТ до соответствия его характеристик техническому заданию (ТЗ). Доводочным испытаниям подвергаются как отдельные узлы, агрегаты, системы и элементы двигателя, так и ЖРДМТ в сборе. Учитывая импульсный режим работы ЖРДМТ, исключительно важным являются испытания по проверке надежности запуска двигателя и его работоспособности в условиях космического пространства. Особенно это важно для ЖРДМТ, работающих на несамовоспламеняющихся компонентах топлива. Объем доводочных испытаний свидетельствует о качестве проектных работ и квалификации проектировщиков. Качественно спроектированный двигатель имеет минимальный объем доводочных испытаний. Этому способствует использование инновационных технологий в проектировании ЖРДМТ. К группе эксплуатационных относятся испытания, проводимые на заводе-изготовителе ЖРДМТ, и в ходе эксплуатации двигателей. В основном это холодные испытания отдельных систем, узлов и агрегатов, например, проверка камеры на герметичность или характеристик топливных электромагнитных клапанов. Количество измеряемых параметров при серийных испытаниях значительно меньше, чем при опытно-конструкторских испытаниях ЖРДМТ. После подготовки производства к серийному выпуску нового ЖРДМТ или к возобновлению производства ранее выпускаемого двигателя проводят установочные испытания (УИ). Их цель показать, что серийный ЖРДМТ по своим характеристикам и надежности соответствует ТЗ и эталонному ЖРДМТ, прошедшему межведомственные и государственные испытания. Проведение УИ необходимо, т.к. технологический процесс изготовления серийных 58 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ЖРДМТ всегда отличается от процесса изготовления их в опытном производстве. Основными видами испытаний для контроля качества серийных ЖРДМТ являются: контрольно-технологические (КТИ); подтверждающие периодические (ППИ); контрольно-выборочные (КВИ). КТИ подвергается каждый изготовленный ЖРДМТ. Это огневые испытания, целью которых является контроль качества изготовления и сборки данного двигателя, проверка его работоспособности, соответствия его характеристик требованиям, имеющимся в конструкторской документации, и возможности предъявления этого ЖРДМТ в штатную эксплуатацию или дальнейшие испытания. Иногда ЖРДМТ после контрольно-технологических испытаний разбирают с целью дефектации отдельных узлов и деталей. Дефектация является дополнительным средством контроля скрытых и неразвившихся дефектов. Подтверждающие периодические испытания проводятся с целью контроля качества изготовления ЖРДМТ и проверки соответствия его параметров, характеристик и работоспособности требованиям, установленным в ТЗ. ППИ проводятся через определенный промежуток времени. Контрольно-выборочные испытания проводятся с той же целью что и ППИ, но им подвергают один или несколько ЖРДМТ из изготовленной партии. Подтверждающие периодические и контрольно-выборочные испытания − это длительные испытания на ресурс или превышающее его время, когда изменяются режимы его работы во всем эксплуатационном диапазоне. Двигатели, прошедшие эти испытания подвергают разборке, дефектации, металлургическим исследованиям и другим видам контроля. Это позволяет установить их действительное техническое состояние. Только положительные результаты испытания позволяют отправлять ЖРДМТ заказчику. В процессе серийного производства ЖРДМТ проводят испытания: специальные периодические; типовые. 59 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Специальные периодические испытания проводятся для определения соответствия характеристик и гарантийных запасов работоспособности ЖРДМТ уровню, достигнутому при завершении ОКР, контроля стабильности технологического процесса. Типовые испытания проводят для выявления влияния различных технологических и конструктивных мероприятий на характеристики и работоспособность ЖРДМТ, находящегося в серийном производстве. Для ЖРДМТ многоразового использования для контроля технического состояния и подготовки к очередному полету предусматривают проведение испытаний двух типов: межполетные контрольно-технологические (МКТИ); межполетные подтверждающие (МПИ). МКТИ подвергается все ЖРДМТ после полета и выполнения на них необходимых восстановительных работ. Испытания должны дать информацию о техническом состоянии ЖРДМТ, позволяющую сделать заключение о его полном соответствии технической документации. На МПИ отбирают один из партии ранее эксплуатируемых и прошедших межполетные контрольно-технологические испытания ЖРДМТ. Этот двигатель подвергают испытаниям при гарантийной наработке. При успешном завершении МПИ дают разрешение на очередное использование ЖРДМТ данной партии по прямому назначению. 3.2. Стенды для испытаний ЖРДМТ Испытания ЖРДМТ проводятся на специальных стендах, входящих в состав испытательного комплекса или испытательной станции. Стенды предназначены для исследования рабочего процесса, отработки конструкции двигателей, определения и контроля их основных параметров и характеристик, проверки надежности . В испытательный комплекс ЖРДМТ должны входить следующие стенды: для холодных испытаний; огневые. 60 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» На стендах для холодных испытаний ЖРДМТ проводят гидравлические проливки форсунок, смесительных головок и топливных клапанов, настройку двигателя на заданные расходы компонентов, контроль герметичности и прочности его элементов. На огневых стендах проводят испытания ЖРДМТ при горении или разложении топлива. Проверяется работоспособность ЖРДМТ, определяются действительные параметры и характеристики двигателя на земле и в условиях, максимально приближенных к эксплуатационным, оценивается надежность работы двигателя. ЖРДМТ предназначены для работы в системах управления космическими аппаратами, поэтому их испытания должны проводиться в условиях, максимально приближенных к условиям космического пространства. Огневые стенды для испытания ЖРДМТ подразделяют: на наземные; высотные. На наземных стендах проводят испытания ЖРДМТ в непрерывных и импульсных режимах для оценки работоспособности двигателя, измерения действительных параметров двигателя в земных условиях, оценки теплового состояния элементов конструкции и надежности, доводки двигателя, отработки различных конструкций ЖРДМТ. На высотных стендах определяются действительные выходные и удельные параметры, а также характеристики ЖРДМТ в непрерывном и импульсных режимах при условиях, максимально приближенных к условиям космического пространства. В первую очередь имитируется низкое давление окружающей среды. Для этого высотные стенды имеют вакуумные камеры (барокамеры), где располагается испытуемый объект и с помощью вакуумной системы стенда создается низкое давление. Вакуумная система высотного стенда должна создавать такое давление в барокамере, чтобы в течение всего времени работы ЖРДМТ обеспечивалось безотрывное течение газа в сопле. При исследовании рабочего процесса ЖРДМТ в период запуска и некоторых других стадиях, измерения плотности тепловых потоков, воздействующих на элементы конструкции двигателя, требуется создание в вакуумной камере более низкого давления перед запуском двигателя, а иногда и в процессе его огневой работы. 61 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Все огневые высотные стенды по способу обеспечения низкого давления в барокамере делятся: на расходные; нерасходные. Расходный высотный стенд обеспечивает требуемое низкое давление в барокамере как перед запуском ЖРДМТ, так и в процессе его работы. Вакуумная система расходных стендов осуществляет непрерывную откачку продуктов сгорания из барокамеры при требуемой величине давления в ней. Нерасходный стенд не обеспечивает непрерывную откачку продуктов сгорания из барокамеры при работающем ЖРДМТ. Требуемое низкое давление создается в барокамере лишь перед запуском двигателя. Расходные и нерасходные стенды могут иметь систему замораживания продуктов сгорания с помощью криогенных вакуумных панелей-конденсаторов. Время испытания ЖРДМТ на нерасходном стенде определяется объемом барокамеры, поверхностью замораживающих панелей и тягой исследуемого ЖРДМТ, так как в вакуумной камере происходит накопление продуктов сгорания или частично незамороженных на панелях-конденсаторах веществ и давление в барокамере по времени работы двигателя увеличивается. Поэтому нерасходный стенд должен иметь такой минимальный объем барокамеры, который бы обеспечивал время работы ЖРДМТ в непрерывном режиме не менее одной секунды с перерасширением рабочего тела в сопле, но без входа внутрь сопла косых скачков уплотнения. Это время позволяет измерить тягу ЖРДМТ и расходы компонентов топлива, а значит определить действительные удельные параметры двигателя. Для исследования теплового состояния ЖРДМТ требуется огневая работа двигателя в вакуумной камере при достаточно низком давлении более длительный период. В общем случае современный высотный огневой стенд для испытаний ЖРДМТ должен включать следующие системы: вакуумную; топливную; измерительную; управления агрегатами, системами стенда и ЖРДМТ; термостатирования ЖРДМТ и компонентов топлива; 62 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» автоматизации испытаний; электрическую; вентиляции; пневматическую; гидравлическую; нейтрализации компонентов, продуктов сгорания и сточных вод; противопожарную; безопасности испытаний, контроля и сигнализации; Системы вакуумирования огневых стендов отличаются большим разнообразием. В систему вакуумирования входят, как правило, несколько групп механических насосов, в том числе форвакуумные насосы для создания начального вакуума и основные насосы, обеспечивающие необходимое давление в барокамере. Для создания более низкого давления в вакуумной камере используются паромасляные молекулярные вакуумные насосы. Количество насосов определяется их производительностью. Насосы соединяются между собой и с барокамерой посредством вакуумпровода, в котором имеются вакуумные затворы и криогенные панели, охлаждаемые жидким азотом, предназначенные для поддержания низкого давления в вакуумной камере и окончательной очистки поступающих в вакуумные насосы газов. При необходимости выход рабочего тела из вакуумных насосов производится в устройство для дожигания продуктов неполного сгорания топлива. Огневые стенды испытаний ЖРДМТ имеют вытеснительные системы подачи топлива. Топливные системы состоят из баков для хранения компонентов топлива, магистралей подвода компонентов в двигатель, устройств наддува баков требуемым давлением вытеснения. В топливных и пневматических магистралях системы там, где это необходимо, устанавливают запорные вентили, пневмогидроклапаны, электрогидроклапаны, электропневмоклапаны, и обратные клапаны. Система вентиляции огневых стендов состоит из двух независимых видов вентиляции: приточной и вытяжной. Приточная вентиляция обеспечивает подачу свежего воздуха в кабину управления, вытяжная − удаление воздуха из бокса. Так создается требуемый перепад давления между кабиной управления и боксом, чтобы пары токсичных компонентов топлива и продукты сгорания не проникали из 63 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» бокса в кабину управления. Система вентиляции должна обеспечить требуемую кратность обмена воздуха в кабине управления и боксе. Измерительная система огневого стенда должна обеспечивать измерение основных параметров ЖРДМТ в непрерывном и импульсном режиме работы с погрешностью, не превышающую требуемую. Основным для ЖРДМТ является импульсный режим работы, когда минимальное время включения двигателя может составлять 0,025 с. Частота следования включений может доходить до 15 Гц. Для измерения быстропеременных по времени параметров ЖРДМТ таких как тяга двигателя, давление в камере сгорания, мгновенные расходы компонентов топлива и др. требуются измерительные устройства с высокими частотными характеристиками (малой постоянной времени). Система термостатирования ЖРДМТ и компонентов топлива необходима для получения экспериментальных параметров и характеристик двигателя при требуемых температурах из всего эксплуатационного температурного диапазона. Она нагревает или охлаждает двигатель и компоненты топлива до заданной температуры и поддерживает еѐ постоянной в течение времени испытания ЖРДМТ. Система нейтрализации компонентов, продуктов сгорания и сточных вод служит для обезвреживания паров токсичных компонентов топлива, продуктов их сгорания и воды, которую используют для душирования струи продуктов сгорания, обмывания наружных поверхностей баков, клапанов, уровнемеров и т.п. В системах стенда имеются агрегаты с ручным и дистанционным управлением. Агрегаты с ручным управлением используют при подготовке систем стенда к испытаниям. Агрегаты с дистанционным управлением можно включать вручную, индивидуально или отдельными группами, а также автоматически от системы автоматизации испытаний. Рассмотрим примеры существующих стендов для холодных и огневых испытаний ЖРДМТ, их систем и агрегатов. 3.2.1. Стенд для холодных испытаний ЖРДМТ Схема стенда для холодных испытаний ЖРДМТ представлена на рис. 16. Стенд включает в себя проливочную установку 1, вытяжной 64 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» шкаф 2, термовакуумные камеры 7, пневматический распределительный пульт 4 с подачей различных сжатых газов, технологическое оборудование со столами для проведения работ по подготовке к холодным испытаниям ЖРДМТ и его узлов, приточно-вытяжную вентиляцию 9. Этот стенд позволяет проводить следующие виды холодных испытаний двигателя : определять действительные расходные характеристики форсунок или смесительной головки, т.е. зависимости массовых расходов компонентов Рис. 16. Компоновочная схема стенда холодных топлива через испытаний ЖРДМТ: форсунку или 1 – проливочная установка; 2 – вытяжной шкаф; 3 – смесительную гостеллажи; 4 – пневматический распределительный пульт; 5 – сверлильный станок; 6 – технологические ловку от перепада столы; 7 – термовакуумные камеры; 8 – мойка; 9 – давления на них; приточно-вытяжная вентиляция настраивать ЖРДМТ на заданные номинальные расходы окислителя и горючего; фотографировать факел распыла на выходе из форсунки или смесительной головки ЖРДМТ; определять распределение расходонапряженности в факеле распыла форсунки и в поперечном сечении камеры сгорания на выходе из смесительной головки ЖРДМТ с помощью специальных ловушек; измерять в модельных условиях времена срабатывания электромагнитных клапанов окислителя и горючего ЖРДМТ; контролировать герметичность узлов и элементов ЖРДМТ; проверять на прочность ЖРДМТ, его узлы и элементы; 65 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» проводить технологические операции по подготовке ЖРДМТ к огневым испытаниям и после проведения испытаний, связанные с нейтрализацией оставшихся в полостях двигателя токсичных компонентов топлива, промывкой, проливкой и продувкой полостей двигателя с последующей их просушкой в термовакуумной камере. На рис. 17 изображена пневмогидравлическая схема проливочной установки. Рис. 17. Проливочная установка ЖРДМТ: ВН1…ВН8 – вентили; МН1…МН3 – манометры; РД1 – пневматический регулятор давления; РС1 – ресивер; Б1 – бак; Ф1 – гидравлический фильтр; Ф2 – пневматический фильтр; Ц1 – стеклянный цилиндр для сбора проходящей через двигатель жидкости; ВС1 – электронные весы Для подачи реальных компонентов или моделируемой жидкости к испытываемому объекту используется вытеснительная система подачи. Рабочим телом вытеснения являются сжатый воздух или азот. В качестве моделируемых жидкостей при холодных испытаниях ЖРДМТ применяются дистиллированная вода, водно-спиртовой раствор или другие жидкости. В состав проливочной установки входят бак с рабочей жидкостью, магистраль подвода жидкости из бака к форсунке или смесительной головке ЖРДМТ, система вытеснения жидкости из бака сжатым газом, запорная арматура, средства изме66 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» рения давлений, массы прошедшей через форсунку или смесительную головку жидкости и времени. 3.2.2. Стенды для огневых испытаний ЖРДМТ Расходный высотный стенд для огневых испытаний ЖРДМТ обеспечивает требуемое низкое давление в барокамере перед запуском и в процессе работы ЖРДМТ. Вакуумная система расходных стендов осуществляет непрерывную откачку продуктов сгорания из барокамеры при требуемой величине давления в ней. На таких стендах проводят испытания ЖРДМТ с целью измерения тяги на непрерывном режиме работы. При этом давление, создаваемое в вакуумной камере, должно обеспечить полное расширение рабочего тела в сопле без входа внутрь сопла косых скачков уплотнения. Система непрерывного вакуумирования барокамеры такого расходного высотного огневого стенда приведена на рис.18 . Необходимое давление на выходе из сопла ЖРДМТ 1 обеспечивается путем установки кормового сверхзвукового диффузора 2 и газовоздушного эжектора. В первой ступени эжектора 3 в качестве рабочего тела используется смесь воздуха с продуктами сгорания в нем горючего с температурой 1000...1200 К. Наряду с эжекцией происходит дожигание продуктов неполного сгорания топлива ЖРДМТ. Во вторую ступень эжектора 4 подается холодный воздух и при этом температура продуктов сгорания понижается до 700 К. По выходной трубе 5, оборудованной средствами шумоглушения, рабочее тело выводится в атмосферу. Охлаждение стенок кормового диффузора и камеры смешения первой ступени эжектора осуществляется водой, пропускаемой через тракт охлаждения этих элементов. Рабочее тело первой ступени эжектора 3 образуется при сгорании в воздухе горючего, подаваемого через форсунки 6. К форсункам воздух поступает из компрессора 8. Подача воздуха регулируется дроссельными заслонками 7. 67 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» 1 2 3 4 6 7 5 Топливо 8 Рис. 18. Схема системы непрерывного вакумирования: 1 – ЖРДМТ; 2 – диффузор; 3 – первая ступень эжектора; 4 – вторая ступень эжектора; 5 – труба выходная; 6 – форсунка; 7 – дроссельные заслонки; 8 – воздушный компрессор (вентилятор) В ряде случаев при испытаниях ЖРДМТ важно обеспечить низкое начальное давление в вакуумной камере не только перед запуском двигателя, но и при проведении длительных испытаний в непрерывных и импульсных режимах. При этом систему вакуумирования делают комбинированной на базе механических насосов и эжекторов (воздушных, газовых или паровых в зависимости от конкретных условий). Структурная схема такого вакуумного стенда с пароэжектором и механическими насосами приведена на рис.19. В горизонтальной цилиндрической вакуумной камере 20, состоящей из неподвижного днища и откатной цилиндрической части, располагается на станке испытуемый ЖРДМТ 19. Станок закреплен на днище камеры. Окислитель и горючее подаются к ЖРДМТ из баков, находящихся в герметичных шкафах 6 и 7, имеющих вытяжную вентиляцию. Снаружи днища вакуумной камеры расположены клапаны горючего 13 и окислителя 14. Для обезвреживания сточных вод, содержащих токсичные вещества, служит система нейтрализации, в которой возможность взаимодействия компонентов топлива исключена путем раздельного их слива и нейтрализации. Для обезвреживания сточные воды с примесью горючего и его производных пропускают через соответствую68 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» щие нейтрализирующие вещества (сточные воды из топливного шкафа 6 – через вентиль 11, из вакуумной камеры – через задвижку 21, из конденсатных баков – через вентили 29,30,31). Сточные воды собираются и нейтрализируются в двух независимо работающих емкостях 25 и 26. При проведении процесса нейтрализации в одной емкости вторая емкость служит сборником сточных вод. После окончания очистки сточной воды емкостей меняются. Очищенная вода сливается из емкостей через вентили 32 и 33. Промывочная вода из шкафа 7 окислителя через вентиль 12 поступает в фильтр 27, заполненный нейтрализующим веществом. Нейтрализованная вода сливается через вентиль 34. 1 2 3 4 5 6 В систему вентиляции 7 14 15 11 16 17 8 20 9 10 В систему вентиляции 22 28 23 30 13 19 18 24 25 29 12 26 27 31 32 33 34 21 35 Рис. 19. Структурная схема вакуумного стенда с пароэжектором и механическими насосами: 1,3,9 – конденсаторы кожухотрубчатые; 2,4,5,6,8 – ступени пароэжекторного насоса; 6,7 – шкафы горючего и окислителя; 10 – теплообменник; 11,12,17,29,30,31,32,33,34 – вентили; 13,14 – клапаны; 15 – задвижка; 16,22,23,24 – вентили вакуумные; 18 – вакуумопровод; 19 – ЖРДМТ; 20 – камера вакуумная; 21 – задвижка; 25,26 – емкости нейтрализационные; 27 – фильтр; 28 – бак конденсатный; 35 – насос механический При наземных испытаниях вакуумный вентиль 17 открыт, а весь воздухообмен в боксе идет через вакуумную камеру. При этом обеспечивается разбавление продуктов сгорания большим количеством воздуха и снижение их температуры до приемлемой для системы 69 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» вентиляции. Вакуумная камера в этом случае сообщается через задвижку 15 с системой вентиляции, а магистрали для вакуумирования перекрываются. Вакуумная система, состоящая из группы механических насосов 35, позволяет откачать воздух из вакуумной камеры до минимального давления 6...7 Па за 5...6 мин. Поскольку насосы не предназначены для откачки агрессивных сред, они отсоединяются от камеры вакуумным вентилем 16 после достижения в ней необходимого давления. Эвакуация продуктов сгорания ЖРДМТ, работающего при низком давлении окружающей среды в непрерывном или длительном импульсном режиме, осуществляется пароэжекторном насосом. Газы к насосу поступают по вакуумпроводу 18 и охлаждаются до температуры +50 0С в теплообменнике 10. Пароэжекторный насос имеет четыре последовательно работающие ступени 5, 4, 2, 8. После второй, третьей и четвертой ступеней насоса установлены кожухотрубчатые конденсаторы 3, 1 и 9, из которых конденсат собирается через вакуумные вентили 24, 23 и 22 в конденсаторном баке 28, имеющем соответственно три герметичных отсека. Несконденсировавшаяся смесь продуктов сгорания и пара уходит в систему вентиляции, которая при необходимости может быть оборудована дожигателем. Топливная система стенда, схема которой приведена на рис. 20 , позволяет подавать компоненты топлива под необходимым давлением в ЖРДМТ, производить очистку компонентов от газовых пузырей, осуществлять заправку компонентами магистралей стенда и полостей головки камеры ЖРДМТ, проводить отбор компонентов топлива для анализа и фильтрацию компонентов топлива, выполнять заправку расходного бака во время работы ЖРДМТ и слив топлива из баков в емкости топливохранилища после завершения испытаний. Управление работой элементов однотипных магистралей подачи горючего и окислителя топливной системы стенда осуществляется с пульта управления. В топливной системе стенда используются нормально закрытые пневмогидроклапаны, срабатывание которых осуществляется при подаче сжатого воздуха от электропневмоклапанов. Каждая система имеет бак 9 для хранения на стенде необходимого запаса компонента и небольшой расходный бачок 7 с уровнемеромрасходомером 8. Для наддува баков в системе хранения и подачи горючего используется газообразный сжатый азот, а для баков си70 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» стемы окислителя − сжатый воздух. Воздух является так же рабочим телом системы автоматики стенда и используется для выполнения вспомогательных технологических работ. Рис. 20. Топливная система стенда: 1…4, 6 – пневмоклапаны; 5 – ресивер; 7, 9 – расходные топливные бачки; 8 – расходомер-уровнемер; 10 – сильфонные расходомеры; 11…15, 17 – пневмогидроклапаны; 16 – вентиль; 18 – фильтр; 19 – ЖРДМТ Требуемое давления наддува баков компонентов топлива устанавливаются с помощью газовых редукторов, расположенных на пульте управления. Контроль давлений осуществляется по манометрам, находящимся на щитке перед оператором. Для поддержания постоянного давления наддува компонентов обе системы имеют ресиверы 5. Уменьшение давления в полостях над жидкими компонентами осуществляется посредством открытия дренажных пневмогидроклапанов 1 и 4. Заправки емкостей компонентами топлива и перекачка их из одних емкостей в другие осуществляется с помощью пневмогидроклапанов 1, 2, 3, 4, 11, 13, 14, 15. Ручные вентили 16 служат для подсо71 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» единения к стенду внешних топливных емкостей при заправке баков стенда или при полном сливе из них компонентов. Пневмогидроклапаны 6 и 12 обеспечивают работу сильфонных расходомеров 10. Пневмогидроклапаны 17 расположены в непосредственной близости от ЖРДМТ 19 (вне магистралей горючего и окислителя) и выполняют функции отсечных стендовых клапанов. В каждой из топливных магистралей предусмотрены также фильтры 18. Для контроля за работой пневмогидроклапанов на пульте выполнена мнемосхема, аналогичная приведенной на рис. 18, при срабатывании того или иного пневмогидроклапана загорается сигнальная лампочка. Иногда необходима вакуумная заправка топливных магистралей, уровнемеров и полостей головки камеры ЖРДМТ компонентами топлива. Для этого предусмотрены специальные краны, которые открываются перед заправкой и соединяют топливные полости с системой вакуумирования. После вакуумирования указанных полостей процесс заправки осуществляется одновременно обоими компонентами под низким давлением при открытых клапанах ЖРДМТ, Заправка прекращается после наступления устойчивой огневой работы ЖРДМТ. На стенде в некоторых случаях предусматривается возможность термостатирования компонентов топлива и ЖРДМТ, Методы термостатирования могут быть самые разные. Один из них, приведенный в , состоял в следующем. ЖРДМТ с герметизированными выводами от штепсельного разъема и первичных преобразователей давления и температуры крепится на съемном фланце вакуумной камеры внутри теплоизолированного контейнера. Там же расположены дополнительные топливные бачки. При захолаживании контейнер заливается до определенного уровня спиртом и по специальному трубопроводу, конец которого введен внутрь контейнера, в спирт вдувается жидкий азот. Такая схема обеспечивает быстрое и равномерное охлаждение предварительно заправленного ЖРДМТ и топливных магистралей. Регулированием подачи жидкого азота устройство позволяет выдерживать заданную температуру с точностью ± 1 ºС при охлаждении топлива и ЖРДМТ до −50 ºС. Для проведения испытаний при положительных температурах до + 50 ºС контейнер заливается водой, которая подогревается электрическим 72 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» нагревателем. Температура ЖРДМТ и компонентов топлива на входе в двигатель измеряются термопарами группы ХК. Стенды оборудуются также системами управления, измерения и регистрации параметров. 3.2.3. Автоматизированная система стендов Автоматизированная система стендов для испытаний ЖРДМТ обеспечивает: управление объектом исследования и системами стенда; измерение с требуемой точностью все необходимых параметров (тяги, импульса тяги, расходов компонентов топлива, давления в камере сгорания и др.); сбор и регистрация экспериментальной информации об испытуемом объекте; обработку, анализ и представление в требуемом виде результатов эксперимента в реальном времени. Рассмотрим пример реализации автоматизированной системы управления и информационного обеспечения для проведения испытаний ЖРДМТ на вакуумных огневых стендах с целью определения выходных, удельных и динамических параметров, а также статических и динамических характеристик ЖРДМТ в импульсных и непрерывных режимах работы, а также для обработки, анализа и представления результатов эксперимента в требуемом виде . При подготовке и в процессе испытаний рассматриваемая автоматизированная система обеспечивает выполнение следующих функций: управление работой ЖРДМТ по заданной циклограмме; управление работой гидравлическими и пневматическими электроклапанами пневмогидравлической системы стенда; проведение градуировок каналов для измерения параметров ЖРДМТ: тяги, расходов компонентов, давлений, температур и др.; сбор информации с измерительных каналов стенда при проведении испытаний и хранение информации на жестком диске; 73 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» обработка результатов измерений на компьютере в ходе испытаний и их представление в требуемой форме (в виде протоколов, характеристик, графиков и таблиц); формирование базы данных исследованных двигателей. Рассматриваемая автоматизированная система стенда позволяет осуществлять: регистрацию до 20 аналоговых сигналов в диапазоне –5…+5 В, или –0,5…+0,5 В; регистрацию до 20 дискретных сигналов с характеристиками: «0» –1…5 В, «1» –10…15 В; формирование до 50 управляющих дискретных сигналов в диапазоне 0…+30 В; частоту опроса измерительных каналов в среднем до 25 кГц на канал при специальных экспериментах за счет уменьшения числа измеряемых параметров – до 20 МГц/ канал; регистрацию до 50 значений температур испытуемого изделия, компонентов топлива и пр.; дискретность отсчета времени до 0,1 мс. На рис. 21 представлена структурная схема автоматизированной системы управления и информационного обеспечения исследований ЖРДМТ. Автоматизированная система включает в себя промышленный компьютер с адаптерами для формирования сигналов управления на испытываемый ЖРДМТ и клапаны пневмогидравлической системы стенда, а также сбора информации с измерительных каналов стенда. Для согласования сигналов с выходов адаптеров, установленных в компьютере, с сигналами управления клапанами ЖРДМТ и пневмогидравлической системы стенда установлены транзисторные ключи, которые обеспечивают необходимые токи и напряжения для включения клапанов при получении сигналов от компьютера. Основным устройством автоматизированной системы является промышленный компьютер. В состав компьютера входят дисплей, принтер, клавиатура и мышь. Электропитание компьютера осуществляется от блока бесперебойного питания. 74 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Рис. 21. Структурная схема автоматизированной системы управления и информационного обеспечения исследований Компьютер оснащен адаптером аналогового ввода-вывода типа A821-PGH, АЦП типа ISO-813 и двумя платами реле типа ARD2103. Адаптер аналогового ввода-вывода А821-PGH используется для формирования команд управления на испытываемый двигатель и для преобразования измерительных сигналов в цифровой код (АЦП) и ввода их в ЭВМ. Основные параметры адаптера: число вводимых аналоговых сигналов (АЦП) – 16; частота преобразования аналоговых сигналов в цифровой код – до 40 кГц/канал; диапазоны вводимых измерительных сигналов –5…+5 В, –0,5…+0,5В, –0,05…+0,05 В и –0,005…+0,005 В; погрешность преобразования – не более 0.1%; число выводимых аналоговых сигналов 1, диапазон напряжений –5…+5 В; 75 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» число выводимых дискретных сигналов типа TTL – 16; число вводимых дискретных сигналов – 16. Параметры модуля АЦП типа ISO-813, используемого для измерения температур: число каналов АЦП – 32; диапазон напряжений измерительных сигналов –5…+5 В; –2,5…+2,5В, –1,25…+1,25 В и –0,675…+0,675 В; частота преобразования – до 125 кГц/канал; погрешность преобразования – не более 0.1%. Параметры плат реле типа AR-D2103, используемых для управления гидро–, пневмоэлектроклапанами пневмогидравлической системы стенда: общее число реле, управляемых компьютером – 16; число реле с контактами, работающими на размыкание и замыкание – 4; число реле с контактами, работающими на замыкание – 12; ток через контакты реле – до 1 А, напряжение – до 110 В. Используемый промышленный компьютер позволяет расширять возможности автоматизированной системы путем установки в компьютер дополнительных блоков (адаптеров ввода-вывода, релейных и бесконтактных плат управления и пр.). Программное обеспечение системы работает в среде системы Windows, для выбора режимов работы программы и ввода данных используется современный интерфейс, вид формы программы на дисплее компьютера для одного из режимов ее работы приведен на рис. 29. В программное обеспечение автоматизированной системы входят следующие блоки: проведения калибровок аналоговых каналов, обработка результатов калибровки с использованием методов наименьших квадратов или кусочно-линейной интерполяции (по выбору оператора), оценка погрешностей градуировок; задание режимов работы ЖРДМТ и переменных для обработки результатов экспериментов; включения ЖРДМТ по заданной циклограмме, управление ПГС стенда в процессе испытаний; сбор, обработка и отображение информации о параметрах 76 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» объекта в темпе испытаний; создание баз экспериментальных данных. Рис. 22. Интерфейс программы на дисплее компьютера на режиме «Управление» Основные режимы работы программы следующие: режим «Файл» позволяет осуществлять действия с результатами ранее проведенных испытаний, найти соответствующие файлы, просмотреть результаты измерений в виде таблиц и графиков; режим «Настройка» позволяет задавать параметры двигателей, необходимые при обработке, параметры измерительных каналов, из этого же режима осуществляется вызов блока калибровки измерительных каналов; режим «Управление» (рис. 29) задает параметры для задания циклограммы работы двигателей, а именно − длительность работы и опережение или задержка включения модуля зажигания, задержки включения клапанов двигателя; режим «Протокол» позволяет выдать результаты обработки на принтер. 77 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» На экран дисплея одновременно выводятся до четырех графиков измеренных параметров, можно также вызвать любые другие регистрируемые параметры. Аварийное отключение двигателя заложено в программе. Общий вид автоматизированной системы управления и информационного обеспечения исследований ЖРДМТ, выполненный в рамках компьютерной стойки, представлен на рис. 30. Рис. 23. Общий вид автоматизированной системы управления и информационного обеспечения испытаний и исследований ЖРДМТ Некоторые возможности системы иллюстрируются протоколами испытаний ЖРДМТ при определении динамических и энергетиче- 78 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ских параметров ЖРДМТ и исследовании теплового состояния конструкции двигателя, представленными в таблице 2 и на рис. 31. Таблица 2. Протокол испытаний ЖРДМТ по определению динамических временных и удельных параметров двигателя в импульсном режиме работы Программа 15-11 Режим 6-111 Число включений ЖРДМТ - 5 Горючее: р вх =1,7МПА Твх=22°С Окислитель: р вх =3,6МПА Твх=22°С Мг=64.52г Уровнемер - 360 дел Δр= 0,0875 МПа; М о = 274,1 г № вкл вкл о.к г о.к о з.к г з.к о зв 0.9 - мс мс мс мс мс мс мс 1 57 10 19 13 20 50 55 2 57 10 19 13 20 41 46 3 57 10 19 13 20 41 45 4 57 10 19 13 20 42 46 5 57 10 19 13 20 41 46 № вкл пд имп Мг" Мо" Кm римп IУ - мс мс г г - МПа м/с 1 47 27 12,9 54,8 4,25 0,671 1364 2 46 33 12,9 54,8 4,25 0,653 1658 3 47 33 12,9 54,8 4,25 0,643 1658 4 45 33 12,9 54,8 4,25 0,658 1648 5 45 33 12,9 54,8 4,25 0,661 1658 79 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Режим 1803 РГ=16,5 ата ТГ=21°С LГ=37 РО=18,0 ата ТО=24°С ТВКЛ=0,515 сек РК=7,509 ата РШ=0,645 ата РГ=15,898 ата РКО=8,931 ата М’Г=13,010 г/сек М’ОК=37,511 г/сек М’ОЗ=8,781 г/сек М’ОΣ=46,292 г/сек М’Σ=59,301 г/сек М’ОΣ=46,292 г/сек Кmk=2,883 Кmз=3,558 GЗ=0,190 Рис. 24 Протокол испытаний ЖРДМТ при исследовании теплового состояния конструкции 3.3. Экспериментальное оборудование для исследований рабочего процесса ЖРДМТ Для более детального изучения различных стадий организации рабочего процесса ЖРДМТ с целью повышения их эффективности и надежности используют более тонкие экспериментальные методы исследований: оптические, химического анализа, тепловые и др. . В данном разделе рассмотрим вариант реализации стенда оптико-физических исследований рабочего процесса ЖРДМТ . 80 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Стенд оптико-физических исследований предназначен для исследований течения однофазных и двухфазных сред в ЖРДМТ и элементах их конструкций в модельных условиях. На стенде реализованы методы, позволяющие проводить экспериментальные работы по исследованию предпламенных процессов и воспламенения, процессов смесеобразования, сложных (пространственных) течений газа в камерах, соплах, сверхзвуковых струях и т.д. Компоновочная схема стенда оптико-физических исследований представлена на рис.25. Рис. 25. Компоновочная схема стенда оптико-физических исследований: 1 – лазер ЛГ-38 (ЛНГ-502); 2 – УИГ-12И; 3 – рабочее место для исследований жидкостных и газожидкостных объектов; 4 – УИГ-1М; 5, 12 – твердотельный рубиновый лазер и ЛГ-79; 6 – оптический блок ЛДА АВС; 7 – рабочее место для исследований газовых объектов; 8 – пульт управления воздухом высокого давления; 9 – пульт управления воздухом низкого давления; 10 – стойка приборов; электронный блок ЛДФФВС, система термоанемометрическая СТ-4; 11 – автоматизированная система На стенде имеются два рабочих места, одно из которых предназначено для исследования объектов на газообразном рабочем теле 7 (см. рис.25), а другое - для объектов на жидкостном и газожидкост81 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ном рабочих телах 3. Устройства крепления позволяют ориентировать объект исследования в пространстве и направлять поток (однофазный или двухфазный) в нужном направлении. Элементы рабочих мест обеспечивают: заданный диапазон изменения физических параметров; хранение, измерение параметров и подачу рабочих тел в объект; управление экспериментом в независимом режиме (визуализация, настройка и др. операции), а также в режиме синхронизации с системами лазерной диагностики и ряд других функций. Основу системы измерения стенда составляют лазерная аппаратура: голографические установки УИГ-1М, УИГ-12И и УГМ-1, лазерный доплеровский анемометр; аргоновый лазер ЛГН-502 и ряд гелий-неоновых лазеров; система термоанемометрическая СТ-4, а также стандартная аппаратура (датчики давления, температуры, усилий, моментов и др., преобразующие и регистрирующие приборы). Установка импульсная голографическая УИГ-1М предназначена для измерения параметров быстродвижущихся и изменяющих свою форму объектов и быстропротекающих процессов путем получения голограмм и голографических интерферограмм этих объектов и может быть использована при исследовании плазмы, гидро- и аэродинамических процессов, явлений, происходящих в веществе при распространении ударных волн, термодинамических явлений в потоках, процессов массо- и теплообмена, парообразования, распространения акустических волн в прозрачных средах и других нестационарных процессов. Установка включает в себя оптическую скамью с комплектом механических приспособлений для установки и юстировки оптических элементов, комплект оптики, состоящий из линз, зеркал, диффузоров, светофильтров и т.д. Универсальность механических приспособлений и оптических элементов, возможность удлинять оптическую скамью с помощью выдвижных штанг позволяют собрать практически любую оптическую схему. В установке УИГ-1М в качестве источника излучения используется импульсный одномодовый рубиновый лазер и оптические квантовые усилители, излучение с энергией до 0,5 Дж при длительности импульса излучения порядка 40-10-9 с с длиной волны 0,69 мкм. Система может работать в ждущем режиме и в режиме, когда иссле82 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» дуемый однократный быстропротекающий процесс начинается по сигналу, вырабатываемому блоком управления установки. В состав УИГ-1М входят: гелий-неоновый лазер ЛГ-52. используемый для юстировки, измеритель энергии лазерного излучения ИКТ-1М, преобразователь ФК-19 для измерения длительности и числа импульсов излучения, механические элементы для юстировки и набор оптических элементов для построения схем голографирования и фотосъемки, лазер ЛГ-38 для восстановления изображения с голограмм. Дополняют оптические возможности стенда системы УИГ-12И и УГМ-1. Установка УИГ-12И, обладая, в основном, достоинствами системы УИГ-1М, может быть использована в качестве лазерного интерферометра, т.к. рабочий стол защищен от воздействия внешних вибраций путем установки плиты на амортизирующие резиновые подушки, наполненные воздухом. Она предназначена для получения голограмм и интерферограмм прозрачных и отражающих, стационарных и медленно изменяющихся объектов, так же как установка голографическая малогабаритная. Система УГМ-1 состоит из сборной станины Т-образного сечения, держателей элементов оптической схемы, объекта и фотопластинки, закрепленных к ее вертикальной плите, и лазера, закрепленного к горизонтальному основанию. Благодаря вертикальному расположению рабочей плиты установка нечувствительна к влиянию внешних вибраций. Устройство для точного возвращения голограммы на место экспонирования позволяет производить измерения не только методом двойной экспозиции, но и в реальном времени. Оптические схемы для исследования фазовых и диффузно отражающих объектов имеют фиксированные положения для всех оптических элементов, что упрощает перенастройку и юстировку схем. Наличие такого набора разноплановых установок, укомплектованных необходимыми механическими и оптическими элементами, их расположение на стенде позволяет формировать исследуемые зондируемые поля развитыми как в горизонтальной, так и в вертикальной плоскостях, а также исследовать физические процессы как квазистационарные, так и быстропеременные, характерные для работы ЖРДМТ в непрерывном и импульсном режимах работы. 83 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Лазерный доплеровский анемометр предназначен для бесконтактного измерения вектора скорости потоков и применяется в гидро- и аэродинамических исследованиях. Основные технические характеристики: Размер регистрируемой области в плоскости, перпендикулярной голограмме, м …1 Размер регистрируемой области в плоскости, параллельной голограмме, м …0,2x0,2 Энергия импульса излучения, Дж, не менее…………………………………………0,5 Диапазон изменения задержки пускового импульса, мкс…….…………….50... 1000 Длительность импульса излучения, нс, не более……………………………………40 Габаритные размеры, м УИГ-1М(М) 4,5x0,82x1,52 УИГ-12И 3,0x0,8x1,5 УГМ-1 1,0x0,5x0,35 Разработанный диагностический комплекс для исследования пространственно сложных течений состоит из ЛДА АВС, служащего для формирования и приема сигнала, несущего информацию об объекте, анализа доплеровского сигнала и преобразования его в эффективное значение компонент скорости; автоматизированной системы обработки данных в реальном времени (АС) на базе компьютерной системы, воспринимающей сигнал, пропорциональный мгновенной скорости, ведущей обработку компонент пульсационной скорости, энергии турбулентности, формирующей массив исходных и выходных данных; генератора течений, реализующего исследуемое течение и создающего условия, необходимые для работы лазерного анемометра. 3.4. Методика обработки результатов испытаний Испытания ЖРДМТ дают большой объем информации по всем измеряемым параметрам. Эта информация может находится в зашифрованном виде: на осциллограммах, термограммах и в протоколах испытаний; в памяти ЭВМ, на компакт-диске или флешпамяти при использовании средств автоматизации испытаний; в машинных протоколах или распечатках в частично обработанном виде. 84 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Во всех случаях необходима полная обработка результатов испытаний и тщательный анализ этой первичной информации до аттестации двигателя по результатам испытаний. При испытании ЖРДМТ на непрерывных и импульсных режимах осуществляется измерение следующих параметров: тяги двигателя − реактивным силоизмерительным устройством (динамометром) тензометрического типа или активным силоизмерительным устройством индуктивного или тензометрического типа с регистрацией результатов измерения на светолучевом осциллографе и (или) в памяти ЭВМ; давления в камере сгорания − пружинным образцовым манометром с визуальной регистрацией показаний и электрическим манометром индуктивного типа с регистрацией показаний на светолучевом осциллографе и (или) в памяти ЭВМ; расходов горючего и окислителя − объемными расходомерами (штихпроберами) с визуальной регистрацией показаний; температур горючего и окислителя на входе в двигатель − хромель-копелевыми термопарами с визуальной регистрацией показаний на полуавтоматических потенциометрах; давлений компонентов топлива на входе в двигатель − пружинными образцовыми манометрами с визуальной регистрацией показаний и электрическими манометрами индуктивного типа с регистрацией показаний на светолучевом осциллографе и (или) в памяти ЭВМ; давления окружающей среды − барометром или вакуумметром, если испытания проводятся в барокамере с имитацией условий космического пространства, с визуальной регистрацией показаний; времени включения двигателя − электрическим секундомером с визуальной регистрацией показаний, отметчиком времени светолучевого осциллографа на осциллограмме и (или) электронным таймером ЭВМ. При испытании ЖРДМТ в импульсном режиме на осциллограмме и (или) в памяти ЭВМ регистрируются кроме перечисленных выше параметров ток и напряжение на электромагнитных клапанах. Параллельно измеряются: расходы компонентов, температура окислителя и горючего на входе в двигатель и давление окружающей 85 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» среды. При периодической метрологической аттестации измерительных приборов определяются градуировочные коэффициенты следующих средств измерения: тяги − Р; давления в камере сгорания − р к; расходов горючего − г и окислителя − ок. Известны или измерены до испытания на исследуемом ЖРДМТ площадь минимального сечения сопла Fм и площадь среза сопла Fа Значения параметров ЖРДМТ в непрерывных режимах определяются с использованием результатов измерений следующим образом: Тяга ЖРДМТ на земле при давлении окружающей среды рн Р Р lР, (38) где l Р − отклонение луча шлейфа тяги на осциллограмме Тяга ЖРДМТ в пустоте (39) Рп Р рн Fа, где Fа − площадь выходного сечения сопла. Давление в камере сгорания ЖРДМТ: ─ при измерении пружинным образцовым манометром на непрерывном режиме работы с визуальной регистрацией рк. уст. рк. уст. м К рн, (40) где рк. уст. м − избыточные давления в камере сгорания в делениях шкалы манометра, К − цена деления шкалы образцового манометра. ─ при измерении электрическим манометром с регистрацией показаний на светолучевом осциллографе на непрерывном и импульсном режимах работы рк рк l рк рн, (41) где l Р − отклонение луча шлейфа давления в камере сгорания на осциллограмме, р к − градуировочный коэффициенты давления в камере сгорания. 86 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Давление горючего и окислителя на входе в двигатель: ─ при измерении пружинным образцовым манометром на непрерывном режиме работы с визуальной регистрацией (42) pвх. г pвх. г. м pн, pвх. ок pвх. ок. м pн, (43) где pвх. г. м и pвх. ок. м − избыточные давления подачи горючего и окислителя соответственно, измеренные образцовыми манометрами; ─ при измерении электрическим манометром с регистрацией показаний на светолучевом осциллографе на непрерывном и импульсном режимах работы (44) pвх. г г lг pн, pвх. ок ок lок pн, (45) где lг, lок − отклонение лучей шлейфов давлений горючего и окислителя на входе в двигатель соответственно в камере сгорания на осциллограмме. Масса горючего и окислителя, выработанная ЖРДМТ за одно включение: (46) mг г lг г, где г − градуировочный коэффициент расходомера горючего, lг − разница уровней горючего по шкале расходоме- ра до и после включения двигателя, г − плотность горючего. mок ок lок ок, (47) где ок, lок и ок − те же величины, что и в уравнении (11), но относящиеся к окислителю и расходомеру окислителя. Плотности горючего (несимметричного диметилгидрозина) г и окислителя (азотного тетраоксида) ок, зависящие от температуры, могут быть взяты для требуемой температуры из приложения (табл. П1). Масса топлива, выработанного ЖРДМТ за одно включение 87 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» m mг mок. (48) Средние массовые расходы горючего и окислителя: m г mг вк, mок m ок вк (49) , (50) где вк − время работы ЖРДМТ на непрерывном режиме, представляющее собой интервал времени от момента подачи напряжения на управляющий электромагнитный клапан двигателя до момента снятия напряжения. Средний массовый расход топлива m mг mок вк m г m ок. (51) Фактическое (действительное) массовое соотношение компонентов m ок. m г Km (52) Коэффициент избытка окислителя ок Km , K mo (53) где K mo − стехиометрическое массовое соотношение компонентов. Для топлива НДМГ и АТ K mo =3,073. Расходный комплекс рк Fм, m (54) где Fм − площадь минимального сечения сопла. Характеристическая скорость в камере с 88 ро. м Fм с, m (55) Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» где ро. с − давление торможения в минимальном сечении m ид − коэффициент расхода сопла. сопла, с m Характеристическая скорость в камере и расходный комплекс связаны между собой соотношением (55) с с f c , где f ро. с рк и с ро. м ро. с − коэффициенты восстановления полного давления в камере сгорания и докритической части сопла соответственно. Удельный импульс тяги ЖРДМТ на земле и в пустоте соответственно Iу Р, m I у. п Рп, m (56), (57) Тяговый комплекс в пустоте K Рп I у. п Рп. рк Fм (58) Коэффициент тяги в пустоте KТ п I у. п Рп . ро. м Fм с с (59) Коэффициенты удельного импульса, характеризующие степень совершенства процессов в камере сгорания, сопле и ЖРДМТ Коэффициент полноты расходного комплекса , ид (60) где ид − идеальный расходный комплекс, определяемый термодинамическим расчетом. Коэффициент камеры сгорания к с с ид, (61) где с ид − идеальная характеристическая скорость в камере, определяемая термодинамическим расчетом. 89 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Взаимосвязь между коэффициентами и к определяется соотношением к с f c , (61) Коэффициент полноты тягового комплекса K P K Pп K Pп. ид, (62) где K Pп. ид − идеальный тяговый комплекс в пустоте, получаемый термодинамическим расчетом. Коэффициент сопла с KТ п KТ п. ид, (62) где KТ п. ид − идеальный коэффициент тяги в пустоте, получаемый термодинамическим расчетом (KТ п. ид = K Pп. ид). Коэффициент удельного импульса тяги ЖРДМТ I I у. п I у. п. ид к с K P . (63) Значения параметров ЖРДМТ на импульсных режимах с использованием результатов измерений определяются следующим образом: Временные динамические параметры ЖРДМТ определяются с помощью осциллограммы идентично по следующему общему алгоритму: (64) l , где − масштабный коэффициент времени, имеющий для каждой осциллограммы свое значение, l − длина отрезка на осциллограмме, соответствующая определяемому временному динамическому параметру. Масштабный коэффициент времени получается путем деления некоторого определенного интервала времени, отсчитанного по отметкам времени, к линейному размеру, занимаемому этим интервалом на осциллограмме. 90 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Масса горючего и окислителя, выработанные ЖРДМТ за одно короткое включение в серии включений одной длительности: mг г lг г 1 , n mок ок lок ок (65) 1 , n (66) где n − количество включений двигателя в серии одной длительности. Расходный комплекс в импульсном режиме вк пд Fм и вк р к 0 пд вк пд d вк пд m d m г 0 р Fм ок к d 0 вк пд m d d 0 Fм S р к m , (67) 0 где m mг mок − масса топлива, выработанного двигателем за одно включение; вк − время включения двигателя; пд − время останова двигателя; S − геометрическая площадь под графиком зависимости давления в камере сгорания ЖРДМТ по времени рк f на осциллограмме или на мониторе компьютера за одно включение двигателя в период времени от 0 до вк пд. Удельный импульс тяги в пустоте вк пд I у. п. и Р п 0 вк пд d m d S Р Р m (68) 0 или I у. п. и K Pп. и и, (69) где S Р − геометрическая площадь под графиком зависимости тяги в пустоте по времени Рп f на осциллограмме или на мониторе компьютера за одно включение двигателя в пе- 91 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» риод времени от 0 до вк пд; K Pп. и − тяговый комплекс в пустоте в импульсном режиме. Импульс тяги, создаваемый ЖРДМТ за одно включение, вк пд Iи Рп d K Pп Fм вк пд р к 0 d K Pп Fм S рк. (27) 0 Коэффициент полноты расходного комплекса в импульсном режиме . и и, ид (28) где ид − идеальный расходный комплекс, полученный термодинамическим расчетом . Значение идеального расходного комплекса при полученном в эксперименте коэффициенте избытка окислителя может быть взято из приложения (табл. П2) Коэффициент полноты тягового комплекса в пустоте на импульсном режиме K Pп. и K Pп. и K Pп. ид, (29) где K Pп. ид − идеальный тягового комплекса в пустоте, полученное термодинамическим расчетом . Значение идеального тягового комплекса при полученном в эксперименте коэффициенте избытка окислителя может быть взято из приложения (табл. П2) Коэффициент удельного импульса тяги в импульсном режиме (30) I. и . и K P . и. п 3.4. Экспериментальные статические и динамические характеристики ЖРДМТ и их анализ В разделе изложены основы методики проведения и получения экспериментальных характеристик ЖРДМТ и их сравнительный анализ с теоретическими характеристиками . 92 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» 3.4.1. Статическая характеристика ЖРДМТ по составу топлива Экспериментально характеристика ЖРДМТ по составу топлива может быть получена на высотном огневом стенде, разрежение в вакуумной камере которого обеспечивает безотрывное течение продуктов сгорания в сопле. Для получения характеристики по составу топлива проводятся от 4 до 6 огневых пусков ЖРДМТ продолжительностью (1...5) с. Изменение коэффициента избытка окислителя ок обеспечивается варьированием давлений компонентов топлива на входе в двигатель рвх. г и рвх. ок от номинального значения. При этом заранее подбираются значения давлений рвх. г и рвх. ок, обеспечивающие в задан- ном диапазоне примерное равенство давления в камере сгорания рк (тяги) в каждом пуске. В процессе испытаний с помощью методов, описанных в разделе 3.3 данного пособия, на каждом режиме производится измерение тяги, расходов компонентов топлива, давления в камере сгорания, давления в вакуумной камере, продолжительности включения двигателя. При обработке результатов эксперимента значения параметров работы двигателя приводятся к пустотным условиям. В случае отклонения давления рк от значения, полученного при номинальном коэффициенте избытка окислителя ок, для определения зависимости Рп f ( ок) необходимо экспериментальное значение пустотной тяги Рп на данном режиме скорректировать согласно выражению Рп Рп pк, где штрих обозначает параметр, pк полученный при отклонении рк от номинального значения. Влияние отклонений рк на значение удельного импульса тяги Iу П мало, поэтому при рассмотрении характеристики его можно не принимать во внимание. Сравним идеальную и реальную характеристику ЖРДМТ по составу топлива. 93 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Для ЖРДМТ типично значительное уменьшение величины удельного импульса тяги, причем вид зависимости I у. п f ( ок) индивидуален для каждого типа двигателя. Для ЖРДМТ характерно существенное (по сравнению с идеальным случаем) снижение эффективности процессов как в камере сгорания, так и в сопле. При этом коэффициент камеры сгорания может изменяться в весьма широких пределах: к = 0,70... 0,95; возможный диапазон изменения коэффициента сопла более узок - c =(0,85 ... 0,95). C уменьшением размерности ЖРДМТ значения коэффициентов к и c обычно снижаются. Показатели эффективности процессов в камере ( к, c) у ЖРДМТ значительно ниже, чем у ЖРД больших тяг. Причиной снижения коэффициента к являются, прежде всего, крупномасштабная неравномерность соотношения компонентов в поперечном сечении камеры, а также относительно низкая полнота сгорания топлива из-за малого пути турбулентного смешения. Необходимо отметить, что при отклонении коэффициента ок от номинального значения коэффициент к обычно несколько уменьшается из-за изменения условий смесеобразования компонентов, в частности для самовоспламеняющихся жидких компонентов топлива жидкофазного смешения компонентов. Снижение коэффициента с объясняется в основном существенной химической неравновесностью процесса расширения рабочего тела (процесс близок к «замороженному») и высоким уровнем потерь на трение из-за низких чисел Rе, характерных для сопел ЖРДМТ. При этом вид зависимости K Рп f ( ок) может резко отличаться от идеального случая из-за несоответствия реального состава рабочего тела на входе в сопло составу, принимаемому в термодинамическом расчете. В то же время в ЖРДМТ имеются возможности увеличения I у. п, которые, прежде всего, связаны с улучшением полноты сгорания и повышением коэффициента к за счет улучшения системы смесеобразования и использования камер сгорания из тугоплавких мате94 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» риалов. Повышение же коэффициента сопла с даже при выборе оптимальной степени расширения Fa лимитировано из-за действия чисто физических факторов. Зависимость Pп f ( ок) , полученная в эксперименте, обычно гораздо меньше отличается от идеальной, чем соответствующая зависимость для удельного импульса. Это объясняется отсутствием влияния полноты выделения тепла в камере сгорания ( к) на тягу при данном давлении рк. Разница между идеальными и реальными значениями тяг ЖРДМТ обусловлена только влиянием коэффициентов с f ( ок) и с < 1,0. 3.4.2. Статические дроссельная и высотная характеристики ЖРДМТ Дроссельная характеристика ЖРДМТ может быть получена экспериментально как на высотном, так и на наземном огневом стенде. Проведение наземных испытаний гораздо проще и требует существенно меньших затрат времени, в то же время качественно получаемые результаты идентичны. Однако вследствие относительно низких давлений в камерах сгорания ЖРДМТ (рк = (5 ... 15) ∙105 Па) необходимо, чтобы сопло испытуемого двигателя имело малую геометрическую степень расширения Fa , что обеспечивает безотрывное течение продуктов сгорания. Для снятия дроссельной характеристики ЖРДМТ выполняется от 4 до 6 огневых пусков двигателя при различных расходах топлива в заданном диапазоне изменения тяги. Удобнее проводить пуски при одинаковых в обеих магистралях давлениях компонентов на входе в двигатель (рвх. г рвх. ок). При этом требуемое соотношение компонентов обеспечивается предварительной настройкой двигателя. В процессе испытаний с помощью методов, описанных в разделе 3.3, измеряются: тяга, расходы и температура компонентов топлива, давление в камере сгорания, давление окружающей среды, продолжительность включения двигателя. По полученным данным для каждого режима работы двигателя определяются секундные массо95 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» вые расходы компонентов и топлива, коэффициент избытка окислителя, удельный импульс тяги, давление в камере сгорания и, в случае необходимости, - расходный и тяговый комплексы. Результаты прямых измерений тяги и эти данные достаточны для построения дроссельной характеристики конкретного ЖРДМТ. При этом на основании проведенных испытаний дроссельная характеристика может быть найдена для всего возможного диапазона высот полета от Н = 0 до Н= (соответственно от давления окружающей среды, равного атмосферному, до давления, равного нулю). Для определения высотной характеристики исследуемого двигателя не требуется дополнительных экспериментов. Экспериментальное определение характеристик ЖРДМТ с соплом, имеющим обычную для таких двигателей степень расширения (Fa = 30...160), необходимо выполнять на высотном стенде. Методика проведения таких испытаний аналогична описанной выше. Рассмотрим, насколько теоретическая дроссельная характеристика ЖРДМТ, которая рассчитывается при ряде принятых допущений, соответствует экспериментальной. Расчет теоретической дроссельной характеристики конкретного двигателя осуществляется с учетом параметров его работы в какойлибо точке экспериментальной характеристики. Принимаем за исходные для расчета параметры двигателя (тягу, удельный импульс, расходный комплекс, давление в камере сгорания), полученные при максимальном расходе. Тогда по уравнениям (19) и (20) можно вычислить значения постоянных А, В и С. Затем, используя те же уравнения и изменяя значения давления рк, определяется теоретическая дроссельная характеристика двигателя. Типичные теоретическая и экспериментальная дроссельные характеристики ЖРДМТ для Н = 0 и Н = приведены на рис. 26. Из рис. 26 видно, что экспериментальные значения удельного импульса существенно меньше расчетных, особенно в области низких значений давления рк. При изменении секундного расхода топлива в (2...3) раза эти различия могут составлять (10...30)%, что объясняется падением значений коэффициента к при уменьшении давления в камере сгорания, тогда как коэффициент сопла c оста96 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ется практически постоянным. Снижение эффективности процессов преобразования топлива в камере сгорания связано, прежде всего, с уменьшением перепада давления на форсунках двигателя pф и соответственно скорости впрыска топлива. Это приводит к ухудшению процессов распыливания и перемешивания топлива. Кроме того, низкое давление, характерное для камер сгорания ЖРДМТ, отрицательно сказывается на скорости процессов, определяющих собственно горение топлива. P 8 1 Н= 8 Iу Н= Н=0 a рк.max 2 рк рк.min б Н=0 рк.max рк Рис. 26. Сравнение экспериментальной и теоретической дроссельных характеристик: а − изменение тяги; б − изменение удельного импульса; 1 − теоретическая характеристика; 2 − экспериментальная характеристика Однако, несмотря на различия в удельном импульсе тяги, расчетные и эмпирические зависимости тяги от давления pк совпадают (рис.26, а) . Учитывая, что при дросселировании K Р П const , получаем, что тяга прямо пропорциональна давлению в камере сгорания независимо от изменений коэффициента k f (pk) . Это обусловлено тем, что ухудшение процессов в камере сгорания одинаково сказывается и на тяге, и на давлении рк. Если же построить зависимости тяги от расхода топлива или давления компонентов на входе в двигатель (рвх. г рвх. ок). как это часто делается 97 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» для ЖРДМТ, то расхождение между экспериментальными и расчетными данными будет таким же, как и для удельного импульса тяги. В отличие от дроссельной характеристики, теоретическая и экспериментальная высотные характеристики совпадают, т.е. для определения высотной характеристики двигателя (при безотрывном те const и ок const) достаточно иметь эмчении газа в сопле, m пирические данные только при одной высоте полета (при одном значении давления окружающей среды). Пример дроссельной характеристики серийного двухкомпонентного ЖРДМТ 11Д428АФ-16 разработки и производства ФГУП НИИМАШ , работающего на компонентах топлива НДМГ и АТИН и имеющего номинальную тягу 123,5 Н, показан на рис. 3.71, в виде зависимости тяги в пустоте от входного давления компонентов топлива в двигатель. ЖРДМТ 11Д428АФ-16 предназначен для использования в составе двигательной установки возвращаемого аппарата, используемого в международной программе "ФобосГрунт". Рис. 27. Зависимость тяги в пустоте ЖРДМТ 11Д428АФ-16 от входного давления Другие основные технические параметры данного двигателя приведены в таблице 3. 98 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Таблица 3 Основные технические параметры ЖРДМТ 11Д428АФ−16 Компонент, горючее/окислитель Соотношение компонентов Номинальная тяга, Н Удельный импульс тяги в непрерывном режиме НДМГ/АТИН 1,85±0,05 123,5 при 3002 Fa =157, м/с Номинальное давление на входе, МПа Максимальное давление на входе, МПа Минимальное давление на входе, МПа Минимальный импульс за включение, Н·с Время включения, с Максимальная длина, мм Максимальная масса, кг Максимальный диаметр сопла, мм Геометрическая степень расширения сопла Ресурс по времени включений, с Количество включений Рабочее напряжение, В 1,47 1,57 1,37 2,45 0,030...2000 372 1,9 157,4 157 50 000 500 000 27 3.4.3 Динамические характеристики ЖРДМТ в импульсном режиме работы Исследования ЖРДМТ проводятся с целью определения как динамических свойств электроклапанов, так и показателей динамического совершенства камеры сгорания, а также для выявления практических возможностей улучшения эффективности преобразования топлива в импульсных режимах работы вообще и, в частности на менее экономичных режимах одиночных включений. Интервалы времени, характеризующие динамические свойства двигателя (см. рис. 9) определяются с помощью автоматизированной системы сбора и обработки экспериментальных данных (см. раздел 3.4). Значения времени О. К и З. К характеризуют быстродействие топливных электроклапанов соответственно при открытии и закрытии. Их величины, полученные в эксперименте, используются для 99 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» уточнения таких конструктивных параметров электроклапанов, как сила действия пружины, прижимающей клапан к седлу, площадь контакта клапанной пары, мощность электромагнита и т. д. Изменения в конструкцию электроклапанов вносятся до тех пор, пока не будут выполнены заданные требования по быстродействию клапанов. В зависимости от полученного значения К принимаются конструктивные меры по уменьшению объемов заклапанных полостей форсуночной головки ЖРДМТ. Форма импульса определяется значениями 0,9 и 0,1 , по мере уменьшения которых импульс приближается к прямоугольному, наилучшему с точки зрения эффективности функционирования ЖРДМТ в системе управления пространственным положением космического аппарата. Уменьшение 0,9 и 0,1 представляет сложную задачу, которая решается в основном с помощью конструктивных мероприятий: уменьшение заклапанных полостей, подбор соотношения между объемом камеры сгорания и площадью минимального сечения сопла, выбор типа и параметров форсунок и т. д. Задержка воспламенения зв ухудшает не только динамические показатели камеры сгорания и двигателя, но и снижает его экономичность. Поэтому уменьшение зв является одной из главных задач экспериментальной доводки ЖРДМТ. Для двухкомпонентных ЖРДМТ на самовоспламеняющемся топливе величина зв определяется в основном системой смесеобразования в камере сгорания. Время включения ЖРДМТ ВК и открытого состояния электроклапанов КЛ определяет величину создаваемого импульса, массовый расход топлива за одно включение и, следовательно, экономичность двигателя I y ОД. Зависимость I y ОД от КЛ или от вк представляет регулировочную характеристику ЖРДМТ, причем время вк используется для аттестации двигателя, прошедшего доводку и принятого к эксплуатации в системе управления положением аппарата в пространстве. Время же кл удобнее использовать в качестве параметра на этапе экспериментального совершенствования двигателя в процессе доводки. 100 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» В качестве примера характеристик в импульсном режиме работы на рис. 3.72 и рис. 3.73. показаны соответственно зависимости импульса тяги и удельного импульса тяги серийного ЖРДМТ 11Д428АФ-16 от длительности электрической команды. Рис. 3.72. Зависимость импульса тяги ЖРДМТ 11Д428АФ-16 от длительности электрической команды вк Рис. 3.73. Зависимость удельного импульса тяги ЖРДМТ 11Д428АФ-16 от времени включения вк 101 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Библиографический список 1.Алемасов, В.Е. Теория ракетных двигателей: учебник для студентов втузов / В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин; под редакцией В.П. Глушко.– М.: Машиностроение, 1989.– 464 с.: ил. 2. Добровольский, М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования: учебник для вузов / М.В. Добровольский. 2-е изд., перераб. и доп.; под ред. Д.А. Ягодникова.– М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2005.– 448 с.: ил. 3. Салич, В.Л. Жидкостные ракетные двигатели малой тяги: учебное пособие / В.Л. Салич, А.А. Шмаков, С.Д. Ваулин.– Челябинск: Изд-во ЮУрГУ, 2006. – 52 с.: ил. 4. Мелькумов, Т.М. Ракетные двигатели / Т.М. Мелькумов, Н.И. МеликПашаев, П.Г. Чистяков, А.Г. Шиуков.– М.: Машиностроение, 1976. – 399 с.: ил. 5. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. /Под ред. В. М. Кудрявцева. – М.: Высшая школа, 1983. – 704 с.: ил. 6. Сточек, Н.П. Гидравлика жидкостных ракетных двигателей / Н.П. Сточек, А.С. Шапиро.– М.: Машиностроение, 1978. – 128 с.: ил. 7. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей: учебник для студентов по специальности «Авиационные двигатели и энергетические установки» / Г.Г. Гахун, В.И. Баулин, В.А. Володин и др.; Под общ. ред. Г.Г. Гахуна.– М.: Машиностроение, 1978, 1989.– 424 с.: ил. 8. Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания. Справочник в 10 т. / Под ред. акад. В.П. Глушко. – М.: ВИНИТИ АН СССР, 1971–1979. 9. Шевелюк, М.И. Теоретические основы проектирования жидкостных ракетных двигателей / М.И. Шевелюк,– М.: Оборонгиз, 1960. 10. Штехер, М.С. Топлива и рабочие тела ракетных двигателей. / М.С. Штехер, М.: Машиностроение, 1976.– 301 с. 11. Егорычев, В.С. Топлива химических ракетных двигателей: учебное пособие / В.С. Егорычев, В.С. Кондрусев.– Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2007.– 72 с. : ил. 12 Фахрутдинов, И.Х. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива: учебник для машиностроительных вузов / И.Х. Фахрутдинов, А.В. Котельников.– М.: Машиностроение, 1987.–328 с.: ил. 13. Проектирование форсунок системы смесеобразования ЖРД: метод. указания к курсовому проектированию /сост. В.С. Кондрусев, В.Е. Годлевский, Л.Я. Шумихина.– Самара: САИ, 1992.– 52 с.: ил. 14. Распыление жидкостей / Ю.Ф. Дитякин, Л.Я. Клячко, Б.В. Новиков, В.И. Ягодкин.– М.: Машиностроение, 1977.– 207 с.: ил. 15. Егорычев, В.С. Проектный расчет двухкомпонентной центробежной эмульсионной форсунки / В.С. Егорычев // Проблемы и перспективы развития двигателестроения: Материалы докладов междунар. науч.-техн. конф. 24-26 июня 2009г.–В 2 ч. Ч.1.– с. 151…152.– Самара: СГАУ, 2009.– 266 с.: ил. 16. Заботин, В.Г. Характеристики ЖРД: учебное пособие / В.Г Заботин, В.С. Кондрусев, В.Е. Нигодюк. – Куйбышев: КуАИ, 1981. – 91 с.: ил. 102 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» 17. Жуковский, А.Е. Испытания жидкостных ракетных двигателей: учебник для студентов авиационных специальностей вузов / А.Е. Жуковский, В.С. Кондрусев, В.В. Окорочков. 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1992.– 352 с.: ил. 18. Экспериментальный комплекс «Научно-исследовательского центра космической энергетики» / Научно-исследовательский центр космической энергетики. – Самара: СГАУ, 2008. - 66 с.: ил. 19. Заботин, В.Г. Теплотехнические измерения в двигателях летательных аппаратов: учебное пособие / В.Г Заботин, А.Н. Первышин. – Куйбышев: КуАИ, 1990. – 67 с.: ил. 20. Рыжков, В.В. Автоматизированная система управления и информационного обеспечения исследований жидкостных ракетных двигателей малой тяги / В.В. Рыжков, Ю.С. Ивашин, А.Ю. Ивашин, Э.Ю. Петрунин // Вестник СГАУ. Сер. Проблемы и перспективы развития двигателестроения. – 2003. - 4.2. – С. 38-44. 21. Теория и техника теплофизического эксперимента: учебное пособие для вузов / Ю.Ф. Гортышев, Ф.Н. Дресвянников, Н.С. Идиатуллин и др.; Под ред. В.К. Щукина. – М.: Энергоатомиздат, 1985. – 360 с.: ил. 22. http://niimashspace.ru 103 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Егорычев Виталий Сергеевич, Сулинов Александр Васильевич Жидкостные ракетные двигатели малой тяги и их характеристики Электронное учебное пособие Самарский государственный аэрокосмический университет 443086, Самара, Московское шоссе, 34.
