Меню

Давление в камере сгорания для ракетного двигателя

Раптор — рекорд не засчитан.

Раптор не установил рекорда. И рекордсмен даже не РД-180. Так какому ракетному двигателю принадлежит рекорд давления в камере сгорания?

7 февраля 2019 года Илон Маск опубликовал следующее сообщение:

«Сегодня Raptor достиг отметки 268,9 бара, это превосходит предыдущий рекорд, удерживаемый великолепным российским РД–180. Отличная работа команд инженеров и тестировщиков SpaceX»

Запомним два посыла:
По мнению Маска рекорд давления ранее принадлежал РД-180.
Илон Маск заявляет, что рекорд РД-180 превышен, т.к. Раптор достиг давления 268,9 бар (265,38 атмосфер).

Испытания двигателя Раптор.

4 февраля 2019 года
Обратите внимание на продолжительность испытания.
Испытание продолжалось 2 секунды при давлении 170 бар, достигнута тяга 116 тс (1137 кН), что составляет 60 % от номинального значения

7 февраля 2019 года проведено очередное огневое испытание с использованием «теплых» компонентов топлива, после которого Илон Маск сообщил, что двигатель подтвердил проектную мощность, достигнув уровня тяги в 172 тс (1686 кН) при давлении в камере сгорания 257 бар (25,7 МПа).

«Подтвердил проектную мощность» — можно ожидать, что проработал какое то время на проектной мощности. Вопрос — как долго?

И седьмого же февраля 2019 года Илон Маск сообщает — рекорд РД-180 превышен, т.к. Раптор достиг давления 268,9 бар (265,38 атмосфер).

Ну что же, давайте проанализируем приложенный график.

Рассмотрим внимательно график давления.

Формат отображения времени согласно ISO 8601 hh:mm:ss.sss , hh — часы, mm — минуты, ss до точки — секунды, .sss после точки — десятые, сотые, тысячные секунды.

Обратим внимание на подписи линии абсцисс, там есть следующие значения: 10.56 . 10.60 . 10.64 . 10.68 . 10.72 . 10.76

На графике давление выше 267 (RD-180) начинается с «10.71» и заканчивается на «10.75».

Зафиксированное время давления более 267 атмосфер по этому графику не превышает 4 сотых секунд , т.е. не более 0,04 секунды. И далее обрывается. Что само по себе может означать аварийный останов.

Для сравнения моргание человеческого глаза длится от 0,05 — 0,075 секунды.

Пики на данном графике вероятнее всего указывают на неустойчивость различных рабочих процессов: самопроизвольные неуправляемые колебания давления, скорости процессов, температуры газа и жидкостей и прочего. Обычно сначала возникает участок развития колебательного процесса длительностью 0,01…0,02 секунды, затем существует участок автоколебаний, т.е самоподдерживающихся нелинейных периодических колебаний примерно постоянной амплитуды, что проявляется вибрациями и приводит в конечном счете к механическому разрушению конструкций, локальным оплавлениям стенок, нестабильности тяги.

Если говорить о достижениях, то достижением стоит назвать усредненное давление которое продлится хотя бы с десяток секунд. Но практический смысл имеют значения удерживаемые в течение хотя бы минут.

Перейдем к заявления разработчиков РД-180 и экспертов.

Создатель двигателя РД-180, академик РАН Борис Каторгин:

«Данных для оценки этого заявления очень мало. Для начала надо ответить на вопросы: в какой камере была получена тяга, какая размеренность у камеры, насколько процесс горения устойчив «

Также необходимо знать, как камера охлаждалась при таких высоких тепловых потоках, а также отработала ли она один полетный ресурс или несколько.

«Только после получения этих показателей можно давать оценки результатам. «

Академик Борис Каторгин замечает, что не ясно насколько устойчив процесс — есть ли пульсации, нестабильности или другие негативные процессы. И самое главное — насколько длительным был замеряемым процесс? И продолжались ли обсуждаемые показатели в течение хотя бы одного заявленного ресурса двигателя?

Генеральный директор «КосмоКурса» Павел Пушкин:

« Для метанового двигателя реализуются более мягкие температурные параметры при том же давлении, что в кислородно-керосиновом РД-180. Температура в метановом двигателе пониже будет, помягче тепловые нагрузки. Даже если бы сделали керосиновый двигатель с таким давлением, это вопрос технической реализации: кто лучше-хуже. .

Если там высокое давление, то это может быть ненадежно, и двигатели при полном цикле испытаний начнут отказывать. Пока информации недостаточно»

Павел Кушинин замечает, что заявлять о достижении метанового двигателя над кислородно-керосиновом несколько не корректно так как метановый двигатель испытывает меньшие тепловые нагрузки.
И отмечает, что показателем служит лишь длительные значения показанные в полном цикле испытаний, за весь проектируемый срок работы двигателя. Т.е. если двигателю назначено работать, к примеру, 1000 секунд при таком давлении, то он должен отработать именно столько, а не меньше.

Главный конструктор НПО «Энергомаш» Петр Левочкин:

«Компания SpaceX создает двигатель Raptor на компонентах кислород и мета н или как принято в российской классификации — схема «газ-газ» . В подобного рода схемах такой уровень давления в камере сгорания не является чем-то выдающимся — в своих разработках для данных схем мы закладываем уровень давления в камере более 300 атмосфер.

А сам параметр давление в камере не является выходной характеристикой двигателя, такой как тяга и удельный импульс.

Однако, господин Маск, не будучи техническим специалистом, не учитывает, что в двигателе РД-180 для ракеты-носителя Atlas используется совершенно другая топливная схема — «кислород-керосин», а это иные параметры работы двигателя. Это как сравнивать дизельный и бензиновый двигатель внутреннего сгорания.

А если учитывать то, что «Энергомаш» сертифицировал двигатель с 10% запасом, то давление в камере сгорания РД-180 — выше 280 атмосфер.

Несмотря на то, что наши компании являются конкурентами, мы как инженеры приветствуем первые успехи коллег из компании SpaceX в области ракетного двигателестроения. Действительно, при разработке двигателя Raptor американские инженеры вышли на рекордный для себя уровень по давлению в камере. Это свидетельствует о достаточно высоком уровне разработок и производственных процессов в компании SpaceX».

Петр Левочкин сообщает, что сравнивать двигатели не корректно по причине различных применения различных по характеристикам топлива.

Читайте также:  Как проверить давление топлива в рампе без манометра

РД-180 может отработать назначенный ресурс при давление свыше 280 атмосфер (более 283 бар), так как был на такое давлении сертифицирован.

Циклограмма испытаний РД-180

Полученные значения на испытаниях РД-180 выше значений ТЗ. Продолжительность работы на максимальных значениях более 170 секунд.

РД-180 может отработать назначенный ресурс при давление свыше 280 атмосфер (более 283 бар).
Раптор в пике показал 265,38 атмосфер на протяжение не боле 0,04 секунд. Очевидно, что для Илона Маска такое событие является значимым. Но с точки зрения специалистов достигнутое давление, длящееся столь короткое время, не является значимым с точки зрения эксплуатации, и является лишь рабочим моментом в разработке нового двигателя.

Так какому же ракетному двигателю принадлежит рекорд давления в камере сгорания?

Не для всех известных ракетных двигателей разработанных в России и СССР указаны характеристики, как и не для всех указано давление в камере сгорания, т.к. это давление не сильно коррелирует с главными характеристиками. Однако известно о двигателе РД-701

РД-701

Трёхкомпонентные ЖРД многоразового применения.

Рабочие характеристики для 25 кратного применения:
Тяга в вакууме : 1-ый режим: 408 тс (4 001 кH), 2-ой режим: 160 тс(1 569 кН)

Удельный импульс в вакууме: 1-ый режим: 415 сек, 2-ой режим: 460 сек.
На уровне моря : 330 сек.

Давление в камере сгорания: 1-ый режим (Керосин-кислород): 306 кгс/см2 (296,16 атм. или 300.08 бар) , 2-ой режим (водород-кислород): 153 кгс/см2 (148,08 атм.)

Начало разработки 1980, в середине 80-х прошел стендовые испытания, предназначался для воздушно-космической системы МАКС, многоразовый челнок с топливным баком должен был стартовать на высоте боле 8 км с АН-225 «Мрия».

РД-701 ракетный двигатель с подвижной насадкой на сопло, позволявшей переводить его из атмосферного режима в вакуумный. И единственный реально построенный трехкомпонентный двигатель кислород/керосин/водород

Для того чтобы новый двигатель можно было использовать для одноступенчатой ракеты, была разработана конструкция раздвижного сопла из композиционных материалов. В стартовом положении нижняя обечайка колокола сопла поднята наверх, а после перехода двигателя на второй режим(работа в вакууме) обечайка сопла опускается в нижнее положение и тем самым удлиняет сопло.

Двигатель прошел не менее 50 огневых испытаний с полным подтверждением характеристик. Что открывало дорогу для применения на возвращаемой одноступенчатой ракете.

Программа МАКС закрыта 1988 году, а двигатель РД-701 в начале 90-х выставлялся на экспорт вместе с РД-170, и РД-180. И было подписано несколько соглашений о сотрудничестве и продаже данных двигателей, известно о договорах с компаниями США и Канады.

РД-701, вырезка из американского журнала.

С 1994 года специалисты «Энергомаша» по заказу американцев разрабатывали проект многоразового двигателя для системы с вертикальной посадкой, но потом Штаты отказались от услуг российских двигателестроителей и засекретили результаты работ.

Сравнение РД-701 и Raptor

Характеристики РД-701 подтверждены испытаниями. Двигатели выставлялись на продажу были подписаны соглашения как минимум с США и Канадой. Энергомаш сотрудничал с представителями США, и выполнял по их заданиям конструкторские работы. Результаты работ засекречены американской стороной.

Заявленные заявления о характеристиках двигателя Raptor в процессе проектирования в течение 2012 — 2017 годов менялись в широком диапазоне, от высокого значения целевой пустотной тяги в 8 200 кН до более поздней, гораздо более низкой тяги в 1 900 кН. С 2018 года ожидается, что рабочий двигатель будет иметь удельный импульс 380 с в пустоте и 330 с у земли.

На данный момент, насколько можно судить по твитеру И. Маска, Раптор не является законченным двигателем, его характеристики не подтверждены ресурсными испытаниями.

Читайте также:  Измерение артериального давления прямым способом

Подведем итоги.

По мнению Маска рекорд давления ранее принадлежал РД-180.

Нет. Рекорд давления в камере сгорания среди двигателей с объявленными характеристиками принадлежит РД-701.

Илон Маск заявляет, что рекорд РД-180 превышен, т.к. Раптор достиг давления 268,9 бар (265,38 атмосфер).

Раптор находится на стадии разработки, и не проходил ресурсных испытаний. Раптор в одном из испытаний достигал давления 268,9 бар в интервале 0,04 секунд. РД-180 сертифицирован с 10% запасом, т.е. более 280 бар, и может отработать назначенное время.

Знал ли Маск о РД-701?
Скорее всего знал, т.к. с 90-х годов в США шла проработка многоразовых систем с вертикальной посадкой, сообщалось о готовности применением РД-701 в системах вертикальной посадки одноступенчатых ракет. Двигатель находился в каталогах продукции Энергомаш. Энергомаш выполнял работы по заказу США, характеристики двигателя не скрывались, и о таком сотрудничестве и применении сообщала американская пресса. Двигатель РД-701 находится во всех каталогах Ракетных двигателей.

Источник

Беседы о ракетных двигателях

Просто о том, что кажется сложным

Потери в камере ЖРД

Приветствую всех читателей нашего блога. Сегодня мы поговорим о способах учёта потерь в камерах ЖРД. Зачастую этому вопросу уделяется недостаточно внимания, и многие студенты, даже на старших курсах, путаются или не до конца понимают смысл тех или иных коэффициентов. Надеюсь, нижеследующий материал поможет в этом разобраться.

Системы коэффициентов потерь в ЖРД

Для оценки качества протекания процессов в ЖРД можно использовать различные системы коэффициентов.

Энергетические коэффициенты (к.п.д.). Коэффициенты полезного действия оценивают совершенство преобразования исходной энергии в полезную работу. Совершенство процессов горения в камерах сгорания ракетного типа, широко используемых в различных технологиях, оценивают внутренним к.п.д. камеры. Этим коэффициентом оценивают величину действительной температуры газа в камере сгорания.

Импульсные коэффициенты. Коэффициенты, оценивающие потерю удельного импульса тяги вследствие некачественного протекания процессов преобразования энергии. В ЖРД более распространены импульсные коэффициенты, которые оценивают не потерю энергии, а потерю скорости истечения или удельного импульса, так как для двигателя важной характеристикой является его силовое воздействие на летательный аппарат.

Покажем смысл импульсных к.п.д. и связь их с энергетическими. Запишем скорость истечения wa следующим образом

Используя соответствующие обозначения запишем

где ηoi и ηt — внутренний и термический к.п.д. соответственно.

Более удобной исходной величиной, чем теплота сгорания топлива Hu, является теоретическая скорость истечения wa ид, определяемая термодинамическим расчетом. Тогда можно записать

Переходя к удельному импульсу тяги, запишем, используя также импульсный коэффициент

Отсюда видна связь между энергетическим к.п.д. и импульсным коэффициентом потерь. Для определения действительного удельного импульса тяги обычно используют значение удельного импульса тяги в пустоте, которое можно получить, как и скорость истечения, термодинамическим расчётом.

Потери удельного импульса тяги определяются потерями в камере сгорания и в сопле. Эти потери оценивают соответственно коэффициентом потерь в камере φк, коэффициентом сопла φс. Коэффициент суммарных потерь импульса определяется произведением этих коэффициентов

Таким образом, импульсные к.п.д. однозначно связаны с соответствующими энергетическими к.п.д., но предпочтительнее их по соображениям практического удобства. Они широко используются в теории и расчётах ракетных двигателей.

Оценка потерь в камере сгорания

Для определения коэффициента, характеризующего совершенство процессов смешения и сгорания, используют характеристическую скорость.

где pкр 0 — полное (заторможенное) давление в критическом сечении, μс — коэффициент расхода.

Коэффициентом камеры сгорания φк называют отношение действительной характеристической скорости в камере и идеальной, вычисленной при тех же значениях соотношения компонентов и давления в камере сгорания

Наряду с характеристической скоростью часто применяется непосредственно расходный комплекс. В отличие от характеристической скорости расходный комплекс представляет собой произведение давления в некотором сечении камеры сгорания на площадь критического сечения, отнесённое к секундному расходу топлива через камеру

Для оценки эффективности камеры сгорания используется относительная величина

Введением в формуле (7) полного давления в критическом сечении и коэффициента расхода учитывается неидеальность процессов в камере сгорания и в сужающейся части сопла при течении продуктов сгорания. Идеальные значения характеристической скорости и расходного комплекса равны между собой и определяются термодинамическим расчётом.

Действительное значение расходного комплекса достаточно просто можно определить в эксперименте, измеряя давление в камере и расход топлива через камеру. Согласно стандарту давление в камере сгорания измеряют в сечении у форсуночной головки, где измеренное статическое давление равно полному давлению (pк = pк 0 ). Для определения значения характеристической скорости необходимо провести дополнительно довольно сложные расчеты. Выражение для коэффициента потерь в камере сгорания запишется уравнением

Читайте также:  Прибор для измерения давления масла на приоре

где σf = pc 0 /pк — коэффициент потерь полного давления на участке от форсуночной головки до входа в сужающуюся часть сопла; σc = pкр 0 /pc 0 — коэффициент потерь полного давления на участке от входа в сопло до критического сечения.

Оценка потерь на тепловое сопротивление камеры.

Очень большое влияние на параметры камеры сгорания оказывает соотношение между площадями камеры сгорания Fк и критического сечения Fкр. Отношение Fк/Fкр = F к называют безразмерной площадью камеры. В уравнениях тяги и удельного импульса, полученных теоретически, предполагалось, что скорость движения газов в камере равна нулю, а полное давление газов по длине камеры неизменно. Эти условия реализуются при очень больших значениях безразмерной площади камеры. Реальная камера сгорания имеет конечные геометрические размеры, и процесс в ней представляет собой течение сжимаемого газа в цилиндрической трубе с подогревом. При этих условиях возникает тепловое сопротивление, приводящее к потерям полного давления в камере сгорания и снижению её тяги и удельного импульса.

Потери полного давления зависят от безразмерной площади камеры. При F к = 1,0 (полутепловое сопло) потери полного давления достигают максимальной величины σf = 0,78…0,82. При выборе площади камеры сгорания необходимо учитывать потери на тепловое сопротивление. С увеличением безразмерной площади потери полного давления уменьшаются: при F к = 2…3, σf = 0,94…0,98, а при F к > 3 коэффициент восстановления полного давления σf → 1, тогда ими можно пренебречь.

Существенным ограничением при выборе малых значений F к является сложность процесса смесеобразования. Так как с уменьшением F к растёт величина расходонапряжённости r = ṁ /Fк. Для современных камер сгорания расходонапряжённость с ростом рк увеличивается.

Для определения расходонапряжённости камеры [кг/(c·м 2 )] можно принять эмпирическую формулу r = (0,8…1,3)·10 -4 рк. В этой формуле давление в Паскалях. По величине расходонапряжённости можно скорректировать или определить площадь камеры сгорания.

На величину потерь в камере оказывает влияние коэффициент расхода сопла (см. (10)). Коэффициент расхода учитывает толщину вытеснения пограничного слоя и неоднородность поля скоростей в критическом (минимальном) сечении камеры. Основная составляющая коэффициента расхода при различной форме дозвукового сопла мало зависит от показателя изоэнтропы, но зависит от радиуса входной части (r2 = R2/Rкр). При r2 = 1,5…2,0 μс = 0,993…0,998. Уменьшение коэффициента расхода сопла, связанное с толщиной вытеснения пограничного слоя, зависит от показателя изоэнтропы, величины r2 и числа Рейнольдса. Расчёты и эксперименты показывают, что при Re > 10 5 …10 6 это уменьшение составляет 0,001…0,002. Низкие числа Re характерны для двигателей малой тяги.

При научных исследованиях процессов в камерах сгорания и при опытной отработке вновь создаваемых двигателей для оценки их совершенства применяют, как правило, характеристическую скорость, а при испытаниях серийных двигателей, когда его конструкция уже отработана, в целях определения эффективности камер сгорания применяют расходный комплекс.

При проектировании камер сгорания обычно используют статистические данные значений коэффициента потерь в камере φк = 0,96…0,99, полученные на многообразии двигателей с различными параметрами и топливными компонентами.

Оценка потерь в сопле

Для оценки совершенства процессов в сопле, а также вклада его доли в создание тяги используются такие относительные показатели как тяговый комплекс и коэффициент тяги.

Тяговым комплексом KP называют отношение тяги камеры к произведению давления в камере на площадь критического сечения сопла

Знаменатель этой формулы представляет первую составляющую тяги камеры. Если разделить числитель и знаменатель на расход топлива через камеру, то получим следующее выражение тягового комплекса

Физический смысл тягового комплекса – во сколько раз тяга камеры больше её первой составляющей. Тяговый комплекс является характеристикой сопла. Чем больше его величина, тем больше роль сопла в создании тяги. Характерный диапазон значений KP = 1,2…2,0.

Наряду с тяговым комплексом используется коэффициент тяги KT:

Отношение действительного коэффициента тяги в пустоте к идеальному есть не что иное, как коэффициент сопла. Покажем это, используя уравнения (4), (5) и (7)

Так же как и характеристическую скорость, коэффициент тяги можно определить теоретически и в эксперименте. Сравнение экспериментальных значений с теоретическими значениями используется для анализа совершенства процессов в сопле.

Основные составляющие потерь в соплах следующие: потери тяги из-за трения; газодинамические потери, связанные с формой и особенностью профиля сопла; потери термодинамического характера, которые зависят от степени неравновесности, степени расширения газов в сопле и рода топлива.

При хорошо спрофилированных и изготовленных соплах потери в них составляют от 2,5 до 6,0%, то есть полный коэффициент сопла может принимать значения в диапазоне. φc = 0,940…0,975.

Источник

Adblock
detector