Меню

Давление в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя

Давление в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя

Основное противоречие, лежащее в основе ЖРД заключается в необходимости одновременно удовлетворять два требования: повышение экономичности ЖРД, логично приводящее к необходимости увеличивать давление и температуру в камере сгорания, а также обеспечение сохранности материальной части двигателя от разрушающего действия высоких температур. Это противоречие (типичное, вообще говоря, для всего класса тепловых машин) особенно трудно решается при конструировании космических двигателей, предназначенных для ракет-носителей, выводящих на космические орбиты те или иные полезные грузы. Именно для таких двигателей конструкторы пытаются получать максимальные значения экономичности. На современных космических ЖРД температура в камере превышает 4000°С, т.е. всего на треть меньше температуры на поверхности Солнца, давление продуктов сгорания превышает 200 кгс/см 2 , а скорость движения газового потока достигает 4500 м/с. За 1 ч на 1 м 2 стенки такого двигателя поступает астрономическое количество тепла, равное, например, в критическом сечении сопла 150•10 6 ккал. Приведенные цифры наглядно характеризуют те сложности, которые вынуждены преодолевать конструкторы при решении проблемы теплозащиты, стоящей серьезной преградой на пути развития космических ЖРД. Первым, кто задумался над проблемой охлаждения ЖРД, был К.Э.Циолковский. В 1903 г. в своей известной статье «Исследование мировых пространств реактивными приборами» он писал: «Водород и кислород в жидком виде, прежде чем попасть в пушку (камеру, сгорания. — Г.С.), пройдут по особому кожуху, вдоль ее поверхности, охладят ее, сами нагреются и тогда уже попадут в пушку и взрываются». Примером ракетного двигателя с таким охлаждением, получившим название внешнего регенеративного, может служить ЖРД ОРМ-65, созданный во второй половине 30-х годов В.П.Глушко. Камера этого двигателя (рис.9) была окружена рубашкой с оребренным винтовым охлаждающим трактом. Один из компонентов топлива (азотная кислота) вводился у среза сопла, приходил по этому тракту, охлаждая при этом стенки камеры, а затем подавался в камеру, где сгорал вместе с керосином. Головка двигателя охлаждалась изнутри компонентами топлива. При разработке двигателя для ракеты А-4 немецким специалистам при использовании проточного охлаждения не удавалось предохранить от прогорания самое узкое место сопла, его горловину, или, другими словами, его критическое сечение. Пытаясь решить эту задачу, немецкие специалисты в 1938 г. создали камеру, имевшую только внутреннее охлаждение с помощью нескольких поясов завесы горючего. По-видимому, в ходе огневых испытаний они поняли, что одно внутреннее охлаждение малоэффективно, и на последующих вариантах дополнили его внешним с помощью спирта. Решению проблемы охлаждения способствовало добавление в спирт воды (использовался 75%-ный водный раствор спирта), что, с одной стороны, снижало температуру сгорания и повышало охлаждающие возможности спирта, но с другой — приводило к некоторым потерям в удельном импульсе. Так была разработана система охлаждения, нашедшая применение в двигателе для ракеты А-4. Значительный расход топлива на внутреннее охлаждение приводил к заметному снижению экономичности этого ЖРД, что было серьезным недостатком выбранной системы охлаждения. Преодолеть его сумели советские специалисты. В 1946 г. А.М.Исаев предложил с помощью дополнительных форсунок, расположенных по периферии головки камеры, создавать в пристеночном слое продуктов сгорания избыток одного из компонентов топлива, снижающий тепловой поток от газов к стенке: Эта идея широко применяется на всех известных в настоящее время космических ЖРД. Однако одна решенная проблема закономерно привела к необходимости решать и следующую, не менее сложную. Сущность ее состояла в следующем. При форсировании параметров двигателя (увеличение давления в камере, использование более калорийного топлива), неминуемо приводившем к увеличению плотности теплового потока, поступающего от продуктов сгорания в стенку камеры, возникала ситуация, при которой предохранить стенку от прогара можно было, лишь сделав ее тоньше.

Рис. 9. Схема ракетного двигателя ОРМ-65 [в разрезе]

Но для того чтобы обеспечить ee прочность, необходимо было, наоборот, увеличить ее толщину (при повышении давления) или оставить прежней (при использовании более калорийного топлива). Оказалось, что эту задачу можно решить, соединив внутреннюю и внешнюю стенки камеры частыми связями в виде ребер на внутренней стенке или промежуточных гофров. Целесообразность этого решения в то время была далеко не столь очевидна. Здравый смысл говорил, что такая конструкция должна неминуемо разрушиться из-за различного теплового расширения внутренней, «горячей», и внешней, «холодной», стенок двигателя. Однако практика показала, что эта конструкция хорошо работает. При этом оказалось, что внешняя стенка воспринимает часть нагрузки от давления хладагента на внутреннюю стенку, которую в результате можно было делать достаточно тонкой. Камеры, у которых внутренняя и внешняя стенки тем или иным способом связаны между собой, называются «связанными». Большой вклад в их разработку внесен коллективом, руководимым А.М.Исаевым. Интенсивное развитие они получили у нас в стране благодаря работам в ГДЛ-ОКБ. В этой организации впервые были розданы так называемые паяно-сварные камеры, и, самое главное, они впервые были использованы для решения задачи по повышению давления продуктов сгорания.

Читайте также:  Измеритель давления программа на телефон

Рис. 10. Камера двигателя Э.Зенгера трубчатой конструкции

В США проблема повышения давления решалась несколько другим путем. Еще в 30-е годы немецкий исследователь Э.Зенгер создал ряд двигателей с камерами, изготовленными из одной (или двух) спирально намотанной трубки, по которой в процессе работы двигателя (рис. 10) протекал хладагент, охлаждавший камеру. В послевоенные годы Зенгер работал в США и американским специалистам, по-видимому, стала известна его идея трубчатых камер. Однако они пригодны были лишь для небольших ЖРД и решительно не годились для двигателей с тягой в несколько десятков тонно-сил. С увеличением тяги двигателей необходимо было одновременно увеличивать и количество трубок, из которых изготавливалась камера. Предельным случаем этого увеличения стала конструкция, сделанная из большого количества продольно расположенных трубок. Для того чтобы под влиянием давления продуктов сгорания такая камера не потеряла устойчивости, она усиливается снаружи специальными бандажами (например, обматывается проволокой). Так как камера и сопло имеют достаточно сложную конфигурацию, площадь поперечного сечения трубок изменяется по длине. Камера трубчатой конструкции впервые была использована в США в 1953 г., и с тех пор она применяется на всех крупных американских космических двигателях. С созданием «связанных» камер облик системы охлаждения космических ЖРД в основном определился. Вот, например, как охлаждался отечественный двигатель РД-107, применявшийся в составе первой космической ракеты. На его головке по 10 концентрическим окружностям размещалось свыше 300 форсунок для подачи топлива. На периферии головки были установлены форсунки, подававшие горючее (керосин) в пристеночный слой продуктов сгорания (т.е. для внутреннего охлаждения). Внешнее охлаждение обеспечивалось протеканием керосина по паяно-сварному тракту (рубашке) от сопла к головке. Там, где площадь поперечного сечения камеры была минимальной (критическое сечение сопла), а тепловой поток в стенку, наоборот, — максимальным (достигая 14*10 6 ккал/м 2 ч), скорость хладагента составляла примерно 20 м/с. Такое охлаждение обеспечивало сохранность материальной части двигателя, несмотря на весьма высокую температуру сгорания топлива (3250°С). Двигатель работал при давлении в камере 60 кгс/см 2 , что позволяло получить скорость истечения газов из сопла 2950 м/с. Этот двигатель существенно превосходил по своим характеристикам все зарубежные ЖРД того времени. Достаточно сказать, что его удельный импульс (параметр, характеризующий экономичность двигателя, представляющий собой отношение тяги к секундному расходу топлива) был на 30 с выше, чем у того же класса двигателя Н-1, применявшегося с 1966 г. на первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-1 Б». Развитие космонавтики потребовало создания более мощных и более, экономичных ЖРД. Путь к этому лежал, в частности, через дальнейшее повышение давления в камере, что автоматически приводило к увеличению теплового потока в ее стенку, а следовательно, и к усложнению проблемы теплозащиты. Следует отметить, что все двигатели, созданные в 50-е годы, работали по «незамкнутой» схеме: часть топлива сжигалась в газогенераторе, получавшийся при этом газ направлялся на турбину, приводившую в действие насосы, и после нее выбрасывался в окружающую среду. При давлении в камере, не превышавшем 90 кгс/см2, и тяге двигателя, доставлявшей примерно 150 тс, эти потери топлива, были, незначительны и равнялись 1,5–2%. Однако при дальнейшем повышении давления они становились ощутимыми, быстро возрастая до неприемлемых величин. Избежать потери можно было путем дожигания отработавшего на турбине газа в основной камере сгорания. При такой схеме появлялась возможность для существенного повышения давления в камере, но на этом пути в числе других стояла и весьма сложная проблема охлаждения. Несмотря на все трудности, советские специалисты к середине 60-х годов создали работавший по такой схеме ЖРД, использующийся с 1965 г. в составе ракеты-носителя «Протон». Давление продуктов сгорания в камере этого ЖРД в 2,5 раза больше, чем у двигателя РД-107. Трудности в решении проблемы его теплозащиты были преодолены, отчасти благодаря достижениям в области керамических огнеупорных материалов — таким материалом была облицована изнутри камера этого двигателя. Огнеупорное покрытие охлаждалось внутренней газожидкостной пленкой, создаваемой путем подачи одного из компонентов топлива из охлаждающего тракта через систему специальных отверстий в стенке. Кроме того, камера также охлаждалась с внешней стороны протекавшим по ее рубашке компонентом топлива. Каналы для протекания хладагента создавались с помощью фрезерования внутренней стенки камеры. Образованные таким образом ребра принимали активное участие в передаче тепла от стенки к хладагенту, интенсифицируя этот процесс. В США разработка ЖРД «замкнутой» схемы с давлением в камере порядка 500 кгс/см 2 затянулась на долгие годы. Начавшаяся в начале 60-х годов, она закончилась по существу лишь в 1981 г., когда первый такой ЖРД отправился в космос. Особенно сложным при создании камеры оказалось для специалистов решение проблемы охлаждения, и это, конечно, не случайно: плотность теплового потока, поступающего в стенку камеры на таком двигателе, работавшем на водородно-кислородном топливе, достигала 140–10 6 ккал/м 2 ч. Поэтому первые же ознакомительные работы показали, что нужно искать более эффективные методы охлаждения, чем применявшиеся ранее. В 1963 г. на фирме «Пратт-Уитни» был спроектирован двигатель, на уменьшенных копиях которого (с тягой 5 тс) отрабатывалось так называемое транспирационное охлаждение камеры сгорания и горловины сопла в сочетании с проточным охлаждением закритической (расширяющейся) части сопла. Идея транспирационного охлаждения принадлежит американскому инженеру Р.Годдарду, проведшему в 1923 г. огневое испытание ЖРД, камера сгорания и сопло которого были изготовлены из керамического пористого материала. В рубашку охлаждения подавался жидкий кислород, «продавливавшийся», за счет избыточного давления через пористую стенку в камеру, так что во время работы двигателя у стенки находился холодный кислород. Работы по такому охлаждению были прекращены, и к ним вернулись в США только в конце 40-х годов, когда на фирме «Аэроджет» началась разработка водородно-кислородного ЖРД для ракеты-носителя. Однако и эти разработки были прекращены. В 1966 г. на фирме «Пратт-Уитни» начал отрабатываться транспирационно охлаждаемый водородно-кислородный ЖРД XLR-129 с тягой 115 тс, длительное время рассматривавшийся как двигатель для перспективного транспортного аппарата. Однако этот двигатель не нашел практического применения, не выдержав конкуренции с ЖРД фирмы «Рокетдайн». На двигателе этой фирмы при решении проблемы охлаждения были использованы все самые новые научно-технические достижения. Прежде всего оказалось, что трубчатая конструкция охлаждающего тракта, применявшаяся до этого практически на всех американских ЖРД, непригодна в двигателях с высокими тепловыми потоками в стенку. Это объясняется тем обстоятельством, что трубки имеют близкую к овальной форму и, следовательно, при их использовании не удается сделать гладкой внутреннюю поверхность камеры. В результате эта поверхность оказывается развитой, имеющей излишне большую тепловоспринимающую площадь. Этого недостатка нет у конструкций камер, применяющихся на советских двигателях. На рис. 11 приведено сравнение температур стенок трубчатого и фрезерованного охлаждающих трактов, откуда со всей очевидностью следует, что при прочих равных условиях преимущества последнего ощутимы.

Читайте также:  Что будет если отключить датчик абсолютного давления

Рис. 11. Сравнение температур трубчатого и фрезерованного охлаждающих трактов

Еще, в начале 30-х годов были опубликованы результаты изучения влияния шероховатости труб на распределение скоростей в пограничном слое хладагента, т. е., по существу, на трение. Эти исследования одновременно указывали и на то, что на шероховатой поверхности теплоотдача к хладагенту будет иной, чем в случае гладкой поверхности. Детальное исследование этого вопроса убедительно показало, что создание в каналах определенной шероховатости интенсифицирует процесс передачи тепла к хладагенту. На современных ЖРД этот эффект нередко учитывается при решении проблемы охлаждения. Если трубку изогнуть в виде окружности и пропускать через нее хладагент, то окажется, что интенсивность теплоотдачи будет больше на той ее стороне, в которую направлена центробежная сила от движения этого хладагента. Исследования показали, что при наличии соответствующей кривизны охлаждающего тракта передача тепла к хладагенту может увеличиваться примерно на 50% по сравнению с имеющей место в прямолинейных каналах. Это явление также нашло применение в ЖРД. С этой целью направление движения хладагента выбирается от сопла к головке. В районе критического сечения сопла, где плотность теплового потока в стенку максимальна, за счет кривизны охлаждающего тракта теплоотдача значительно увеличивается, причём зела увеличения распространяется на несколько десятков миллиметров выше этого сечения. Мы уже рассматривали некоторые ранние работы по ‘введению внутреннего охлаждения камер ЖРД. Появление внутреннего охлаждения оказало неоценимую услугу ракетному двигателестроению, способствуя решению весьма сложных задач по теплозащите ЖРД. Вместе с тем на водородно-кислородных двигателях, вообще говоря; может и не быть такого охлаждения. Это, конечно, является своего рода возвратом к старому, уже применявшемуся ранее техническому решению. Однако этот возврат оказывается уже на более высоком техническом уровне. Чтобы понять это, рассмотрим кратко некоторые особенности внутрикамерных процессов. Известно, что для сжигания 1 кг водорода требуется 8 кг кислорода. В этом случае температура в камере ЖРД, а, следовательно, и тепловой поток (от продуктов сгорания) в ее стенку максимальные. Это, однако, не означает, что будет достигнута и максимальная скорость истечения газов. Дело в том, что эта скорость зависит не только от температуры, но и от молекулярного веса продуктов сгорания и при данной температуре будет тем больше, чем меньше этот вес. Водородно-кислородное топливо оказывается выгодно использовать с некоторым избытком водорода. При этом температура сгорания несколько снижается, а скорость истечения, наоборот, увеличивается за счет уменьшения молекулярного веса продуктов сгорания. Этот эффект целесообразно использовать на ЖРД: по всему поперечному сечению камеры можно создавать одно и то же оптимальное (т.е. с соответствующим избытком водорода, дающим максимальную скорость истечения,) соотношение компонентов топлива, так что на стенке, камеры не будет ярко выраженного пристеночного «холодного» слоя, хотя на ней и будет иметь место избыток горючего. При решении проблемы охлаждения большое внимание уделяют выбору формы и размеров камеры и сопла. Этот выбор производится таким образом, чтобы обеспечить минимальные гидравлические потери в охлаждающем тракте, минимальные массу двигателя и тепловой поток от продуктов сгорания в его стенку. Отметим, что при движении газового потока у стенки образуется так называемый пограничный слой, в котором претерпевают изменения все параметры потока. Изменяются, например, температура и скорость от значений на стенке до соответствующих величин в ядре потока, или, как еще говорят, на внешней стороне пограничного слоя. Этот слой обладает некоторым тепловым сопротивлением: чем он толще, тем его сопротивление больше, а это означает, что плотность теплового потока в стенку в этом случае будет меньше. Пограничный слой по длине камеры развивается постепенно — его толщина оказывается равной нулю где-то в районе головки и увеличивается по мере приближения к соплу. Поскольку утолщение пограничного слоя приводит к уменьшению плотности теплового потока в стенку, выгодно с точки зрения теплопередачи делать камеру большей длины, чтобы в районе критического сечения сопла плотность этого потока была поменьше. Однако с увеличением этой длины одновременно возрастают суммарный тепловой поток в стенку, а также длина охлаждающего тракта и, следовательно, гидравлические потери. В результате конструкторы сталкиваются с необходимостью разумного компромисса между уменьшением и плотности теплового потока в критическом сечении сопла, и гидравлических потерь в рубашке охлаждения. Отношение площади поперечного сечения камеры к площади критического сечения сопла, угол сужений докритической (сужающейся) части сопла также оказывают влияние на толщину пограничного слоя, а, следовательно, и на плотность теплового потока в стенку сопла. Кроме того, размеры сопла влияют на суммарный тепловой поток в его стенку: при меньшей площади этот поток будет меньше, при большей — соотвётственно больше. Выбор благоприятных с точки зрения теплопередачи значений всех этих параметров важный шаг на пути решения проблемы теплозащиты ЖРД. Таким образом, решение проблемы охлаждения ЖРД ни в коей мере не сводится лишь к выбору необходимой величины скорости протекания хладагента по охлаждающему тракту — оно накладывает свой отпечаток практически на все аспекты проектирования камер сгорания (выбор их длины, формы и т.д.).

Читайте также:  Ремонт топливного насоса высокого давления маз

Источник

Adblock
detector