CC BY
36УДК 62-932.4
Р. Ф. Аглямов, Е. С. Литвинов, О. В. Целищев Уфимский государственный авиационный технический университет, Россия, Уфа
ВНУТРИКАМЕРНЫЕ ПРОЦЕССЫ В РАКЕТНОМ ДВИГАТЕЛЕ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
МНОГОКРАТНОГО ВКЛЮЧЕНИЯ
Исследован ракетный двигатель с глубоким регулированием модуля тяги и многократным включением для транспортных ракетно-космических систем. Представлен способ регулирования гашения поверхности горения заряда жидким охладителем, который позволит наиболее эффективно использовать управление ракетным двигателем твердого топлива.
Осуществление многократного выключения и включения предполагается осуществить по комбинированной схеме с одновременым раскрытием критического сечения сопла с помощью исполнительного механизма (рулевой машины) и воздействием жидкого охладителя на горящий слой топлива и горячие конструкционные элементы двигателя. Обеспечение заданного быстродействия (переход на другой режим не более чем за 1 с) и глубины регулирования модуля тяги (не менее чем в 50 раз) происходит за счет использования двухсвязной системы автоматического управления.
Постоянно расширяющаяся сфера применения регулируемых твердотопливных двигателей и возрастающие требования к уровню их характеристик обусловливают необходимость совершенствования методов расчета параметров рабочих процессов ракетной двигательной установки, что подтверждает актуальность данной работы.
Основной целью работы в рассматриваемой области является создание математических моделей и программ расчета, в максимальной степени точно описывающих реально протекающие процессы. Это позволит в конечном итоге реализовать идею замены огневых стендовых испытаний математическим моделированием на ЭВМ.
В общем виде динамика внутрикамерных процессов ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) описывается следующей системой дифференциальных уравнений, включающей в себя уравнения массового баланса, энергии и состояния:
Ж Ср СЖ „ р ,
---=-рТ (1--) -
ЯТ Сг л ртЯТ
Фс^у + РЖ Л (ЯТ)
4ят г ' (ят)2
рЖ С (ЯТ)
(ят)
л
= Гт ($)(ЯТ
ЯТ
-(к -1) р -
4ят ят
Р = рят,
V = и
-1) -с®
сг'
где
^ а^кр р
я
расход продуктов сгорания;
А = (^-т)
2 ЧА 2к
к +1 сгорания;
р(г)| uds - приход продук-
к +1 и = и(р, г) -
скорость горения
тов
со Б
твердого топлива; — = | а (Т3 - Т )СБ - потери
Сг о
тепла.
Для двигателя, имеющего регулируемое сопло, сброс давления может быть достигнут при внезапном (за минимальный промежуток времени) открытии сопла путем перемещения центрального тела. При использовании жидкого хладагента проще осуществить многократное гашение заряда в двигателе многократного включения.
Одним из примеров технического решения РДТТ многократного гашения может служить система, которая позволяет перемещением центрального тела не только выключать двигатель путем резкого сброса давления в камере сгорания, но и регулировать тягу в широких пределах.
Известно, что срыв пламени в работающем двигателе, имеющем регулируемое сопло, происходит при внезапном сбросе давления. Это также достигается внезапным (за минимальный промежуток времени) открытием сопла путем перемещения центрального тела. Такое техническое решение ставит, в свою очередь, задачи по исследованию течений в регулируемом сопле, усилий на центральном теле, учет которых необходим для определения динамики быстродействующего привода.
Графики математического моделирования внутрикамерных процессов РДТТ приведены на рис. 1, 2.
Применение способа регулирования гашения поверхности горения топлива жидким охладителем поможет наиболее эффективно использовать управление РДТТ многократного включения. В результате повысится точность управления двигателем, и это позволит наиболее экономично использовать топливо.
Решетневские чтения
-4 1 /F=2*10 м
-4 7
0.02 0.04 0.06 0.08 0.1 t,c
Рис. 1. Зависимость давления в камере сгорания при изменении критического сечения сопла рулевой машиной
Рис. 2. Зависимость температуры в камере сгорания при гашении жидким охладителем
R. F. Aglyamov, E. S. Litvinov, O. V. Tselischev Ufa State Aviation Technical University, Russia, Ufa
SOLID-PROPELLANT ROCKET
The subject of research is a rocket engine with the deep control of thrust module and multirepeated starting for the transporting space rocket systems. Using the method of the damping control the fuel burning surface with the liquid coolant will afford to operate the rocket engine more efficiently.
© Аглямов Р. Ф., Литвинов Е. С., Целищев О. В., 2009
УДК 669.713.7
В. А. Виноградов, В. И. Валов Химический завод - филиал ОАО «Красноярский машиностроительный завод», Россия, Подгорный
ОСОБЕННОСТИ ПОДГОТОВКИ И ПРОВЕДЕНИЯ ОГНЕВЫХ И ХОЛОДНЫХ ИСПЫТАНИЙ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ НА ХИМИЧЕСКОМ ЗАВОДЕ - ФИЛИАЛЕ ОАО «КРАСМАШ»
Рассматривается общее устройство испытательного стенда, предложено решение проблем по обновлению материальной базы испытательного комплекса, указаны требования к персоналу, проводящему испытания.
Первое огневое испытание на стенде № 1 Химического завода (далее - Химзавод) - филиала ОАО «Красноярский машиностроительный завод» («Красмаш») было проведено в феврале 1962 г. В настоящее время Химзавод имеет многолетний практический опыт по проведению огневых и холодных испытаний жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) и агрегатов ЖРД разных типов.
На сегодняшний день испытательная база Химзавода располагает несколькими стендами для проведения огневых испытаний ЖРД и про-ливочным стендом турбинных расходомеров.
Испытательный стенд представляет собой сложное инженерное сооружение с оснасткой, оборудованием, объединенным в технологические комплексы.
Основными технологическими системами стенда, обеспечивающими проведение испытаний, являются следующие:
- система обеспечения компонентами ракетного топлива (КРТ) - обеспечивает временное хранение КРТ на стенде, его подачу к ЖРД в период испытаний;
- система обеспечения сжатым газом - обеспечивает подачу сжатого азота на технологические системы стенда;
- система измерения - обеспечивает замер и контроль параметров (давления, температуры и т. д.) в технологических системах стенда и ЖРД при подготовке и в период испытаний;
- система управления - обеспечивает процесс управления агрегатами ЖРД и стенда в период подготовки и проведения испытаний;
