CC BY
130
Актуальные проблемы авиации и космонавтики - 2014. Технические науки
УДК 621.45
П. Ю. Васянина Научный руководитель - А. И. Укачиков Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
АНАЛИЗ ОСОБЕННОСТЕЙ ОХЛАЖДЕНИЯ КАМЕРЫ ЖРД ЖИДКИМ КИСЛОРОДОМ С ИСКУССТВЕННОЙ «ШЕРОХОВАТОСТЬЮ» ПО ДНУ КАНАЛА ОХЛАЖДАЮЩЕГО ТРАКТА
Проведен анализ особенностей расчета охлаждения камер ЖРД, охлаждаемых жидким кислородом с искусственной «шероховатостью» по дну канала охлаждающего тракта.
С ростом давления в камере сгорания и повышением коэффициента массового соотношения окислителя и горючего растет не только удельный импульс двигателя, но и удельный тепловой поток в стенку камеры жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Поэтому создание новых высокоэкономичных двигателей во многом зависит от эффективности системы регенеративного охлаждения камеры двигателя.
При работе ЖРД температуры наружной и внутренней оболочек различны и переменны как вдоль оболочки, так и по ее толщине. В наиболее тяжелых температурных условиях работает внутренняя оболочка. Средняя температура ее намного выше, чем у наружной оболочки и, кроме того, значительно изменяется температура по ее толщине (тем больше, чем больше тепловой поток через стенку и чем меньше теплопроводность стенки).
При таких температурных условиях работы в стенках возникают большие температурные напряжения и ухудшаются механические свойства материала. Ввиду этого при прочностных расчетах камеры ЖРД необходимо учитывать температуру и неравномерность ее по толщине внутренней оболочки, а также изменение механических свойств материала при повышении температуры.
При разработке современных ЖРД главными задачами является повышение надежности и снижение стоимости двигателя. Большой вклад в обеспечение надежности двигателя вносит камера сгорания, работающая при высоких уровнях давлений и температур. В существующих двигателях снижение температуры огневой стенки камеры сгорания достигается за счет применения завесного охлаждения, что приводит не только к снижению удельного импульса двигателя, но и к снижению надежности и усложнению конструкции. В рассматриваемом нами варианте двигателя предполагается отсутствие способа завесного охлаждения и замена его на охлаждение криогенным кислородом, который обладает более высокими охлаждающими свойствами, чем горючий компонент (керосин).
Методы расчета теплоотдачи для условий, характерных в охлаждающем тракте ЖРД, основаны на экспериментальных данных.
При расчете коэффициента теплоотдачи от стенки камеры к охлаждающему криогенному кислороду рассматривались два варианта расчета. В первом использовалась классическая формула Нуссельта-Крауссольда без учета влияния температурного фактора:
Ни-X (1)
где Ни = 0.023 ■ Яеж0,8Ргж0,4.
Во втором варианте вводился учет изменения температуры или плотности поперек слоя по методике Л. Ф. Фролова с использованием среднеинтегральных значений теплофизических свойств охладителя:
( / \3/2 А2
Рж
1 -
- В ж
1-
(2)
где т, /, йг - расход, площадь поперечного сечения и гидравлический диаметр канала соответственно; Вжи - среднеинтегральное значение комплекса теп-лофизических свойств,
= Г72 В- а/
3/1
Вж
В = 0,023-(ср/д) ■ Г
0.
/2 - /1
Ржи - среднеинтегральное значение плотности жидкости; рж - среднемассовая плотность жидкости; /1, /2 -характерные энтальпии охладителя.
Следует отметить, что применение формулы Нус-сельта-Крауссольда для расчета теплообмена от стенки к криогенной жидкости для развитого турбулентного пограничного слоя при сверхкритическом давлении считается некорректным. Однако при применении искусственной шероховатости с оптимальным профилем, которая может применяться в каналах охлаждающего тракта, учитывается, что пристеночный слой регулярно срывается с выступов искусственной шероховатости, из-за чего развитого пограничного слоя не образуется. Это утверждение может упираться на работы Г. А. Дрейцера, Э. К. Калинина и С. А. Ярхо [1], которые рекомендовали при использовании искусственной «шероховатости» вести расчет теплообмена по формуле, близкой к формуле Нус-сельта-Крауссольда.
Определить, какая из приведенных выше методик расчета конвективных тепловых потоков и коэффициента теплоотдачи применима для камеры рассматриваемого нами двигателя, возможно только по результатам испытаний экспериментальных камер.
Расчет конвективных тепловых потоков следует проводить методами прямого математического моделирования по современным теориям турбулентного пограничного слоя. Однако такие расчеты обладают рядом присущих им принципиальных недостатков, таких как отсутствие достоверной гипотезы турбулентности, проблемы с устойчивостью численных методов, трудоемкость и длительность анализа единичного расчетного варианта даже на мощных ЭВМ.
0,2
а
Секция ««ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ И СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯЛА И КА»
Коэффициент интенсификации теплообмена от искусственной шероховатости следует определять по результатам натурного или численного эксперимента. Натурные испытания с определением оптимального профиля шероховатости требуют дорогостоящей материальной части и оборудования. Численный эксперимент обладает такими же проблемами, как и прямое математическое моделирование конвективных тепловых потоков, кроме того, достоверность его результатов представляется довольно низкой [2].
По этим причинам необходимо разработать методику расчета коэффициента теплоотдачи в криогенный кислород, находящийся в закритическом состоянии, основываясь либо на результатах специально
поставленного эксперимента, либо на результатах огневых испытаний экспериментальных камер.
Библиографические ссылки
1. Калинин Э. К., Дрейцер Г. А., Ярхо С. А. Интенсификация теплообмена в каналах. 2-е изд., пере-раб. и доп. М. : Машиностроение, 1981.
2. Стриженко П. П. Особенности расчета теплового состояния камеры ЖРД с беззавесным охлаждением жидким кислородом // Вестник Самар. гос. аэро-космич. ун-та. 2009. № 3 (19).
© Васянина П. Ю., 2014
УДК 621.45.015
А. В. Гайнутдинов, О. В. Каменюк, Н. Г. Останина Научный руководитель - М. И. Толстопятое Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
ОСОБЕННОСТИ ГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ ИСПЫТАНИЙ ОСЕВЫХ ТУРБИН
Рассмотрены основные особенности газодинамических испытаний осевых турбин.
Испытания играют важную роль в проектировании и производстве ракетно-космической техники. Характеристики, получаемые в ходе испытаний, используются при решении задач регулирования и доводки жидкостного ракетного двигателя [1].
Испытания турбин ЖРД позволяют получить зависимости энергетических характеристик турбин от какого-либо независимого параметра, определяющего режим работы турбины. Такими характеристиками для турбин являются:
• Мощность турбины;
• КПД турбины.
Существуют три способа получения характеристик турбины [2]:
1) расчетный способ.
2) натурные испытания.
3) модельные испытания.
Расчетный способ используется при проектировании турбин. Натурные и модельные испытания проводят на специальных стендах, оборудованные тормозом, поглощающим мощность турбины, приборами для определения ее параметров и регулирующими устройствами, позволяющими менять режим работы турбины.
Стенды для проведения натурных испытаний турбин больших мощностей громоздки, сложны в создании и эксплуатации. Поэтому более распространены модельные испытания. В свою очередь модельные испытания разделяются на два вида:
1) испытания моделей турбины (уменьшенных или увеличенных);
2) модельные испытания натурных турбин (испытания на модельных газах).
При модельных испытаниях турбин при выборе режимов необходимо выдержать критерии подобия и
результаты опытов обработать в критериальной форме. Широкое распространение получили модельные испытания, при которых в качестве модельного газа используется воздух с невысокой температурой (300380 К.).
Стенд состоит из литой подставки, на которую устанавливается приспособление с турбиной для испытаний, редуктор, понижающий число оборотов для совместной работы турбины и электродинамометра (см. рисунок).
Модельный газ - воздух поступает из воздушной рампы (80 баллонов) под давлением 35 МПа. Система подачи и отвода состоит из перекидных гибких ме-таллорукавов.
Для поддержания требуемой температуры подаваемого в турбину воздуха на линии подачи установлен теплообменник с мощностью электронагревательных элементов (ТЭНов) 186 кВт. Для замера расхода воздуха через турбину установлен расходомер-ный участок с эталонным мерным соплом в комплекте с водяным дифманометром для определения перепада давления на мерном сопле.
Доступ воздуха из баллонной рампы 1 в пневмоси-стему стенда обеспечивается открытием вентиля 2, давление на входе контролируется парой манометров 3. Далее воздух очищается в фильтре 4, после чего, проходя через редуктор 5, давление воздуха понижается до 2,5 МПа перед теплообменником 7, контроль давления осуществляется парой манометров 6.
Подогреваясь в теплообменнике 7 до температуры 300-370 К для предотвращения выпадения конденсата, намерзания его в арматуре стенда и сопловых аппаратах турбин, воздух фильтруется повторно в фильтре 8. Температура воздуха замеряется датчиком температуры 9.
