CC BY
51УДК 621.454.2:621.45.038.23
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ ОТРАБОТКА КАМЕРЫ СГОРАНИЯ МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНОГО ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ С КИСЛОРОДНЫМ ОХЛАЖДЕНИЕМ КАМЕРЫ: РЕЗУЛЬТАТЫ 2009-2014 ГГ.
© 2015 г. Катков Р.Э.1, Лозино-Лозинская И.Г.2, Мосолов С.В.2, Скоромнов В.И.1, Смоленцев А.А.1, Соколов Б.А.1, Стриженко П.П.1, Тупицын Н.Н.1
1 Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия»)
Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: [email protected]
2 ГНЦ ФГУП «Исследовательский центр имени М.В. Келдыша» (Центр Келдыша)
Ул. Онежская, 8, г. Москва, Российская Федерация, 125438, e-mail: [email protected]
В работе рассмотрены результаты автономных огневых испытаний опытных камер сгорания создаваемого РКК «Энергия» многофункционального жидкостного ракетного кислородно-углеводородного двигателя 11Д58МФ с охлаждением камеры жидким кислородом без колец завесы внутреннего охлаждения горючим, выполненных в 2009-2014 гг. Конструкция тракта охлаждения камеры разработана с учетом особенностей течения криогенного кислорода, находящегося в сверхкритическом состоянии. На семи экземплярах камер, отличающихся конструкцией, успешно выполнено 27 огневых испытаний. Испытания проводились при различных давлениях в камере сгорания, соотношениях расходов окислителя и горючего, соотношении расходов кислорода на охлаждение и в камеру сгорания. Подтверждены основные проектные параметры камер: величина прироста удельного импульса тяги из-за ликвидации колец завесы охлаждения камеры горючим, подогрев кислорода в тракте охлаждения, а также определен перепад давления в нем. Результаты испытаний камер подтвердили эффективность охлаждения кислородно-углеводородного жидкостного ракетного двигателя криогенным кислородом.
Ключевые слова: жидкостный ракетный двигатель, камера сгорания, охлаждение, жидкий кислород, огневые испытания.
EXPERIMENTAL DEVELOPMENT OF A MULTIFUNCTIONAL LIQUID ROCKET ENGINE WITH OXYGEN-COOLED COMBUSTION CHAMBER: RESULTS OF 2009 2014
Katkov R.E.1, Lozino-Lozinskaya I.G.2, Mosolov S.V.2, Skoromnov V.I.1, Smolentsev A.A.1, Sokolov B.A.1, Strizhenko P.P.1, Tupitsyn N.N.1
1 S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str, Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail:[email protected]
2 The State Scientific Centre of RF — Federal State Unitary Enterprise Research Centre named after M.V. Keldysh (Keldysh Research Centre) 8 Onezhskaya str., Moscow, 125438, Russian Federation, e-mail: [email protected]
The paper reviews results of stand-alone firing tests on experimental combustion chambers developed at RSC Energia for the multifunctional oxygen-hydrocarbon liquid rocket engine 11D58MF with cooling of the chamber with liquid oxygen without the rings of the inner curtain for cooling with fuel, conducted in 2009-2014. The thrust chamber coolant channels were designed taking into consideration the flow behavior of the supercritical cryogenic oxygen. Seven thrust chamber specimens differing in design successfully passed 27 firing tests. The tests were conducted
at different pressures in the combustion chamber, oxidizer-to-fuel ratios and ratios of coolant oxygen to oxygen fed into combustion chamber. Key design parameters of the chambers were verified: the amount of increase in specific impulse due to removal of curtain rings cooling the chamber with fuel, heating of the oxygen in the cooling channel and the pressure drop in it was measured. The results of tests on the chambers confirmed the efficiency of cooling the oxygen-hydrocarbon liquid rocket engine with cryogenic oxygen.
Key words: liquid rocket engine, combustion chamber, cooling, liquid oxygen, firing tests.
КАТКОВ р.э.
ЛОЗИНО-ЛОЗИНСКАЯ и.г.
МОСОЛОВ с.в.
СКОРОМНОВ в.и.
СМОЛЕНЦЕВ А.А.
СОКОЛОВ Б.А.
СТРИЖЕНКО П.П.
ТУПИЦЫН Н.Н.
КАТКОВ Руслан Эдуардович — главный специалист РКК «Энергия», e-mail: [email protected] KATKOV Ruslan Eduardovich — Chief Specialist at RSC Energia, e-mail: [email protected]
ЛОЗИНО-ЛОЗИНСКАЯ Ирина Глебовна — кандидат технических наук, главный специалист Центра Келдыша, e-mail: [email protected]
LOZINO-LOZINSKAYA Irina Glebovna — Candidate of Science (Engineering), Chief Specialist at Keldysh Research Centre, e-mail: [email protected]
МОСОЛОВ Сергей Владимирович — кандидат физико-математических наук, начальник отделения Центра Келдыша, e-mail: [email protected]
MOSOLOV Sergey Vladimirovich — Candidate of Science (Physics and Mathematics), Head of Division at Keldysh Research Centre, e-mail: [email protected]
СКОРОМНОВ Владимир Иванович — начальник сектора РКК «Энергия», e-mail: [email protected] SKOROMNOV Vladimir Ivanovich — Head of Subdepartment at RSC Energia, e-mail: [email protected]
СМОЛЕНЦЕВ Александр Алексеевич — главный конструктор двигателей, двигательных и энергетических установок РКК «Энергия», e-mail: [email protected]
SMOLENTSEV Alexandеr Alekseevich — General Designer of engines, engine and energy plants at RSC Energia, e-mail: [email protected]
СОКОЛОВ Борис Александрович — доктор технических наук, профессор, советник Президента РКК «Энергия», e-mail: [email protected]
SOKOLOV Boris Alexandrovich — Doctor of Science (Engineering), Professor, Adviser to the President of RSC Energia, e-mail: [email protected]
СТРИЖЕНКО Павел Петрович — начальник сектора РКК «Энергия», e-mail: [email protected] STRIZHENKO Pavel Petrovich — Head of Subdepartment at RSC Energia, e-mail: [email protected]
ТУПИЦЫН Николай Николаевич — заместитель начальника отделения РКК «Энергия», e-mail: [email protected]
TUPITSYN Nikolay Nikolaevich — Deputy Head of Division at RSC Energia, e-mail: [email protected]
Введение
Актуальной задачей ракетно-космической техники является повышение энергетической эффективности жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), особенно для разгонных блоков (РБ) и верхних ступеней ракет-носителей. В настоящее время энергетические характеристики большинства ЖРД традиционных схем близки к предельным. Проектные проработки РКК «Энергия» показали, что эффективность камеры ЖРД для РБ ДМ, использующего экологически чистые компоненты топлива (кислород и углеводородное горючее), можно значительно (приблизительно на 10 кгс-с/кг (98 м/с)) повысить за счет исключения потерь удельного импульса тяги в пустоте, связанных с использованием завес горючего для внутреннего охлаждения огневой стенки.
Традиционно камера сгорания (КС) кислородно-углеводородных ЖРД охлаждается горючим (керосином, синтином и т. д.), однако его охлаждающие способности ограничены: с ростом температуры повышается склонность горючего к коксованию в тракте охлаждения. Именно поэтому часть горючего используется для так называемого внутреннего охлаждения камеры с подачей его через специальные кольца завесы, что приводит к снижению эффективности рабочего процесса в камере сгорания. Альтернативой охлаждению горючим является охлаждение камеры другим компонентом — кислородом, имеющим криогенную температуру и хорошие охлаждающие свойства. Кроме того, расход окислителя через ЖРД в 2,5...3 раза больше, чем горючего.
В настоящее время РКК «Энергия» разрабатывает многофункциональный жидкостный ракетный кислородно-углеводородный двигатель 11Д58МФ тягой 5,0 тс (49,0 кН) для РБ и верхних ступеней ракет-носителей. В нем для значительного повышения удельного импульса тяги используется охлаждение камеры жидким кислородом без использования колец внутреннего завесного охлаждения горючим. Проводятся автономные испытания составных частей двигателя 11Д58МФ: камеры сгорания, основного и бустерного турбо-насосных агрегатов, газогенератора, агрегатов пневмогидроавтоматики и других.
В статье приведены основные результаты автономных огневых испытаний (ОИ) экспериментальных и опытных камер сгорания, охлаждаемых кислородом. Показано, что выбранная конструкция камер сгорания позволит обеспечить требуемые характеристики эффективности рабочего процесса и надежности охлаждения, заданные в техническом задании на двигатель. Вместе с этим испытания показали, что в условиях отработки на серийном заводе технологии изготовления новых для него камер сгорания для подтверждения стабильности энергетических характеристик и надежности охлаждения необходимы изготовление и проведение уточняющих ОИ нескольких камер сгорания.
Исторические предпосылки разработки двигателя 11Д58МФ
РКК «Энергия» имеет опыт создания ЖРД с жидким кислородом в качестве охладителя камеры сгорания. В связи с необходимостью разработки для первого в мире РБ (блока Л ракеты космического назначения «Молния») кислородно-керосинового ЖРД в 1959-1960 гг. в ОКБ-1 для исследования возможности охлаждения камеры жидким кислородом были изготовлены восемь экземпляров экспериментальных камер сгорания (ЭКС) [1].
Было проведено 14 испытаний экспериментальных камер, из которых восемь прошли без существенных замечаний. Давление в камере сгорания составляло 25.40 кгс/см2 (2,45. 3,92 МПа), соотношение расходов компонентов топлива Кт = т0 /тг = 2, расход кислорода на охлаждение =5 кг/с, давление кислорода на входе в тракт охлаждения =95 кгс/см2 (9,32 МПа). На двух камерах после их изготовления выполнялись отверстия в огневой стенке в районе критического сечения, т. е. была организована искусственная негерметичность тракта охлаждения. Огневые испытания показали живучесть кислородного охлаждения: разрушения материальной части не происходило. Таким образом, экспериментально была доказана возможность охлаждения камеры ЖРД кислородом и показана живучесть камеры при негерметичности тракта охлаждения.
К идее исключения потерь горючего на охлаждение камеры ЖРД вернулись в 2000-х гг. в связи с необходимостью модернизации двигателя 11Д58М для существенного повышения его энергетических характеристик, снижения стоимости изготовления и, в конечном итоге, повышения конкурентоспособности РБ типа ДМ. Анализ конструкции показал, что для этого должны быть исключены потери удельного импульса тяги двигателя, обусловленные затратами горючего в двигателе-прототипе на внутреннее охлаждение камеры через кольца завес. Были проведены ОИ двух полноразмерных двигателей-демонстраторов, изготовленных на базе двигателя 11Д58М с охлаждением камер водой, подтвердившие реальность получения расчетного прироста удельного импульса тяги камеры на 10 кгс-с/кг (98 м/с) при исключении колец завесного охлаждения горючим и соответствующей интенсификации наружного охлаждения.
В дальнейшем исследовалась возможность использования для обеспечения интенсивного наружного охлаждения камеры гелия высокого давления, циркулирующего по замкнутому контуру [2]. Совместно с Конструкторским бюро химавтоматики и Центром Келдыша в 1999-2001 гг. были разработаны эскизные проекты трех вариантов такого двигателя на базе:
• КС двигателя РД-0124;
• КС с тарельчатым соплом;
• глубокой модернизации двигателя 11Д58М путем внедрения гелиевого охлаждения.
По результатам дополнительных проектно-расчетных работ, проведенных РКК «Энергия» и Центром Келдыша [3, 4], было показано, что использование в качестве охладителя криогенного кислорода вместо керосина позволит обеспечить надежное охлаждение КС без использования колец завесного охлаждения.
основные характеристики двигателя 11Д58мФ с кислородным охлаждением камеры
В 2008 г. было принято решение о разработке на базе серийного двигателя 11Д58М тягой 8,0 тс (78,5 кН) нового ЖРД 11Д58МФ со следующими параметрами:
• компоненты топлива — кислород и углеводородное горючее;
• тяга — 5,0 тс (49,0 кН);
• геометрическая степень расширения сопла — 500;
• номинальный удельный импульс тяги при использовании в качестве горючего керосина РГ-1 — >370 кгс^с/кг (3 630 м/с).
В том же году был выпущен и защищен аванпроект такого двигателя.
Схемно-конструктивные решения, внедренные в двигателе 11Д58МФ, используют как имеющийся опыт разработки ЖРД закрытых схем с высокими энергетическими характеристиками и высокой надежностью, так и современные тенденции и перспективные разработки в ракетном двигателестроении.
При разработке двигателя 11Д58МФ был принят принцип его многофункциональности, обеспечивающий:
• возможность создания управляющих усилий не только на активных, но и на пассивных участках полета с использованием основных компонентов топлива РБ;
• управление агрегатами двигателя с использованием собственной автономной системы управления с функцией аварийной защиты;
• снижение минимально допустимого количества компонентов топлива в баках РБ перед последними запусками двигателя за счет введения в состав двигателя оптимизированных внутрибаковых заборных устройств (это позволит расширить круг задач, решаемых РБ).
Высокий удельный импульс тяги обеспечивается щелевой смесительной головкой, аналогичной головке КС двигателя 11Д58М, обеспечивающей хорошую полноту смешения компонентов топлива и, как следствие, высокое значение коэффициента камеры; исключением потерь горючего через кольца завесного охлаждения КС, а также повышением геометрической степени расширения сопла до 500 при снижении тяги с 8,0 тс (78,5 кН) у двигателя-прототипа до 5,0 тс (49,0 кН).
Охлаждение КС ЖРД 11Д58МФ осуществляется жидким кислородом. Для интенсификации охлаждения, как и в двигателе-прототипе, используется искусственная шероховатость на дне каналов, нанесенная электроэрозионным способом.
расчет коэффициента теплоотдачи к жидкому кислороду
Исследования криогенного кислорода как охладителя показали, что он обладает рядом особенностей, нехарактерных для традиционных охладителей (керосина, диметилгидра-зина и др.) и заключающихся в значительном изменении теплофизических свойств при нагреве в тракте охлаждения как по длине канала, так и по высоте ребра. На входе в тракт охлаждения он находится в транскритическом состоянии: имеет высокое давление (выше критического, равного 5,043 МПа) и криогенную температуру (ниже критической, равной 154,58 К) [5]. В каналах охлаждения камеры кислород нагревается и переходит из транс-
критического в сверхкритическое состояние (и давление, и температура выше их критических значений). Этот переход характеризуется значительным изменением теплофизи-ческих свойств и ухудшением охлаждающей способности кислорода [6].
Коэффициент теплоотдачи от стенки к охладителю при закритических давлениях охладителя вычислялся по формуле Л.Ф. Фролова [7], разработанной в 1959 г. по заданию ОКБ-1 специально для расчета охлаждения криогенным компонентом:
/ m y
0,8
А 9
1
i рж.и Y
^ Рж )
3/2 | 2
а =
ж
d02
- В
(1 Рж.и \2
"pw
где аж — коэффициент теплоотдачи, Вт/(м2-К); т — расход, кг/с; / — площадь поперечного сечения, м2; ¿г — гидравлический диаметр канала тракта охлаждения, м; Вжи — средне-интегральное значение комплекса тепло-физических свойств кислорода,
В = ÎB
ж.и J
dl
В = 0,023(Ср /ц)0,4Х0,6 — комплекс теплофизи-ческих свойств кислорода: Ср — теплоемкость, Дж/(кг-К); ц — вязкость, Па^с; X — теплопроводность, Вт/(м-К); ржи — среднеинтеграль-ное значение плотности кислорода,
dI
fp*
I,
рж — среднемассовая плотность кислорода, кг/м3; 11, 12 — характерные энтальпии кислорода, Дж/кг; 11 = /жср + 0,25(/ст - /жср); I, = I - 0,25(1 - I ). .
2 ст ст ж.ср
Здесь энтальпия 1жср соответствует средне-массовой температуре охладителя в рассматриваемом сечении Т , а I — энтальпии охладителя
ж ст ^
при температуре стенки Тстж.
При теплоотдаче от огневой стенки к охладителю определяющими являются значения параметров кислорода на границе ламинарного подслоя, а значения величин ц, X, Ср и р — осредненные по некоторой области пограничного слоя, охватывающей эту границу. Это особенно необходимо учитывать в тех случаях, когда наблюдаются резкие изменения параметров рабочего тела в пограничном слое, особенно в области транс- и сверхкритического состояния. Учитывая это, параметры кислорода рассчитываются интегрированием в некоторой области, охватывающей границу
ламинарного подслоя, которая определяется пределами интегрирования 11,12.
Следует отметить, что в приведенной выше формуле Л.Ф. Фролова исправлена неточность, допущенная в работе [7], где вместо средне-массовой плотности охладителя рж указана плотность охладителя при температуре, равной температуре охлаждающей поверхности.
Свойства кислорода в каждом сечении тракта охлаждения (при средней температуре и при температуре огневой стенки с учетом давления в сечении) рассчитываются по данным справочника [5].
Результаты расчета теплового состояния камеры двигателя 11Д58МФ, проведенного на этапе ее проектирования, показали, что температура огневой стенки не превышает 630 °С [8], что ниже допустимого значения.
Для проверки работоспособности кислородного охлаждения и определения его характеристик были проведены огневые автономные испытания экспериментальных и опытных камер сгорания.
Особенности проведения автономных огневых испытаний и обработки их результатов
Автономные огневые испытания укороченных камер проводились в основном на стенде Центра Келдыша без использования газодинамической трубы. Особенностью схемы разработанной стендовой установки была независимая подача кислорода в камеру сгорания и тракт охлаждения, что позволило расширить диапазон изменения параметров, определяющих теплообмен и протекание рабочего процесса. В частности, соотношение расходов кислорода в тракт охлаждения и камеру сгорания при проведении испытаний различных КС изменялось от 0,7 до 1,3. Кроме того, имелась возможность в процессе испытания регулировать температуру генераторного газа для оценки ее влияния на рабочий процесс в камере сгорания.
Разработанная методика проведения испытаний обеспечила измерение основных параметров работы:
• давления в камере сгорания (с помощью зонда, установленного в смесительной головке);
• давления и температуры на входе и выходе из тракта охлаждения;
• температуры генераторного газа на входе в смесительную головку;
• объемных расходов горючего, подаваемого в камеру и газогенератор;
• расхода кислорода в камеру и в тракт охлаждения и др.
2
I
Р
2
Обработка результатов ОИ камер включала определение характеристик экономичности, в т. ч. коэффициента камеры — фк, в соответствии с методикой определения удельного импульса тяги [7], а также уточнение методик расчета гидравлического сопротивления тракта охлаждения и тепловых потоков к охлаждающему кислороду.
Коэффициент камеры
С
Фк
С
где Ст — теоретическая характеристическая скорость, рассчитываемая по программе термодинамического расчета [9] по давлению в КС, соотношению расходов компонентов топлива Km и энтальпии компонентов топлива, поступающих непосредственно в КС.
Энтальпия компонентов топлива при расчете Ст вычисляется по температуре жидкого кислорода на входе в газогенератор и температуре горючего на входе в камеру при давлении, равном давлению в КС.
Сэксп — экспериментально определяемая характеристическая скорость:
PF
С _ к кр эксп т
+ dС
Здесь Рк — измеренное давление в камере сгорания; Fкр — геометрическая площадь критического сечения камеры сгорания; mE — суммарный расход топлива; |аг — коэффициент, определяющий отношение полного давления в конце цилиндра камеры перед сужающейся частью сопла и измеренного давления Рк; ц5Я — коэффициент, учитывающий толщину вытеснения в критическом сечении камеры на номинальном режиме работы камеры; ц — коэффициент, учитывающий неравномерность профиля скорости в критическом сечении камеры; dСэксп — поправка, учитывающая потерю тепла из камеры со сбрасываемым в дренаж кислородом-охладителем.
В принятой схеме охлаждения из-за отвода теплоты продуктов сгорания в сбрасываемый поток охлаждающего кислорода суммарная энтальпия топлива, поступающего в камеру, уменьшается на величину dHКС, обусловленную упомянутой потерей тепла с охлаждающим кислородом. Значение поправки dСэксп, соответствующей снижению С из-за этого уменьшения эн-
эксп ^
тальпии топлива, вычислялось как разница теоретических значений С, рассчитанных при значениях энтальпий, отличающихся на dHкс
первый этап отработки кислородного охлаждения камеры: экспериментальные камеры сгорания изготовления воронежского механического завода и результаты их испытаний
Для подтверждения принятых технических решений по охлаждению камеры жидким кислородом (надежность охлаждения, живучесть камеры, взаимодействие охлаждающего кислорода с материалом внутренней оболочки сопла), а также для определения параметров экономичности на номинальном режиме работы требовалось проведение ОИ. Для этого на Воронежском механическом заводе (ВМЗ) в 2009 г. были изготовлены три ЭКС, отличавшиеся длиной цилиндрического участка камеры: 105 мм у ЭКС № 925 и 926; 52,5 мм -у ЭКС № 181. Для упрощения технологии изготовления ЭКС внутренняя оболочка камеры выполнялась цельноточеной с последующим фрезерованием каналов тракта охлаждения. Для обеспечения сборки и пайки с наружной оболочкой в критическом сечении использовались разрезные стальные вкладыши. Выходной диаметр сопла был выбран, исходя из условия обеспечения возможности проводить ее ОИ в земных условиях без применения газодинамической трубы, но с безотрывным истечением продуктов сгорания из сопла. Общий вид ЭКС представлен на рис. 1.
Охладитель подается в коллектор около среза сопла и течет к смесительной головке (схема «противоток»).
Тракт внешнего регенеративного охлаждения образован фрезерованными каналами на бронзовой огневой стенке камеры, их высота по всей длине была выбрана равной 1,5 мм, угол наклона ребер к оси камеры и ширина канала выполнены переменными. В зоне критического сечения угол наклона составляет 7°, увеличиваясь до 30° на цилиндрической части камеры. Число каналов равно 90.
Изготовление камеры новой конструкции на ВМЗ оказалось сопряжено с технологическими трудностями, в особенности в части обеспечения пайки оболочек экспериментальных образцов камеры. В результате ЭКС № 925, ввиду недостатка времени и средств на изготовление полностью кондиционной матчасти, была допущена к ОИ с запаями в одном из каналов тракта охлаждения в виде двух перемычек из припоя на расстоянии 5-7 мм друг от друга. Проведенные расчеты показали, что возможное повышение температуры локального участка огневой стенки в области критического сечения в запаянном канале составляет 150...200 °С по сравнению с каналом без запая [8]
эксп
(охлаждение канала с запаем, в котором расход охладителя отсутствует, осуществляется двумя соседними каналами благодаря высокой теплопроводности материала огневой стенки).
При рентгеноконтроле ЭКС № 926 после ее изготовления также выявились запаи, которые были высверлены на заводе-изготовителе с последующим восстановлением целостности наружной оболочки камеры сгорания.
При проливке тракта охлаждения ЭКС № 181 водой был отмечен повышенный, по сравнению с ЭКС № 925, 926, перепад давления, что было объяснено замятием (уменьшением высоты) всех каналов охлаждения в процессе изготовления камеры.
ЭКС № 926 и 181 также были допущены к автономным ОИ.
В ноябре-декабре 2009 г. было проведено четыре ОИ ЭКС № 925.
При проведении первого ОИ ЭКС № 925 длительностью 10 с на режиме, близком к номинальному, расход криогенного кислорода в охлаждающем тракте камеры уменьшился на ~30% от номинального значения, что привело к определенному повышению температуры огневой стенки камеры.
При осмотре камеры после этого испытания было обнаружено, что в целом огневая стенка и покрытие камеры остались в хорошем состоянии, покрытие не разрушилось и сохранило однородность. Условия проведения испытания и уменьшение расхода кислорода на охлаждение отразились на состоянии огневой стенки камеры на участке с дефектом изготовления охлаждающего тракта: за местом расположения запая, в месте перегрева, появились три сквозных отверстия с неровными краями, размерами 1,0.2,0 мм, расположенные друг за другом.
Рис. 1. Конструкция экспериментальной камеры сгорания: 1 — зонд замера давления в камере сгорания; 2 — щелевая смесительная головка; 3 — коллектор подвода кислорода на охлаждение; 4 — тракт охлаждения; 5 — коллектор отвода кислорода
Огневая поверхность на цилиндрической части камеры и дозвуковой части сопла на участке длиной =120 мм от головки сохранялась без следов термического воздействия на покрытие стенки с четкими отпечатками от струй горючего из периферийного газового канала. Часть покрытия была унесена, из-за чего местами обнажился основной материал огневой оболочки — медный сплав. Следы обнажения медного сплава отмечены, в основном, в зоне втекания дозвуковой части сопла. Как показало следующее испытание, камера с локальным дефектом и местной потерей герметичности (кислород из тракта охлаждения поступал в огневую полость КС) сохранила свою работоспособность. Несмотря на образование
негерметичности канала тракта охлаждения, было принято решение о проведении второго ОИ длительностью 10 с на режиме, близком к номинальному, которое также прошло успешно. При осмотре после испытания было обнаружено, что размеры трех сквозных отверстий, появившихся при предыдущем испытании, практически не изменились, т. е. развития дефекта и разгара огневой стенки не наблюдалось, что подтвердило живучесть камеры с кислородным охлаждением. Состояние огневой поверхности камеры визуально, при сравнении с предыдущим испытанием, не изменилось. На основании этого можно считать, что охлаждение экспериментальной камеры было достаточно надежным. Указанные повреждения
ее огневой поверхности произошли только по причине местного технологического дефекта (за-паев канала в охлаждающем тракте в зоне с максимальными тепловыми потоками), а также из-за снижения почти на треть расхода охладителя.
В октябре-декабре 2010 г. на стенде Центра Келдыша были проведены ОИ ЭКС № 181 и 926. Основные принципы построения стендовой установки и формирования программы испытаний были идентичными ОИ ЭКС № 925.
На ЭКС № 181 с длиной цилиндрического участка камеры 52,5 мм было проведено одно ОИ на режиме 60% длительностью 10 с, три ОИ на режиме, близком к номинальному, длительностью одно 30 с и два — по 50 с. Дефектов огневой стенки обнаружено не было, цвет покрытия не изменился. На ЭКС № 181 значения экономичности рабочего процесса, определяемые коэффициентом камеры цк, были значительно (на 4%) ниже, чем у ЭКС № 925, что связано с уменьшением длины цилиндрической части камеры в два раза.
При проведении ОИ ЭКС № 926 длительностью 10 с на режиме, близком к номинальному, расход кислорода на охлаждение был на 15% ниже, чем в камеру, в результате чего образовалась негерметичность каналов тракта охлаждения камеры на сужающейся части сопла (была выявлена после испытания камеры). Образовавшийся дефект огневой стенки в виде двух отверстий и подплавления вокруг них локализовался в ходе испытания, не распространился на критическое сечение сопла и не повлиял на стабильную работу ЭКС, еще раз подтвердив живучесть КС с кислородным охлаждением.
второй этап отработки кислородного охлаждения камеры: опытные камеры сгорания изготовления оАо «красмаш» и результаты их испытаний
На основании результатов испытаний ЭКС, а также дополнительных проектных и конструкторских проработок, был выпущен и защищен в 2010 г. эскизный проект на многофункциональный двигатель 11Д58МФ. Началась разработка конструкторской документации на основные элементы штатного двигателя (камеру, газогенератор, ампулу пускового горючего, турбонасосного агрегата и т. д.) и подготовка производства двигателя на ОАО «Красмаш» (г. Красноярск).
Была разработана конструкция следующего поколения отработочных камер — опытных камер сгорания (ОКС, рис. 2). В отличие от ЭКС изготовления ВМЗ, для повышения эффективности рабочего процесса в КС в щелевой смесительной головке был в два раза уменьшен расход горючего через торцы каналов и увеличен расход через отверстия, непосредственно подающие горючее в поток окислительного газа. Как показали расчетные работы и дальнейшие испытания, торцы смесительной головки при таком уменьшении расхода горючего через них охлаждаются еще достаточно эффективно. Была изменена конфигурация каналов тракта охлаждения: при сохранении их количества (90 каналов) введена переменная высота ребра, изменены угол наклона ребра и глубина ямок искусственной шероховатости.
Рис. 2. Конструкция опытной камеры сгорания: 1 — зонд замера давления в камере сгорания; 2 — щелевая смесительная головка; 3 — коллектор подвода кислорода на охлаждение; 4 — тракт охлаждения; 5 — коллектор отвода кислорода
В 2011 г. ОАО «Красмаш» было изготовлено две ОКС, в 2012 г. — три ОКС, в 2013 г. — еще одна [10]. Все камеры имели свои конструктивные особенности, направленные на исследование и уточнение параметров тракта охлаждения.
Огневые испытания О КС № 1 (первой камеры изготовления ОАО «Красмаш») были проведены в декабре 2011 г. на стенде Центра Келдыша (рис. 3).
Рис. 3. Опытная камера сгорания, установленная на испытательном стенде
При проведении ОИ ОКС № 1 выявился серьезный дефект защитного покрытия огневой стенки, обусловленный неотработанностью ОАО «Красмаш» технологии его нанесения при изготовлении первой ОКС — множественное очаговое его отслаивание от бронзовой стенки. Большое количество вздутий покрытия было унесено потоком газа с образованием каверн, и обнажилась бронзовая огневая стенка камеры (рис. 4). После третьего ОИ была обнаружена потеря герметичности огневой стенки в виде трех небольших (до 1 мм) сквозных отверстий округлой и продолговатой формы, причиной чего могла являться турбулизация пограничного слоя продуктов сгорания, создаваемая кавернами покрытия.
Рис. 4. Дефекты огневой стенки опытной камеры сгорания № 1
Для определения качества нанесения покрытия, структуры дефектов, а также анализа причин, которые могли привести к образованию негерметичности огневой стенки, было проведено металлографическое исследование образцов, вырезанных из ОКС № 1, на оптическом и сканирующем микроскопах Центра Нанотехнологий ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша».
Общий вид одного из дефектов покрытия, в котором материал частично отслоился, а частично сохранился на огневой стенке, показан на рис. 5.
Рис. 5. Микрофотография дефекта огневой стенки
Поскольку ОКС № 1 являлась первым экземпляром камеры двигателя 11Д58МФ, изготовленным ОАО «Красмаш», результаты металлографического исследования стали основанием для внесения необходимых изменений в технологический процесс нанесения покрытия на огневую стенку камер.
ОКС № 2 и 3 были изготовлены ОАО «Красмаш» в апреле и сентябре 2012 г., соответственно. Огневые испытания на этих ОКС были проведены на стенде РКК «Энергия» в мае и октябре 2012 г. Конструкция ОКС № 2 и 3 практически не отличалась от ОКС № 1, однако по результатам дефектации ОКС № 1 нанесенное ранее на огневую поверхность покрытие было снято. Всего было проведено четыре запуска ОКС № 2 и один запуск ОКС № 3.
К сожалению, при проведении испытаний этих ОКС корректная информация не была получена по стендовым причинам.
Следующая ОКС изготовления ОАО «Красмаш», камера сгорания опытного образца двигателя Э11673 (КС ООД), была изготовлена в мае 2012 г. Ее основными конструктивными особенностями, продиктованными
сжатыми сроками и отработкой технологии по ходу изготовления камеры на заводе-изготовителе, являлись:
• отсутствие защитного покрытия огневой стенки камеры сгорания;
• щелевая смесительная головка, заимствованная от ЭКС № 925 изготовления ВМЗ, прошедшая испытания на первом этапе;
• отсутствие искусственной шероховатости на дне каналов тракта охлаждения на цилиндрическом участке камеры сгорания.
На КС ООД на стенде Центра Келдыша было выполнено семь автономных О И длительностью по 30 с. Давление в КС составляло ~95% от номинального, температура генераторного газа 360.400 °С, расход кислорода на охлаждение от испытания к испытанию постепенно снижался со 134% до номинального 100%. Часть испытаний была проведена с изменением соотношения расходов компонентов в камере, что позволило получить большой объем корректных результатов по оценке изменения характеристик ее работы: экономичности рабочего процесса, разогрева охлаждающего кислорода, гидравлического сопротивления тракта охлаждения. Результаты испытаний КС ООД приведены в табл. 1.
Таблица 1
параметры испытаний камеры сгорания опытного образца двигателя
Камера Камера сгорания опытного образца двигателя
№ испытания 1 2 3 4 5 6 7
Расход топлива (О2 + керосин) в камере сгорания, кг/с 12,47 12,42 12,76 12,67 12,63 12,53 12,51
Расход компонентов топлива Km 2,640 2,660 2,777 2,715 2,680 2,660 2,660
Расход кислорода в камере сгорания, кг/с 9,04 9,03 9,38 9,26 9,20 9,11 9,09
Расход кислорода в тракте охлаждения, кг/с 12,10 12,10 11,49 11,70 10,70 11,70 9,20
Перепад давления в тракте охлаждения, кгс/см2 (МПа) 68,50 (6,72) 67,70 (6,64) 66,20 (6,49) 65,80 (6,45) 54,85 (5,38) 63,00 (6,18) 43,30 (4,25)
Подогрев в тракте, °С 60,15 63,64 67,20 65,90 73,10 66,40 85,10
Коэффициент камеры, фк 0,980 0,985 0,983 0,980 0,980 0,984 0,980
Полосы с изменением цвета огневой поверхности камеры сгорания, возникшие после первого ОИ из-за неравномерности распыла компонентов смесительной головкой, в дальнейшем своих структуры и цвета почти не изменили. После седьмого ОИ структура поверхности оболочки сопла приобрела изменения, говорящие о начинающейся эрозии материала огневой стенки. На рис. 6 показано сравнение поверхности КС на участке около критического сечения и изменение ее цвета после первого и седьмого испытаний. Тем не менее, КС ООД наработала в сумме 210 с, сохранив целостность конструкции, что еще раз подтвердило реализуемость кислородного охлаждения камеры без колец завес внутреннего охлаждения горючим.
Огневое испытание ОКС № 5, проведенное в конце 2012 г. на стенде Центра Келдыша, завершилось аварийно из-за скрытого производственного дефекта.
а)
б)
Рис. 6. Огневая поверхность камеры сгорания опытного образца двигателя Э11673 после огневых испытаний:
а — первого; б — седьмого
Испытания были продолжены на ОКС № 4. Ее конструкция отличалась от предыдущих геометрией искусственной шероховатости в каналах тракта охлаждения камеры, измененной с целью повышения интенсификации теплообмена с учетом особенностей течения криогенного кислорода, а также уменьшением вдвое расходов горючего через торцы всех шнеков смесительной головки. На поверхность камеры после соответствующей подготовки было нанесено защитное покрытие.
Первая серия автономных испытаний ОКС № 4 была проведена в Центре Келдыша в июне-июле 2013 г. Было проведено три ОИ — одно на пониженном режиме в течение 15 с и два на номинальном режиме продолжительностью по 30 с. Они показали самую высокую эффективность рабочего процесса в этой камере по сравнению со всеми другими испытанными (ЭКС, ОКС, КС ООД). Перепад давления в тракте кислородного охлаждения ОКС № 4 оказался, однако, выше, чем на других камерах, что связано как с изменением типа искусственной шероховатости, так и с замятием огневой стенки в области критического сечения при развальцовке оболочки в процессе ее изготовления.
Вторая серия испытаний ОКС № 4, проведенная в июне 2014 г., состояла из двух испытаний на номинальном режиме длительностью по 30 с, причем одно из них проводилось при давлении в камере сгорания, полностью соответствующем номинальному режиму работы камеры двигателя 11Д58МФ. Суммарная огневая наработка ОКС № 4 составила 155 с. Осмотр материальной части после испытаний показал, что повреждения огневой стенки отсутствуют, структура поверхности (зоны потемнения и зоны изменения цвета) сформировалась при первом же ОИ и при последующих испытаниях практически не менялась.
Основные параметры и результаты испытаний опытной камеры сгорания № 4 представлены в табл. 2.
Корректность получаемых экспериментальных результатов по коэффициенту камеры подтверждается обоснованными физическими зависимостями экспериментальных значений характеристической скорости и коэффициента камеры фк от соотношения компонентов топлива. Достигнутое совершенство системы измерений и обработки параметров характеризуется погрешностью определения коэффициента камеры ~0,2 % на последовательно проведенных испытаниях одного и того же экземпляра камеры (рис. 7).
Таблица 2
Параметры испытаний опытной камеры сгорания № 4
Камера Опытная камера сгорания
№ испытания 1 2 3 4 5
Расход топлива (О2 + керосин) в камере сгорания, кг/с 8,93 12,77 12,60 12,66 13,30
Расход компонентов топлива Кт 2,985 2,720 2,675 2,670 2,764
Расход кислорода в камере сгорания, кг/с 6,700 9,293 9,174 9,165 9,780
Расход кислорода в тракте охлаждения, кг/с 12,100 10,225 10,372 11,030 11,840
Перепад давления тракта охлаждения, кгс/см2 (МПа) 68,50 (6,72) 96,50 (9,46) 98,20 (9,63) 97,43 (9,55) 106,40 (10,43)
Подогрев в тракте, °С 60,15 70,20 65,83 61,54 67,20
Коэффициент камеры, фк 0,987 0,988 0,989 0,982 0,986
Рис. 7. Изменение характеристик экономичности камеры в ходе двух последовательно проведенных огневых испытаний (ОИ) опытной камеры сгорания № 4: Сэксп — экспериментальные значения характеристической скорости; фк — коэффициент камеры; Km КС — соотношение расходов компонентов в камере сгорания; ◊ — ОИ № 2; ■ — ОИ № 3
Коэффициент камеры фк ОКС № 4 на 0,53% выше, чем у КС ООД, что означает увеличение удельного импульса тяги на 2 кгс-с/кг (19,6 м/с). Повышение эффективности работы камеры связано с уменьшением в два раза расхода горючего через торцы всех шнеков щелевой смесительной головки и соответствующего увеличения количества горючего, поступающего через устьевые отверстия.
Выводы
Всего в ноябре 2009 - июне 2014 гг. было изготовлено девять экземпляров камер (три ЭКС на ВМЗ, шесть ОКС в ОАО «Красмаш»). При изготовлении камер одновременно велась отработка технологии их изготовления, вследствие чего несколько камер имели существенные и даже недопустимые отклонения от конструкторской документации. Тем не менее, они были допущены к проведению ОИ и дали ценные экспериментальные результаты.
Всего было проведено 27 успешных автономных ОИ, суммарная наработка составила 705 с. На одной из камер — КС ООД — выполнено семь огневых включений длительностью по 30 с.
По результатам автономных ОИ, проведенных при давлении и соотношении расходов компонентов в КС, близком к номинальному, можно сделать следующие выводы:
• Экспериментально подтверждены надежность и безопасность использования жидкого кислорода для охлаждения огневой стенки камеры ЖРД без колец завесного охлаждения горючим при высоких тепловых потоках в критическом сечении и соотношении расходов кислорода на охлаждение и в камеру сгорания 0,7.1,3.
• Состояние огневой стенки КС (отложения сажи, картина от взаимодействия струй горючего с огневой стенкой, изменение цвета поверхности) определяется структурой потока продуктов сгорания, формируемой периферийным кольцом смесительной головки, а также эффективностью работы тракта кислородного охлаждения, качеством изготовления камеры и нанесения покрытия. Состояние огневой стенки формируется при первом же огневом запуске, при последующих запусках структура течения и состояние огневой стенки сохраняются.
• Состояние смесительной головки ОКС после испытаний и результаты обработки параметров испытаний подтверждают работоспособность испытанных вариантов смесительной головки и заметное повышение экономичности ее работы при уменьшении расходов горючего через торцы всех шнеков в два раза.
• Образование при испытаниях локальных дефектов с потерей герметичности огневой стенки на первых вариантах камеры (ЭКС) связано в основном с появлением неустранимых локальных дефектов тракта охлаждения при изготовлении из-за неотработанности технологии изготовления новой конструкции камеры. Образование дефектов не нарушало работоспособности огневой стенки камеры и не приводило к ее катастрофическому разрушению, что подтверждает живучесть конструкции камеры с кислородным охлаждением.
• Экспериментальное значение коэффициента камеры фк = 0,985.0,988, определяющего экономичность ЖРД 11Д58МФ, показывает высокое совершенство рабочего процесса на режимах, близких к номинальному.
Для окончательного выбора конструктивного исполнения тракта охлаждения камеры предполагается изготовить и провести автономные огневые испытания нескольких
экземпляров камер для уточняющих и кон-структорско-доводочных испытаний. В настоящее время завершена отработка технологических процессов, принципиальных для качества изготовления и надежности работы камеры двигателя 11Д58МФ.
Автономные огневые испытания вновь изготавливаемых экземпляров ОКС будут проводиться в рамках комплексной программы экспериментальной отработки конструкции камеры маршевого двигателя 11Д58МФ.
список литературы
1. Жидкостные ракетные двигатели, созданные ОКБ-1-ЦКБЭМ-НПО «Энергия»-РКК «Энергия» (1957-2009) / Под ред. проф. Соколова Б.А. // Ракетно-космическая техника. Труды. Сер. XII. Королёв: РКК «Энергия», 2009. Вып. 1-2. С. 98-99.
2. Некоторые вопросы проектирования двигательных установок ракет-носителей, разгонных блоков и орбитальных кораблей, работающих на криогенных компонентах топлива / Под ред. проф. Соколова Б.А. // Ракетно-космическая техника. Труды. Сер. XII. Королёв: РКК «Энергия», 2000. Вып. 1-2. С. 133-151.
3. Лебединский Е.В., Мосолов С.В., Калмыков Г.П., Зенин Е.С., Тарарышкин В.И., Федот-чев В.А. Компьютерные модели жидкостных ракетных двигателей / Под ред. академика РАН Коротеева А.С. М.: Машиностроение, 2009. 376 с.
4. Калмыков Г.П., Лебединский Е.В., Тара-рышкин В.И. Анализ возможных направлений совершенствования кислородно-керосиновых ЖРД. ФГУП «Центр Келдыша», 2002. Режим доступа: http://kerc.msk.ru/ipg/papers/art1.pdf (дата обращения 01.09.2014 г.).
5. Сычев В.В., Вассерман А.А., Козлов АД, Спиридонов Г.А., Цымарный В.А. Термодинамические свойства кислорода: ГСССД / М.: Издательство стандартов, 1981. 304 с.
6. Urbano A., Pizzarelli M., Nasuti F. Numerical analysis of transcritical fluids heating in liquid rocket engine cooling channels// Aerotecnica. 2009. V. 88. P. 54-57.
7. Лебединский Е.В., Калмыков Г.П., Мосолов С.В., Беренс Ю.Л., Бессонов А.И., Бубнов В.И., Воинов А.Л., Лозино-Лозинская И.Г., Меньшикова О.М., Меркулов И.В., Натанзон M.C., Пастухов А.И., Пономарев Н.Б., Сидлеров Д.А., Слесарев Д.Ф., Устинов Г.Н., Филичкин А.П., Янчилин Л.А. Рабочие процессы в жидкостном ракетном двигателе и их моделирование / Под ред. академика РАН Коротеева А.С. М.: Машиностроение, 2008. 512 с.
8. Стриженко П.П. Особенности расчета теплового состояния камеры ЖРД с безза-весным охлаждением жидким кислородом // Вестник СГАУ им. С.П. Королёва. 2009. № 3(19). Ч. 2. С. 191-196.
9. Трусов Б.Г. Моделирование химических и фазовых равновесий при высоких температурах (Астра-4). М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1995. 34 с.
10. Катков Р.Э., Лозино-Лозинская И.Г., Мосолов С.В., Смоленцев А.А., Соколов Б.А., Соколова Н.А., Стриженко П.П., Тупицын Н.Н. Результаты огневых испытаний экспериментальных камер сгорания ЖРД с кислородным охлаждением // Известия РАН. Энергетика. 2013. № 1. С. 34-43.
Статья поступила в редакцию 22.05.2015 г.
Reference
1. Zhidkostnye raketnye dvigateli, sozdannye OKB-1 -TsKBEM-NPO «Energiya»-RKK «Energiya» (1957-2009) [Liquid-fuel rocket engines developed at OKB-1-TsKBM-NPO Energia-RSC Energia (1957-2009)]. Ed. Sokolov B.A. Raketno-kosmicheskaya tekhnika. Trudy. Ser. XII. Korolev, RKK «Energiya» publ., 2009, issue 1-2, pp. 98-99.
2. Nekotorye voprosy proektirovaniya dvigatel'nykh ustanovok raket-nositelei, razgonnykh blokov i orbital'nykh korablei, rabotayushchikh na kriogennykh komponentakh topliva [Some problems in design of propulsion systems for launch vehicles, upper stages and orbital spacecraft running on cryogenic propulsion components]. Ed. Sokolov B.A. Raketno-kosmicheskaya tekhnika. Trudy. Ser. XII. Korolev, RKK «Energiya»publ., 2009, issue 1-2, pp. 133-151.
3. Lebedinskii E.V., Mosolov S.V., Kalmykov G.P., Zenin E.S., Tararyshkin V.I., Fedotchev V.A. Komp'yuternye modeli zhidkostnykh raketnykh dvigatelei [Computer models of liquid-fuel rocket engines]. Ed. Koroteev A.S. Moscow, Mashinostroeniepubl., 2009. 376p.
4. Kalmykov G.P., Lebedinskii E.V., Tararyshkin V.I. Analiz vozmozhnykh napravlenii sovershenstvovaniya kislorodno-kerosinovykh ZhRD [Analysis of possible avenues for improving oxygen-kerosene rocket engines]. FGUP «Tsentr Keldysha», 2002. Available at: http://kerc.msk.ru/ipg/ papers/art1.pdf (accessed 01.09.2014).
5. Sychev V.V., Vasserman A.A., Kozlov A.D., Spiridonov G.A., Tsymarnyi V.A. Termodinamicheskie svoistva kisloroda: GSSSD [Thermodynamic properties of oxygen: State standard reference data service]. Moscow, Izdatel'stvo standartovpubl., 1981. 304p.
6. Urbano A., Pizzarelli M., Nasuti F. Numerical analysis of transcritical fluids heating in liquid rocket engine cooling channels. Aerotecnica, 2009, vol. 88, pp. 54 -57.
7. Lebedinskii E.V., Kalmykov G.P., Mosolov S.V., Berens Yu.L., Bessonov A.I., Bubnov V.I., Voinov A.L., Lozino-Lozinskaya I.G., Men'shikova O.M., Merkulov I.V., Natanzon M.C., Pastukhov A.I., Ponomarev N.B., Sidlerov D.A., Slesarev D.F., Ustinov G.N., Filichkin A.P., Yanchilin L.A. Rabochie protsessy v zhidkostnom raketnom dvigatele i ikh modelirovanie [Working processes in liquid-fuel rocket engine and their simulation]. Ed. Koroteev A.S. Moscow, Mashinostroenie publ., 2008. 512 p.
8. Strizhenko P.P. Osobennosti rascheta teplovogo sostoyaniya kamery ZhRD s bezzavesnym okhlazhdeniem zhidkim kislorodom [Calculation of thermal state of a liquid-fuel rocket engine with filmless cooling using liquid oxygen]. Vestnik SGAU im. S.P. Koroleva, 2009, no. 3(19), part 2, pp. 191-196.
9. Trusov B.G. Modelirovanie khimicheskikh i fazovykh ravnovesii pri vysokikh temperaturakh (Astra-4) [Simulation of chemical and phase equilibria at high temperatures (Astra-4)]. Moscow, MGTU im. N.E. Baumana publ., 1995. 34 p.
10. Katkov R.E., Lozino-Lozinskaya I.G., Mosolov S.V., Smolentsev A.A., Sokolov B.A., Sokolova N.A., Strizhenko P.P., Tupitsyn N.N. Rezul'taty ognevykh ispytanii eksperimental'nykh kamer sgoraniya ZhRD s kislorodnym okhlazhdeniem [Results of firing tests of experimental combustion chambers of liquid-propellant engines with oxygen cooling]. Izvestiya RAN. Energetika, 2013, no. 1,pp. 34-43.
