CC BY
19
УДК 629.764
В. В. Смець
ГАЗИФ1КАЦ1ЙНА КАМЕРА СПАЛИМО1 РАКЕТИ-НОС1Я
Ключовою проблемою реалгзацИракети-носгя 1з спалимою полгетиленовою баковою оболочкою е розробка газифжацшног камери. Наводиться методика, що дозволяе обрати роз-м1ри I форму газифжацшног камери, розрахувати швидюсть трол1зу полгетилену, швидюсть скорочення ракети-носгя, оцгнки масово-енергетичних характеристик. Прогнозуеться, що маса двигунно'1 установки збшьшиться на 10......20 вгдсотюв поргвняно з традицшною.
Вступ
Спалення тшетиленово! (ПЕ) баково! оболонки ракети-ноая (РН), як пального, [1] в разi устшно! практично! реатзаци дасть можливють створити од-ноступiнчасту РН на вуглеводневому паливi з метою зниження вартостi транспортних космiчних опе-рацiй. Особливо ефективним виглядае використан-ня ПЕ з порошковими наповнювачами - металами або металопдридами [2]. Cпалимi РН (СРН) можуть розв'язати проблему малих носив, спещально при-значених для виведення перспективних мiкро- i на-носупутник1в, осшльки для цих РН не е суттевою дiя масштабного фактора [3]. СРН не потребувати-муть зон ввдчуження i тому можуть запускатися з наземного, або авiацiйного старпв, наприклад, над Чорним морем. 1снуе теоретична розвiдка щодо можливостi розв'язання означено! проблеми iншим шляхом - за допомогою мало! твердопаливно! РН, оснащено! крилами [4] - але, очевидно, лише для обмеженого дiапазону низьких орбгт. В роботi [5] наведеш схема влаштування СРН i принцип взае-модi! !! частин. Вщзначалось, що однiею з найваж-ливiших проблем СРН е розробка газифжацшно! камери (ГК). Перше наближення до тако! розробки - методика розрахунку масово-габаритних характеристик ГК - запропонована в цiй статп i проiлюст-рована прикладом.
Швидкiсть скорочення ракети, площа гази-фшацп I швидккть газифжацп
Пiсля того як в ГК поверхня певно! частини баково! оболонки на^ваеться до температури =
450......475 °С, ПЕ в прогрiтому приповерхневому
шарi практично повнiстю перетворюеться на газо-подiбнi продукти термiчно! деструкцп, як1 вилуча-ються з ГК за допомогою компресора, тобто з по-верхнi ПЕ баково! оболонки, котра безперервно над-ходить в ГК, вщбуваеться безперервне вилучення речовини. В мiру витрачання палива ракета скоро-
V
чуеться iз швидшстю ш ГК, що спрямована вздовж
!! поздовжньо! оа, рис. 1. Якщо ГК матиме кошчну (зубчасту) поверхню, то швидшсть газифiкацi! ш"гК, що е нормальною до ще! поверхнi, може бути знач-но меншою за . Цей ефект доцшьно використо-вувати, якщо теплофiзичнi характеристики ПЕ i теп-ловi процеси в КЗ не дозволяють достатньо набли-зити величину ш"ГК до шГК. В цьому випадку площа нагрiвально! поверхнi ГК £гк (площа газифь кацп) перевищуватиме площу плаского торця баково! оболонки на величину коефщента перебшьшен-ня швидкостi
N =
ш,
ш
ГК
Осшльки вщ £ГК залежить форма, влаштування i маса ГК, то знаходження шпГК i ш1:ГК е основною проблемою розробки ГК.
В робот [6] показано, що шТК визначатиметься розмiрами РН, типом палива i характеристиками !! двигунно! установки (ДУ), а площа газифжацп ПЕ £ГК , що потрiбна для забезпечення ДУ належною
шльшстю пального, залежатиме також i вiд ш
ГК
2М 0 п0 §
1 пит °Рн ПР ПЕ ( + кш)
(
1 -
(1)
К
Цу + 1
£ГК =
п0М 0 §
пит ш ГК Р ПЕ ( + К )'
(2)
де М0 - стартова маса РН; п0 - стартове переван-таження; § - прискорення вiльного падiння; 1пит -питомий iмпульс ДУ; D РН - зовнiшнiй дiаметр ба-
© В. В. Смець, 2008
П
П
V
ГК
ково! оболонки; рш - густина ПЕ; кг, кт - об-'емне та вагове спiввiдношення компонентiв пали-ва.
В [6] також запропоновано визначати шГК iз ведомо! формули для швидкостi пересування меж1 тiла при квазiсгацiонарному нarрiвi
-1п
Т - Т
1 q 10
Т-Т
(3)
q = а(т/; - Тг2) при х = 0,
(4)
с ЩТрс^ | ф^ сЬ | Т(х)р(х)& | Т(х)р(х)&
Тг 2 =-
Ш1 1 хд х
рсГ | Су | сЬ |р( х)сЪ |р( х)сЪ
,(5)
1 /-тл СТ
q = -ЦТ)— при х = 0,
ах
— = а(Т) Ц +
дт дх2 с(Т )р(Т)
(6)
(7)
шляхом постановки значень температури Т i коор-динати , що отриманi числовим розрахунком од-новимiрного нестацiонарноrо температурного поля для точок, як1 лежать в ПЕ тш бiля межi газифтацл. В формулi (3) а е коефiцieнт температуропроводности ПЕ, q е глибина шару ПЕ, заповненого буль-башками газифжовано! речовини, Т0 - температура ПЕ за межами ГК. Вщомо, що ПЕ мае низьку тем-пературопровiднiсть. З ще! причини слщ очiкувати порiвняно низьких значень шГК, що призведе до використання ГК з великою площею на^вально! поверхнi.
Розрахунок квазктацшнарного температурного поля
Очевидно, що картина температурного поля за квазютацюнарного режиму вщповщатиме тш, що буде результатом нестацюнарного проrрiву на ввдшн-
ку часу [т0; т к ]. В момент початку процесу т0 приймаеться, що ПЕ мае всюди однакову температуру Т0. Момент т к вiдповiдае досягненню на по-верхнi ПЕ температури Т8 . Розрахунок температурного поля здшснюеться вiдносно нерухомо! оа координат х, початок яко! знаходиться на поверхнi ГК. Шсля моменту тк ГК починае пересуватись внас-лiдок вилучення речовини з поверхнi пального, розрахунок в нерухомш системi координат втрачае фiзичний змiст i припиняеться. Процес нестацюнар-
ного проrрiву пального на вщтинку часу [т0; т к ] розглядаеться як теплопередача вщ стiнки ГК в ПЕ (спочатку твердий, потiм рвдкий i rазоподiбний). Ос-новнi рiвняння, за якими здiйснюеться розрахунок теплопередачi вздовж оа х для одновишрно! зaдaчi нaступнi
Приймаеться, що в перюд нестaцiонaрноrо на-^ву поверхневий шар ПЕ спочатку е твердим, попм - рщким, потiм - рщким, насиченим газовими буль-башками i полм - гaзоподiбним. Пiд час квазютац-iонaрного прогрiву матимемо поверхневий шар га-зоподiбний, а приповерхневий шар - рiдкий, наси-чений газовими бульбашками; дaлi буде рщкий од-нофазний шар i за ним - тверда речовина.
Теплопередача ввд стшки ГК в ПЕ ( твердий, рвдкий, рвдкий i насичений газами, або в гaзоподiбнi продукти пiролiзу) описуеться рiвнянням Ньютона (4). Тут q - щшьшсть теплового потоку; а - ко-ефiцiент тепловiдцaчi вiд внутршньо! стшки ГК в поверхневий шар ПЕ; Т; 1 - температура внутрш-ньо! стiнки ГК (вона задаеться на початку розра-хунк1в); Т; 2 - середньомасова температура повер-хневого шару ПЕ (визначаеться на кожному крощ розрахунку). Коефiцiент а за експериментальними даними, наведеними в [1], приймаемо в межах
(2......5)-103 Вт/(м2 К). Припускаемо, що процес
тепловiдцaчi вiд стшки ГК в насичений газовими бульбашками редкий ПЕ е подiбним до процесу кип-iння. Рiвняння (5) записано для одиничного об'ему
V . Тут с - теплоемшсть пального, що приймаеться пос-тшною в усьому шaрi, р - густина ПЕ, хч -глибини шару ПЕ, насиченого газовими бульбаш-ками.
Всередиш пального теплообмiн здiйснюегься теп-лопровщшстю i описуеться законом Фур'е (6). При-пускаеться, також, для спрощення розрахунк1в, що теплопровiднiсть е основним шляхом передaчi тепла всерединi приповерхневого шару, який е насичений газоподабними продуктами термiчноl деструкци. Тем-пературне поле всерединi пального описуеться основним диференщальним рiвнянням теплопровщ-носп (7) з урахуванням об'емного теплопоглинання
qv (Т) , яке обумовлено утворенням бульбашок iз
гaзоподiбних продуктiв термiчноl деструкци. Це рiвняння розв'язуеться числовим методом.
Система (4......7) доповнюеться залежностями
теплофiзичних характеристик ПЕ ввд температури
с(Т), Х(Т), р(Т), qm (Т), визначеними експе-риментально. Приймалось, що в дiaпaзонi
20......360 °С теплоемнiсть с змшюеться вiд 2 до
6 кДж/(кг-К), X - ввд 0,4 до 0,1 Вт/(м-К), р
а
п
ГК
х
х
V
= const = 919 кг/м3 а масове теплопоглинання qm = 0. За температури, бшьшо! за 360 °С приймалось, що с = const = 6 кДж/(кг- К), X = const = 0,1 Вт/ (м-К), qm = const = -400 Вт/кг, рiвномiрно зни-жуеться до нуля в дiапазонi 360......475 °С.
В табл. 1 наводиться калька оцiнок швидкосп га-зифтацп, глибини розплавленого шару ПЕ i глиби -ни . Порядок товщини прогрiтого шару е малим. Це означае вщсутшсть небезпеки роз-плавлення ПЕ оболонки за межами ГК.
Bii6ip форми i |)озм1|)1в ГК, оцшка и маси
Задача конструювання ГК може бути розв'язана шляхом створення зигзагогоздбно!, зубчасто!, шор-стко! поверхнi в торцевш частинi баково! оболонки таким чином, щоб площа поверхнi, на якш вщбува-тиметься термiчна деструкцiя, значно перевищувала б площу поверхнi плаского торця. Одним з варiантiв
конструктивного виконання може бути поверхня, що утворена шльцевими зубцями трикутного профiлю, рис. 1. Юльюсть зубцiв z обираеться з мiркувань тех-нолопчносп !хнього виготовлення завтовшки h i зав-вишки H:
H =
H1
h =
А
z z
де за геометричними спiввiдношеннями
H 0 • А
H =
cos у
i з урахуванням коефiцiента
h „ =А N.
2 k„
H
0
(8)
у = arcsin-, (9)
(10)
Таблиця 1 - Оцшка аГК, xq, xm за результатами розрахунк1в температурного поля
T If р K а, Вт/м2К q, Вт/м2 агк, м/с xq , м xm , м
1100 5000 1106 1-10-3 2-10-5 110-4
1800 5000 5-106 3,510-3 7-10-6 5-10-5
Тут kS - коефщент, що враховуе хвилеподiбнiсть поверхш ГК, якщо вона утворена непласкими еле-ментами, наприклад, трубками; А - товщина баково! оболонки:
А = DH
(
1 -
К
К +1
Рис. 1. Варiант влаштування ГК у виглядi кiльцевих зубщв з трубковим нагрiвальним трактом:
а - принципова схема ; б - розмiри зубщв; 1 - кшьцевий корпус ГК; 2 - колектор газоподiбних продуктов термiчноí деструкцп ПЕ; 3 - кiльцевi зубщ; 4 - полiетиленова бакова оболонка; 5 - герметизатор; 6 - трубки з теплоно^ем; 7 - прошарок газоподiб-них продуктiв термiчноí деструкцií' полiетилену; 8 - щшина для виходу пiролiзованого полiетилену в колектор
2
Для наближено! оцшки маси ГК скористаемось поняттям ввдносжя маси ГК a ГК що умовно припа-дае на 1 кг секундного витрачання пального mf [6]:
^^^ гк гк ^^^ f гк
n0 M 0 g Iпит (1 + km )
(11)
З урахуванням (2 i 11) можна зауважити, що ,
для РН, як вiдрiзняк>ться лише окислювачем, iмов-iрно будуть суттево рiзними, в той час коли a ГК будуть приблизно рiвними. Таким чином aГК е величина ушверсальна i зручна для проектних оцiнок.
Ввдносна маса ДУ ( в припущент, що замша тра-дицiйного насоса пального на компресор для трол-iзованого ПЕ не призведе до суттево1 змши маси ДУ [7]) може бути оцшена таким чином [6]:
(m ду + mm ) g
P
:Y ДУ
+ ar
g
1
1 + km
(12)
де шДУ i P - маса ДУ i тяга традицшно! РН.
Методика розрахунку ГК
Наведет формули дозволяють укупi iз загально-вiдомими методиками теплових розрахуншв склас-ти методику для розрахунку масово-геометричних, теплових i к1нематичних характеристик ГК i ДУ СРН в цшому:
1. Розрахунок шГК.
1.1. Завдання вихiдних проектних параметрiв СРН: Мo,Орн, П0, кш, К, рпе .
1.2. Розрахунок за вадомими методиками Iпит i характеристик продуктiв згоряння.
1.3. Розрахунок за формулою (1) шГК.
2. Розрахунок шпГК.
2.1. Завдання а, Т^ 1 i теплофiзичних характеристик ПЕ.
2.2. Розрахунок квазiстацiонарного температурного поля в ГК за формулами (4......7).
2.3. Визначення шпГК за формулою (3) з викори-станням результатiв п. 2.2.
3. Вибiр форми i розмiрiв ГК.
3.1. Розрахунок £ГК за формулою (2).
3.2. Вибiр форми i розмiрiв ГК з урахуванням £ГК i формул (8......10).
3.3. Розрахунок теплового потоку ввд теплоноая в ГК дш за вадомими методиками з урахуванням форми i розмiрiв ГК, визначених в п. 3.2, i резуль-
талв п. 1.2.
3.4. Перевiрка вiдповiдностi qout тепловому потоку q (вiд ГК в ПЕ), що визначаеться за формулою (4).
3.5. Повторення пп. 3.2......3.4 доти, доки значения qout i q не ствпадуть iз прийнятною точш-стю.
4. Оцiнка маси ГК за есшзами конструкцiï, визначення arK за формулою (11).
5. Ощнка YCPH за формулою (12). Ощнка форми i розмiрiв ДУ СРН в цшому з урахуванням п. 3.
Приклад розрахунку ГК
Проведемо розрахунок, наприклад, за таких по-чаткових умов : компонентами палива РН е ПЕ i 98 %
перекис водню, M0 = 180-103 кг, DPH = 3 м (що
вадповадатиме довжиш баку близько 20 м). Тепло-ноаем оберемо продукта каталгтичного розкладу окислювача з початковою температурою близько 900 °С. ГК оберемо з трубковим на^вальним трактом, подiбно до рис. 1. Приймемо, що продукта каталь тичного розкладу окислювача подаються в на-^вальний тракт компресором. Результата наступнi.
Швидк1сть газифiкацiï ®пГК становитиме приблизно 5-10-3 м/с (при а = 5000 Вт/(м2 К)). Швид-косп скорочення СРН i коефщент перевищення швид-костi N дорiвнювaтимуть 0,063 м/с 12,7 вадповь дно. Потрiбнa площа нaгрiвaльноï поверхш становитиме близько 16,5 м2.
Температура стшки ГК приймаеться близько 600 °С. Якщо виготовити ГК iз сталевих трубок з внутршшм дiaметром 2,5 мм i товщиною стшки 0,5 мм, то по кожнш з них щосекундно проходитиме 0,1 кг теплоносiя з середньою температурою близько 800 °С. Це дозволить реaлiзувaти тепловий потж зi щiльнiстю 3-106 Вт/м2. Довжина кожноï з таких трубок становитиме близько 1,15 м, якщо прийня-ти, що припустимим е падшня температури вздовж трубки не бшьше, нiж на 150 °С. На такш довжинi трубки ступ1нь зниження тиску буде близько 1,5 (при тиску на виходi з тракту 30 МПа), тобто такий, як в сучасних передкамерних турбтаах. Потрiбнa к1льк1сть трубок, що визначаеться тг^бною пло-щею нaгрiвaльноï поверхнi, складатиме приблизно 2600, при цьому сумарна витрата теплоносiя дорiв-нюватиме 260 кг/с, тобто менш нiж половит витра-ти окислювача.
Форма нaгрiвaльного тракту матиме вигляд шльцевих трикутних зубцiв шльшстю z = 14, зав-ширшки h = 0,01 м i заввишки H = 0,04 м кож-ний.
Маса трубчастого нaгрiвaльного тракту ощнюеться приблизно в 140 кг, маса корпусу з теплозахисним по-
Y
СРН
пит
криттям - в 120 кг, загальна маса ГК (без обтюратора) -в 260 кг, аГК = 3,4 кг/(кг/с), уСРН зросте на
10......20 % (в залежносп в1д типу окислювача) в
пор1внянт з удУ традищйних РН.
Висновки
Прогнозуеться , що порядок швидкосп п1рол1зу ПЕ при квазютацюнарному нагр1в1 становитиме 10" 3 м/с (при порядку щшьносп теплового потоку 106 Вт/м2).
Потр1бна поздовжня швидк1сть скорочення ра-
кети в 10......100 раз1в перевищуе швидк1сть гази-
ф1кацИ. Тому, потр1бна площа нагр1вально1 поверхш, яка перевищувала б площу торцю баково! оболонки на таку ж величину. Вимогам забезпечення потр1бно! площ1 нагр1вально! поверхш вщповщае нагр1вальний тракт зубчастого про-фшю.
Масу ГК в першому наближенш можливо вва-жати пропорцшною витрачанню пального, 1 до-цшьно визначати за допомогою коефщента аГК, який для ПЕ дор1внюе приблизно 3,5 с 1 слабо залежить в1д типу окислювача. Маса ДУ СРН збшьшиться на 10......20 % пор1вняно з традицшною.
Перелiк посилань
1. £мець В.В., Санш Ф.П., Джур £О та ш. Експе-
риментальне дослвдження моделi ракетного дви-гуна, що живиться твердим полiетиленовим стержнем як пальним // Космiчна наука i техно-логiя. - 2007. - Т. 13. - № 6. - С. 18-30.
2. £мець В. В. Полiетиленове пальне з метало-мюткими наповнювачами для автофажних ра-кет-носпв // Вiсник Днiпропетровського унiвер-ситету. Ракетно-космiчна технiка. - Вип. 4. -2000. - С. 45-56.
3. Launch Vehicle with Combustible Polyethylene Fuel Tank. http://perocket.dnu.dp.ua
4. Savu G. Micro, nano and pico satellites launched from the Romanian territory // Acta Astronautica, Vol. 59, Issues 8 - 11, October-December 2006, pp. 859-861.
5. £мець В. В. Обтюратор двигунного блоку спа-лимо! ракети-ноая // Вюник двигунобудування. - 2007. - № 2. - С. 17-23.
6. Yemets V. Launch Vehicle with Combustible Polyethylene Case Gasification Chamber Design Basis // Journal of the British Interplanetary Society, Vol. 61, Issue 1, January 2008, pp.32-38.
7. £мець В.В., Кострщин О.Ю. Оцшка характеристик компресора для газоподiбних продуклв термiчно! деструкцп пол1етилену // Вкяик Днтро-петровського унiверситету. Ракетно-космiчна тех-нiка. - Вип. 10, Т. 1. - 2006. - С. 29-35.
Поступила в редакцию 24.12.2007
Разработка газификационной камеры - ключевая проблема создания ракеты-носителя со сгораемой полиэтиленовой оболочкой. Приведена методика расчета размеров камеры, скорости пиролиза полиэтилена, скорости укорачивания ракеты-носителя, оценки массово-энергетических характеристик. Прогнозируется, что масса двигательной установки возрастёт на 10......20 %.
Development of gas chamber is the key problem in development of a launch vehicle with a combustible polyethylene shell. Proposed is the technique for computation of a chamber size, a velocity ofpolyethylene pyrolysis, a rate of shortening the launch vehicle, estimation of mass and energy characteristics. It is foreseen that gasification area must exceed the area in polyethylene shell face plane by 10......100 times and propulsion mass will be increased by 10...20 % по сравнению с традиционной.
