CC BY
62
УДК 536.202
ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ВИХРЕВОГО ЭНЕРГОРАЗДЕЛИТЕЛЯ ДЛЯ ОПТИМИЗАЦИИ НАДДУВА БАКОВ
© 2009 В. В. Бирюк1, А. В. Смородин2
1 Самарский государственный аэрокосмический университет Государственный научно-производственный ракетно-космический центр «ЦСКБ-Прогресс»
Проведена оценка эффективности системы наддува баков. Рассмотрен вопрос оптимизации системы бортового наддува баков за счет использования вихревого энергоразделителя.
Давление; наддув; бак; испаритель; двигатель; дренажно-предохранительный клапан; агрегат регулирования; газ наддува; компонент топлива; вихревой энергоразделитель
Из достаточного большого числа принципиальных схем наддува топливных баков в настоящее время в большинстве существующих ракетах-носителях на жидком топливе применяется испарительная система наддува. При этом наддув, как правило, осуществляется подогретым газом (азотом, гелием или продуктами сгорания основных компонентов топлива) от теплообменника.
Анализ эффективности работы системы бортового наддува на примере ракеты-носителя среднего класса грузоподъемности показал, что работа испарительной системы бортового наддува зависит от режимов работы двигателей и, как правило, проектируется со значительными коэффициентами запаса.
При расчетах процесса наддува наибольшую сложность представляет определение среднемассовой температуры газа в подушке приложенного компонента, а также определение температуры поверхностного слоя компонента, определяющих количество испарения жидкого компонента.
Кроме того, при наддуве баков с криогенными компонентами топлива из-за воздействия газа наддува, имеющего повышенные температуры (от 40 до 120°С), значительно увеличивается давление насыщенных паров в баке.
В результате в процессе полета ракеты имеет место сброс избыточного давления из газовых подушек баков через предохранительные клапаны.
Результаты расчетов показали, что в среднем в процессе полета ракеты масса газа, выбрасываемого в атмосферу, составляет от 56 до 76 кг (для второй ступени) и от 19 до 34 для блоков первой ступени (в зависимости
от температуры газа за теплообменником). В итоге значительная часть полезной массы не участвует в работе ракеты, а просто выбрасывается за борт.
Существует целый ряд мероприятий по увеличению эффективности работы системы бортового наддува (применение агрегатов регулирования наддува и дренажа, пересчет системы наддува по результатам испытаний и пр.).
При этом во всех случаях задача оптимизации наддува сводится к решению трех основных задач:
1) Снижение температуры газа наддува до оптимального значения.
2) Стабилизация температуры газа наддува в зависимости от режима работы двигателя.
3) Организация обратной связи между давлением газа наддува и расходом компонента наддува (регулировка наддува и дренажа).
Рассмотрим один из возможных вариантов увеличения эффективности системы наддува, реализуемый за счет установки в магистраль наддува вихревого энергоразделителя, принцип работы которого основан на эффекте разделения газа при закручивании его в цилиндрической или конической камере на два потока - охлажденный и подогретый (так называемый "вихревой эффект").
Вихревой эффект возникает в турбулентном потоке вязкого сжимаемого газа, имеющем градиент статического давления по нормали к направлению основного движения.
Градиент статического давления может быть обусловлен гравитационным, инерционным, электрическим или магнитным полями.
В качестве устройства, реализующего вихревой эффект, рассмотрим вихревой энергоразделитель (вихревую трубу).
Принцип работы вихревого энергоразделителя следующий:
Сжатый газ через тангенциальное сопло вводится внутрь трубы, образует интенсивное круговое течение, приосевые слои которого заметно охлаждаются и вытекают через отверстие диафрагмы в виде холодного потока, а периферийные слои подогреваются и вытекают через дроссель, образуя горячий поток. Схема образования потоков в вихревой трубе представлена рис. 1. /
1-сжатый газ,-
2-горячий поток;
3-холодный поток.
Рис. 1. Схема образования потоков в вихревой трубе
В зависимости от степени прикрытия дросселя меняются массовые расходы холодного и горячего потоков и их температура.
Проведенные исследования внутреннего потока (вихревой зоны) вихревой трубы позволили установить, что в нем всегда образуется периферийный поток, текущий к дросселю и имеющий распределение окружной скорости, близкое к потенциальному течению, и приосевой поток, вращающийся в ту же сторону, движущийся от дросселя к сопловому сечению и имеющий радиальное распределение окружной скорости, близкое к закону вращения твердого тела. В произвольном сечении периферийного потока температура торможения резко снижается с уменьшением радиуса. Наиболее интенсивное круговое движение наблюдается в со-
пловом сечении вихревой зоны, здесь имеет место наибольший градиент давления и температуры по радиусу.
При втекании газа через тангенциальные сопла в вихревой зоне возникает интенсивный круговой поток определенной радиальной протяженности с высоким радиальным градиентом давления, перемещающийся в сторону дросселя. По мере осевого перемещения этот поток, взаимодействуя с заполняющим приосевую область газом и цилиндрической стенкой вихревой зоны, теряет свою окружную скорость, что позволяет отдельным элементам его в области дросселя перейти в приосевую область и сформировать приосевой высокотурбулизованный поток. За счет высокой турбулентности и интенсивного воздействия внешнего кругового потока приосевой поток (вынужденный вихрь) вращается по закону вращения твердого тела и под действием осевого градиента давления движется в сторону соплового сечения, вытекая через отверстие диафрагмы в окружающую среду, имеющую более низкое давление. В результате взаимодействия свободного и вынужденного вихрей между ними происходит интенсивный турбулентный энергообмен: вынужденный вихрь получает от свободного вихря момент количества движения, который увеличивает скорость вращения и радиальный градиент давления в вынужденном вихре; одновременно в вынужденном вихре происходит интенсивный турбулентный перенос тепловой энергии от оси к периферии и к свободному вихрю.
Рассмотрим эффективность применения вихревого энергоразделителя, взяв за основу усредненные экспериментальные данные, полученные при пусках ракет-носителей:
Расчет вихревой трубы проводим на основе экспериментальных обобщенных характеристик для функциональных зависимостей 0 , полученных теоретически: X
0 х = 0(р, т) для оптимальных при данных Р и /И значений dд и ^.
Достоинствами такого метода расчета являются его простота, наглядность, высо-
кая точность и возможность выбора оптимального режима.
С целью выбора оптимального по эффективности режима работы вихревого энергоразделителя целесообразно за расчетную точку характеристики вихревой трубы принимать такую, которая обеспечивает требуемый эффект охлаждения при максимальной термодинамической эффективности (максимальной холодопроизводительности).
Как правило, эти точки соответствуют обобщенным характеристикам вихревой трубы, являющимися огибающими кривыми ее регулировочных по ¡т характеристик, построенных для различных относительных
диаметров dд отверстия диафрагмы.
Для расчетов взяты обобщенные характеристики, построенных по результатам исследования базовой вихревой трубы диаметром Б = 0,016 м, относительной площадью
сопла Кс = 0,1 и относительной длиной в 9
калибров с крестовиной на горячем конце. (Испытания проводились на сухом сжатом воздухе при температуре на входе Т1 = 293К и давлении холодного потока рх = 0,1 МПа). Исходные данные для расчета. Температура на входе в вихревую трубу Т1 изменяется от плюс 30°С до плюс 140°С. Для расчета вихревой трубы примем Т1 равной 60°С (333 К).
Давление газообразного азота после испарителя Р1 изменяется от 11-10 Па до
15-105Па. Для расчета давление питающего газообразного азота Р1 примем равным 13-105 Па.
Потребную температуру холодного потока примем ТХ равной 30°С (303К), при
давлении холодного потока РХ, равном
2,75-105 Па, общий расход газообразного азота О равен 0,97 кг/с.
Располагаемая степень расширения в вихревой трубе
р = Р1/РХ = 13-1072,75-105 = 4,7.
Относительная температура холодного потока:
0 х = ТХ/ Т = 303/333 = 0,91.
По обобщенным характеристикам вихревой трубы для расчетного р = 4,7 получаем расчетное значение ¡л = 0,78.
Потребный расход холодного потока по найденному значению ¡ составит
Ох = О - ц = 0,97 - 0,78 = 0,76кг/с .
Так как располагаемая степень расширения р > 4 (р = 4,7), то в сопловом сечении имеет место критическое истечение, и тогда площадь сопла составит:
К =
О-УТ"
0,38 - Р
-100 =
0,97-У333 0,38-13
100 = 358 мм2
Относительная площадь сопла Кс = 0,1. Диаметр вихревой трубы
К
Б = 1,13 -
= 1,13-.
358
= 68 мм.
(К; \0,1 Диаметр отверстия диафрагмы йД =(0,350 + 0,313- ¡)-Б = 40 мм.
При трехсопловом входе (г = 3) высота и ширина сопла составят:
Н =
= 7,7 мм;
= 15,5 мм.
»=К =
Н - г 7,7 - 3 Длина вихревой зоны Ь = 9 - Б = 9 - 68 = 612 мм.
Давление горячего потока перед дросселем
РГ = рх .(0,33-р + 0,67) = = 2,75 -105 (0,33-4,7+0,67) = 6,1-105Па.
Температура горячего потока:
Т = Т
1Г 1\
1 - т-0х
= 333 -
1 - 0,78 - 0,91
= 439К.
1 - т 1 - 0,78
Относительная температура горячего потока
0 Г = Тг/Т = 439/333 = 1,32. Определим температурную эффективность вихревой трубы:
АТ
Х
Л =■ , АТ,
где АТХ - эффект охлаждения холодного потока, К;
АТ, - эффект охлаждения при адиабатном расширении с совершением внешней
работы от начального состояния р, Т до статического давления холодного потока РХ,
К.
Определим эффект охлаждения холодного потока:
АТХ = Т - ТХ, АТХ = 333-303 = 30 К.
Эффект охлаждения при адиабатном расширении с совершением внешней работы от начального состояния р и Тх, до статического давления холодного потока РХ составит:
АТ = Т ■
АТ5 = 333 •
1 -
1,4-1 \ 1,4
V 4Л
= 333-0,357 = 119К.
Тогда температурная эффективность вихревой трубы
П = — = 0,25.
119
Определим величину расхода азота на наддув бака окислителя
саз= я ■ 0 ■ рнад.,
где я - удельный расход азота, по справочным данным принимаем для бака окислителя 16,7 кг/(м3-МПа);
0 - объемный расход окислителя из бака, принят номинальным, равным 0,197м3/с;
Рнад - давление наддува бака окислителя, МПа.
Рассчитанный расход охлажденного азота наддува, обеспечивающий уточнённый уровень потребного давления 2,75-105 Па в баке окислителя, составляет 0,90 кг/с.
Такой запас по давлению наддува и, следовательно, по расходу охлажденного азота наддува был принят на начальном этапе эксплуатации двигательной установки для компенсации случайных, неучтенных в расчете отклонений процесса теплообмена в баке.
Известно, что за время полета двигательной установки кислород испаряется со средней скоростью 0,64 кг/с. Испарение такого количества кислорода из бака окислите-
ля эквивалентно дополнительному расходу азота наддува, равному
А^.= 0,64 ■(Яок - Ток1 Яаз • Таз) =
= 0,64 (26,5 ■ 98/30,3-363) = 0,15 кг/с.
Следовательно, учитывая поступление в подушку бака испаряющегося в полете кислорода, расход азота наддува может быть уменьшен на 0,15кг/с, и его значение для создания потребного давления в баке окислителя составит
= 0,90-0,15 = 0,75 кг/с.
Таким образом, проведенные расчеты позволяют сделать следующие выводы.
1) При установке вихревого энергоразделителя потребное давление наддува составляет 2,75-105 Па (для обеспечения бес-кавитационной работы насоса окислителя необходим уровень потребного давления наддува в баке не менее 0,24 МПа).
2) Для создания указанного давления в баке окислителя необходим расход охлажденного азота наддува, равный 0,75 кг/с, при установке вихревой трубы расход охлажденного азота наддува составляет 0,76 кг/с.
3) Общий расход азота наддува может быть уменьшен на 0,15 кг/с и его значение составит 0,82 кг/с.
4) При реализации уточненного значения расхода азота наддува рабочий запас жидкого азота, заправляемого в бак окислителя, уменьшается на
АG = АG ■ т -т ,
запр.аз. аз.потр. п. в.э. >
где тп - время непрерывной работы двигательной установки, с;
твэ - масса вихревого энергоразделителя, кг.
А^Запр.аз. = (0,97-0,82) 286-2,8 = 40,1 кг.
В результате установки вихревого энергоразделителя экономия массы составит 40,1 кг.
Таким образом, проведя перерасчет процесса наддува бака окислителя, можно иметь ощутимый выигрыш по массе выводимой полезной нагрузки.
Библиографический список
1. Прядкин, О.Н. Двигательные установки ракет на жидком топливе /О.Н. Пряд-
кин: под общ. ред. О.Н. Прядкина.- М.: Мир, 1966. - 404с.
2. Добровольский, М.В. Жидкостные ракетные двигатели / М.В. Добровольский. -М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2005. - 488с.
3. Меркулов, А.П. Вихревой эффект и его применение в технике / А.П. Меркулов. - Самара: Оптима, 1997. - 360с.
4. Шифрин, Э.Г. Потенциальные и вихревые трансзвуковые течения идеального газа / Э.Г. Шифрин. - М.: Физматлит, 2001. -320с.
References
1. Pryadkin, O.N. Rockets' engines with liquid fuel. - М., «Mir», 1966.
2. Dobrovolsky M.V. Liquid-propellant rocket. - М., «MGTU named after N.E. Bau-man». 2005
3. Merkulov A.P., A vortical effect and his application is in a technique. - Samara. Optima. 1997 - 360 pages.
4. Shifrin E.G., Potential and vortical transzvukovye flows of ideal gas. - М., Fizmat-lit. 2001 - 320 pages.
INCREASING EFFICIENCY OF PRESSURIZATION OF THE ROCKET TANKS IN
THE FLIGHT
©2009 V. V. Biryuk1, А. V. Smorodin2
1Samara State Aerospace University 2«Progress» Design Bureau
In this paper it is shown the analysis of the onboard rocket tanks pressurization system functioning. The basic direction of the rocket tanks pressurization process are proposed.
Pressure, boost, buck, evaporator, engine, drainage, safety valves, unit of regulation, gas boost, propelling
Информация об авторах
Бирюк Владимир Васильевич, доктор технических наук, профессор кафедрs «Теплотехника и тепловые двигатели» Самарского государственного аэрокосмического университета. Тел. 335-18-12, E-mail: [email protected]. Область научных интересов: тепломаслооб-мен, термодинамика.
Смородин Алексей Валерьевич, аспирант, заместитель главного конструктора, заместитель начальника отделения Государственного научно-производственного ракетно-космического центра «ЦСКБ-Прогресс». E-mail: [email protected]. Область научных интересов: тепломаслообмен, термодинамика.
Biruk Vladimir Vasilevich, doctor of engineering science, professor, deputy head of the department of thermotechnics and heat engines of Samara State Aerospace University. Рhone: (846) 335-18-12. E-mail: [email protected]. Area of research: teplomassoobmen, thermodynamics.
Smorodin Aleksei Valerevich, postgraduate, deputy chief designer, «Progress» Design Bureau. E-mail: [email protected]. Area of research: teplomassoobmen, thermodynamics.
