CC BY
200
УДК 621.453
В. Г. Яцуненко
ИСПЫТАНИЯ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ МАЛОЙ ТЯГИ В УСЛОВИЯХ ГЛУБОКОГО ВАКУУМА
Испытания жидкостных ракетных двигателей малой тяги имеют особенности, определяемые специфическими условиями их эксплуатации в составе космических летательных аппаратов. Рассмотрены научно-технические решения, обеспечивающие выполнение требований по проведению огневых испытаний в условиях, соответствующих космическому пространству.
Специфические условия работы жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРДМТ) определяются тем, что их применяют для ориентации, стабилизации, коррекции и других операций маневрирования космических летательных аппаратов (КА). Работа в импульсном режиме является одной из наиболее типичных особенностей ЖРДМТ, что обусловливает необходимость оценки характеристик переходных процессов в камере сгорания в различных условиях эксплуатации.
Камеры двухкомпонентных ЖРДМТ при непрерывном режиме работы на топливе N202 и НДМГ при Ра = 40.. .150 и тяге Р = 2,2.. .445 Н обеспечивают удельный импульс I = 2 735.2 825 м/с [1]. При импульсном режиме удельный импульс ЖРДМТ ниже, причем чем меньше время импульса тяги, тем ниже удельный импульс. При длительности включения двигателя 6.20 мс удельный импульс может иметь значения 1 860.2 350 м/с. Секундный расход компонентов топлива имеет достаточно низкие значения. Например, в ЖРД R-6B расходы окислителя и горючего составляют всего 0,5 и 0,3 г/с соответственно.
Проведение стендовых (наземных) огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей малой тяги, имитирующий эксплуатационные условия, является достаточно сложной задачей. При разработке стендов для испытаний ЖРДМТ должны быть решены основные задачи: имитация высотных условий работы и измерение параметров, оценивающих качество двигателей. Импульсные режимы определяют характер переходных процессов с высокими скоростями изменения параметров двигателей. Параметры высотных условий обычно находятся в диапазоне давлений 10-5.10-8 Па в зависимости от расположения орбиты КА, на котором устанавливаются ЖРДМТ.
Для проведения испытаний с имитацией высотных условий (глубокого вакуума) используются барокамерные испытательные стенды. В состав такого стенда входят системы подачи компонентов топлива в двигатель, барокамера, вакуумные насосы, система измерения вакуума и параметров двигателя.
Барокамеру и комплект вакуумного оборудования выбирают исходя из условий работы испытуемых двигателей, давления и температуры в барокамере, требуемой производительности стенда и др. Методика выбора параметров барокамеры и вакуумного оборудования, обеспечивающих заданные условия испытаний, может быть следующей.
Общая постановка задачи. Техническое задание на проведение испытаний всегда содержит требования к условиям, которые должен обеспечить испытательный стенд. К ним в первую очередь относятся:
- верхний Р и нижний Р допустимые пределы давления в барокамере в период испытаний;
- характеристики импульсного режима (время включения, время останова, пауза между включениями, количество и частота включений);
- давления и температуры компонентов топлива на входе в двигатель;
- ожидаемые секундные расходы окислителя и горючего в период работы двигателя.
Заданные условия проведения испытаний должны однозначно определять технические характеристики испытательного стенда, в том числе барокамеры и вакуумного оборудования.
Физический процесс, который требуется организовать при проведении испытаний ЖРДМТ в условиях глубокого вакуума, представлен на рис. 1.
Рис. 1. График изменения давления в барокамере: t г - время работы двигателя; t - время паузы
раб Г г ^ ’ паузы г •'
До включения двигателя в барокамере вакуумной системой создается остаточное давление (вакуум), значение которого близко к нижнему допустимому пределу Р .
При работающем двигателе в барокамеру поступают продукты сгорания компонентов топлива, из-за чего давление в барокамере повышается. Однако к моменту выключения двигателя давление не должно превышать верхний допустимый предел Р . В дальнейшем за время паузы вакуумная система должна произвести откачку из барокамеры и обеспечить в камере давление, близкое к нижнему допустимому пределу Р . После этого цикл импульсного включения повторяется.
Возникает задача создания математической модели, позволяющей установить зависимость между параметрами испытываемого ЖРДМТ и техническими характеристиками барокамеры и вакуумного оборудования.
Анализ физического процесса. В интервале (0, t1) система находится в равновесном состоянии, которое обес-
печивается работающими вакуумными насосами, их число может составлять некоторую долю от всех вакуумных насосов испытательного стенда. В барокамере поддерживается уровень давления, близкий к нижнему допустимому пределу Р .
В интервале ^х, ^) в работу включается двигатель, и в барокамеру начинают поступать продукты сгорания. Обозначив суммарный массовый секундный расход компонентов топлива тЕ(), запишем выражение для определения массы продуктов сгорания, поступивших в барокамеру за время работы двигателя:
‘2
М Е = | т Е( )сй .
(1)
Продукты сгорания, имеющие температуру Т , соприкасаясь в барокамере с массой остаточного газа (например, воздуха) Мост с температурой Тост, создают газовую смесь, которая заполняет внутренний объем барокамеры V,. Для простоты рассуждений принимаем, что давление продуктов сгорания на срезе сопла камеры сгорания двигателя равно давлению в барокамере, а временем перемешивания продуктов сгорания с остаточным газом в барокамере можно пренебречь.
Зависимость массы остаточного газа (воздуха) Мост и внутреннего объема барокамеры V, определяют, воспользовавшись уравнением состояния:
Р V, = М R Т ,
н оар ост ост ост5
Мвыбр Р н.у ^0(,
уносится из барокамеры вакуумной системой, а оставшаяся часть
Мбар = МЕ + Мост - Мвыбр (4)
должна не превышать верхний допустимый предел Р при заполнении внутреннего объема Veaр барокамеры.
Принимая газовую смесь идеальной, запишем уравнение состояния для момента времени t :
Р V = М, R Та ,
в ,ар ,ар см ,ар?
где Ясм = q1Яост + q2Яп,с - газовая постоянная смеси, q1, q2 - относительное массовое содержание компонентов газовой смеси; R , R - газовые постоянные оста-
7 ост’ п.с
точного газа и продуктов сгорания соответственно; Т,ар -температура газовой смеси в барокамере.
По этому уравнению находим выражение для расчета оптимального значения объема барокамеры:
бар
М бар Пси? бар
(5)
В интервале (t2, t3) двигатель выключается и производится откачка газовой смеси вакуумными насосами, что обеспечивает к моменту t3 давление в барокамере, близкое к нижнему допустимому пределу Р . Очевидно, что процесс в этом интервале полностью определяется производительностью вакуумных насосов испытательного стенда, среднее значение которой можно рассчитать по формуле
(2)
где Rост- газовая постоянная для остаточного газа (для воздуха R = 287 Дж/(кг • град).
Для оценки уровня возможных значений М примем приемлемые для практики значения входящих в уравнение состояния величин: Р = 10-8 Па; V. = 50 м3; Т = 293 К.
н ,ар ост
Тогда
М ост = Рн¥бар = 10 '50 = 0,059 5 -10-10 кг ост ЯГост 287 ■ 293
Для этой же цели рассчитаем значение М Е при условии, что тЕср = 240-3 кг/с и продолжительность работы двигателя (импульса) Д t = t2 - гх = 0,5 с. Тогда МЕ = тЪрД t = 2 ■ 10—3 ■ 0,5 = 1 ■ 10—3 кг.
Так как отношение М Е / Мост очень велико (более 10 8), то в некоторых случаях значением М при последующих расчетах можно пренебречь.
Кроме того, в интервале ^) включаются на полную
производительность все вакуумные насосы испытательного стенда. Производительность различных типов вакуумных насосов зависит от величины давления откачиваемого газа: при понижении давления производительность насоса уменьшается. Необходимо учесть, что в сложившейся практике производительность вакуумных насосов задается в единицах объема, приведенных к нормальным условиям. Обозначив производительность вакуумной системы как Q(t), запишем выражение для расчета массы газовой смеси, удаляемой из барокамеры вакуумной системой с период от tl до t2:
0Е
М
бар
(6)
Р н.у (3 -12 )
Вывод формулы для расчета. Используя ранее полученные выражения (1)...(6) и учитывая, что значением массы остаточного газа можно пренебречь, выведем окончательную формулу для расчета оптимального объема барокамеры испытательного стенда для огневых испытаний ЖРДМТ в условиях глубокого вакуума:
^бар
п.сТ бар
|[mЕ(t)-0(t)] .
Существенным недостатком полученной формулы является принятое предположение о том, что функциональные зависимости mЕ(t) и 0() известны, в то время как на практике это не всегда имеет место, так как эти зависимости могут быть получены путем проведения ряда испытаний.
Оценку оптимального объема барокамеры с достаточной степенью достоверности можно выполнить по известным статистическим значениям параметров, влияющих на объем. Такими параметрами являются средние
*
значения суммарного расхода компонентов топлива тЕ и производительности вакуумной системы 0ср в интервале давлений Р ...Р . При заданных интервалах ^х, ^) и (t2, t3) найдем следующие значения:
МЕ = тЕ(t2 — t1 ), Мвы1бр _ рн.у °ср (t2 — tl),
М бар = р н.у 0ср (t3 — Ь),
М бар (2 — Ч )
Мбар = МЕ — МВыбр = тЕ( — tl)—" бар
откуда определяем
(tз —12 )
(3)
М * = тЕ (2 Ч \(3
М бар =
где Рну - плотность газовой смеси в нормальных условиях.
Таким образом, интервал ^) характеризуется тем,
что в этот период часть газовой смеси в количестве Мвы,р
(з— Ч)
Тогда окончательное выражение для оценки внутреннего объема барокамеры испытательного стенда по статистическим данным будет иметь вид
Убзр _
Рв Рв (3 —11)
Значительный опыт по созданию стендов для огневых испытаний ЖРДМТ накоплен на испытательном комплексе ФГУП «Красноярский машиностроительный завод». На этих стендах проведены испытания ряда конструкций ЖРДМТ, успешно эксплуатируемых в настоящее время в составе космических летательных аппаратов.
Для имитаций космических условий были внедрены термобарокамеры объемом более 50 м3 с трубчатым экраном, в который подается необходимый объем жидкого азота. На охлажденный жидким азотом экран осаждаются продукты сгорания компонентов топлива, что существенно увеличивает время поддержания в термобарокамере заданного давления (вакуума) на срезе сопла камеры сгорания в период работы двигателя (рис. 2).
Перед началом огневых испытаний требуемое остаточное давление (вакуум) в термобарокамере создается каскадом вакуумных насосов, который формируется определенным набором механических, паромасляных и других насосов. Номенклатура набора определяется давлением в барокамере, близким к нижнему допустимому пределу Р . Чтобы исключить влияние агрессивных продуктов сгорания на элементы насосов, их подключают к термобарокамере через специальную запорную арматуру, отсекающую насосы в период огневой наработки двигателей. Заданное условиями испытания давление на срезе камеры сгорания (в термобарокамере) обеспечивается трубчатыми экранами и значительным объемом термобарокамеры.
Осажденные на трубчатых экранах продукты сгорания имеют структуру, аналогичную снежному покрову, с плотностью ртепс = (0,4...0,6) -10 3 кг/м3. При длине трубчатого экрана L и наружном d диаметре п трубопроводов, составляющих экран, площадь наружной поверхности экрана
5 = я пЬй .
экр
Опыт проведения огневых испытаний ЖРДМТ в условиях глубокого вакуума на испытательном комплексе ФГУП «Красноярский машиностроительный завод» по-
казывает, что толщина осаждения на трубчатом экране продуктов сгорания при практическом сохранении эффективности осаждения составляет 5 = 0,8_____1,0 мм.
Предельный объем осаждения продуктов сгорания до размораживания экрана будет равен V = ябпЬй .
пред
При полном осаждении продуктов сгорания на трубчатом экране их предельная масса
Мтв. п.с = ^Р тв.п.с ^ пЬй .
Учитывая, что масса продуктов сгорания, образованная при работе двигателя в течение времени Д t, равна
* *
М п.с = ™е(Д 0,
можно получить простую зависимость между суммарным расходом компонентов топлива, временем работы двигателя и геометрическими размерами трубчатого экрана:
Дt = прТв Пс8пЬ—* .
т-Е
Принимая статистические значения Р тв.п.с = (0,4...0,6)
• 103 кг/м3 и б = (0,8_1,0) • 10-3 м, получим приближенную
формулу для расчета предельно возможного времени огневой наработки двигателя межу двумя следующими друг за другом размораживаниями экрана:
Д t = (1,0...1,9) пЬ-4.
тЕ*
Кроме того, следует отметить, что имеется зависимость (см. рис. 2) пй ~ 0,8 яЦ а внутренний объем барокамеры можно представить выражением
^ар =(1,1-1,2)Ь ^ ,
тогда
V*.
А і _ (3,45...6,85——*
т-Е ■ Б
Для оценки полученной зависимости подставим практические значения геометрических размеров барокамеры V, = 50 м3, D = 2,0 м и суммарного расхода компонентов топлива тЕ = 0,002 кг/с:
Д = 3,45 50 = 43 125 с,
0,002 ■ 2
Рис. 2. Схема расположения трубчатого экрана в барокамере
что соответствует числу включений 86 250 с длительностью импульса ^2^х) = 0,5 с. После наработки двигателем такого числа включений испытания останавливают, экраны отогревают и размораживают осевшие на них продукты сгорания, после чего последние разбавляют водными растворами и направляют на станцию нейтрализации.
Измерение тяги ЖРДМТ при испытаниях в условиях глубокого вакуума осуществляется несколькими методами. В основу одного из них положены широко используемые при испытаниях ЖРД системы измерения быстро-меняющихся давлений с применением индуктивных или тензометрических преобразователей. При этом используют тягоизмерительные устройства, в которых под действием тяги в замкнутом объеме (например, сильфон-ном узле) создается давление жидкости, регистрируемое системой измерения давления. В таких устройствах могут устанавливаться индуктивные первичные преобразователи типа ДД-10, ДДИ-20 и тензометрические типа ДДТ, ДДТА. Перед проведением и после окончания огневых испытаний тягоизмерительные устройства тарируют с использованием специальных нагрузочных устройств, что позволяет получать значения предельной погрешности измерения тяги ЖРДМТ до 5 %.
При оценке динамических характеристик ЖРДМТ основными временными параметрами являются время включения, выход на режим, останов, паузы между включениями и частота включения. Возникающие в тягоизмерительном устройстве силы инерции могут вносить существенные погрешности при оценке этих параметров. Чем меньше собственная частота подвижных частей устройства, тем больше инерционная погрешность будет проявляться [3]. Погрешность измерения временных параметров возрастает, когда частота импульсного режима испытываемого ЖРДМТ находится в диапазоне собственной частоты тягоизмерительного устройства, из-за про-
явления эффекта резонанса. Поэтому собственная частота колебания механической части тягоизмерительного устройства должна значительно превышать частоту импульсного режима, что обеспечивает минимизацию погрешности измерения. С учетом условия, что отношения этих частот должно составлять не менее 25.30 [2] при частоте импульсного режима, например, 25 Гц собственная частота механической части устройства должна быть 650.800 Гц. При больших частотах импульсных режимов требуемая собственная частота колебаний устройства может достигать значения 1 000 Гц и более. Одним из методов обеспечения данного требования является назначение некоторых конструктивных размеров устройства (расстояния от оси подвеса до центра масс и от оси подвеса до точки приложения упругой силы), соответствующих жесткости замкнутого объема, в котором установлены датчики давления.
Библиографический список
1. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей: учеб. для студентов вузов по спец. «Авиационные двигатели и энергетические установки» / Г. Г. Гахун, В. И. Володин, М. В. Краев и др.; под общ. ред. Г. Г. Гахуна. М.: Машиностроение, 1989. 424 с.
2. Жуковский, А. Е. Испытания жидкостных ракетных двигателей: учеб. для студентов авиац. спец. вузов / А. Е. Жуковский, В. С. Кондрусев, В. В. Окорочков. 2-е изд., перераб. и доп. М.: Машиностроение, 1992. 352 с.
3. Краев, М. В. Измерения параметров при огневых испытаниях жидкостных ракетных двигателей малой тяги / М. В. Краев, В. Г. Яцуненко // Вестник Сибирского государственного аэрокосмического университета имени академика М. Ф. Решетнева / под ред. проф. Г. П. Белякова / СибГАУ. Вып. 5. Красноярск, 2004. С. 167-172.
V. G. Jazunenko
TESTS OF LIQUID-PROPELLANT ROCKET ENGINES OF SMALL DRAFTIN CONDITIONS OF DEEP VACUUM
Test of liquid-propellant rocket engines of small draft have the features determined by specific conditions of their exploitation in structure of space vehicles. In clause the scientific and technical decisions providing the requirements on carrying out of fire tests in conditions, corresponding to a space are considered.
