CC BY
219
УДК 621.453
ИССЛЕДОВАНИЕ ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ ЖРДМТ С ГЕОМЕТРИЧЕСКОЙ СТЕПЕНЬЮ РАСШИРЕНИЯ СОПЛА Fa = 200
© 2013 Ю. И. Агеенко1, В. Е. Нигодюк2, В. В. Рыжков2, А. В. Сулинов2, С. А. Шустов2
1«КБхиммаш имени А.М. Исаева» - филиал ФГУП «ГКНПЦ
имени М.В. Хруничева» 2Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет)
Проведены теоретические и экспериментальные исследования по определению энергетических параметров на примере ЖРДМТ номинальной тягой в пустоте 50 Н на компонентах топлива НДМГ и АТ
с геометрической степенью расширения сопла Fa = 200.
Жидкостный ракетный двигатель малой тяги, термовакуумный огневой стенд, энергетические параметры, геометрическая степень расширения сопла, удельный импульс тяги, тяговый комплекс.
В настоящее время в качестве исполнительных органов систем управления космическими аппаратами (КА) широко используются двухкомпонентные жидкостные ракетные двигатели малой тяги (ЖРДМТ) на самовоспламеняющихся компонентах топлива. В качестве горючего в двигателях используется несимметричный диметилгидразин (НДМГ) или монометилгидразин (ММГ), в качестве окислителя - азотный тетраоксид (АТ). Так, например, пилотируемый КА «Союз ТМ» оснащён 28 жидкостными ракетными двигателями малой тяги.
Значения удельного импульса тяги, расходного комплекса, тягового комплекса в широком диапазоне изменения определяющих режимных параметров современных ЖРДМТ на самовоспламеняющихся компонентах топлива далеки от термодинамических их показателей, поэтому сохраняется актуальность задачи повышения удельных параметров двигателей для улучшения энергомассовых параметров КА.
Повышение энергетических параметров современных ЖРДМТ на самовоспламеняющихся компонентах топлива возможно по следующим основным направлениям [1-6]:
а) в системах смесеобразования (смесительных элементах), прежде всего, за счёт организации жидкофазного взаимодействия самовоспламеняющихся компонентов топлива;
б) в камере сгорания путём интенсификации процессов преобразования промежуточных продуктов жидкофазного взаимодействия, газофазного смешения, организации внутреннего охлаждения, в частности с помощью жидкофазных промежуточных продуктов взаимодействия компонентов;
в) в конструкции ЖРДМТ использование жаропрочных материалов и повышение полноты сгорания компонентов топлива за счёт увеличения приведённой длины камеры сгорания;
г) в соплах за счёт оптимизации геометрического контура дозвуковой и сверхзвуковой частей сопла Лаваля.
Одним из доступных путей повышения энергетических параметров ЖРДМТ без изменения конструкции смесительной головки и камеры сгорания является увеличение геометрической степени расширения сопла Лаваля, несмотря на некоторое увеличение массы и габаритов двигателя.
Не проводя в настоящей статье анализа состояния проблемы, следует отметить, что в большинстве зарубежных двигателей малой тяги, особенно двухкомпо-нентных, уже используют сопла с геометрическими степенями расширения в диапазоне Fa = 150...300 [7]. Это, как правило, относится к разработкам ЖРДМТ начала 2000-х годов. Но и модернизированные двигатели (даже серии R-4D) компании Boeing (ранее Kaiser Marquardt), которые в качестве конструкционного материала камеры сгорания и сопла используют сплавы на основе ниобия, имеют геометрическую степень расширения сопла Fa =164. Двигатели компании Northrop Grumman, такие как TR-308 (TR-306), имеют Fa ~ 200, камера сгорания и сопло
которых изготовлены из ниобиевого сплава, покрытого силицидным покрытием. Двигатель TR-312-100YN имеет уже Fa ~ 250, его камера сгорания и участок минимального сечения сопла изготовлены из сплава на основе рения с покрытием. Двигатели фирмы AMPAC JSP серии Leros 2b - Qualified, в частности, ДМТ Leros 26 тягой 400 Н, разрабатываются с керамическим соплом Fa = 360.
Даже неполный анализ современных зарубежных ДМТ указывает на перспективы применения в конструкции ЖРДМТ сопел с геометрической степенью расширения Fa > 200.
Цель работы - определение энергетических параметров на примере ЖРДМТ номинальной тягой в пустоте 50 Н на компонентах топлива НДМГ и АТ с геометрической степенью расширения сопла Fa = 200.
Теоретические исследования энергетических параметров рассматриваемого ЖРДМТ проводились на базе данных, полученных в результате термогазодинамического расчёта по методике, разработанной в Научно-исследовательском центре космической энергетики (НИЦ КЭ) СГАУ совместно с МАИ [5, 6] и реализованной в виде программного комплекса SPPSPMX.
Программный комплекс представляет собой совокупность трёх взаимосвязанных программных модулей: S, PPS и PMX. Модуль S позволяет определять термодинамические свойства продуктов сгорания, в том числе идеальные значения расходного комплекса, тягового комплекса и удельного импульса тяги в пустоте в идеальном приближении. Кроме того, этот модуль используется для определения потерь удельного импульса из-за химической неравновесности. Модуль PPS учитывает влияние вязкости в приближении пограничного слоя на газодинамические параметры течения в камере сгорания и сопле ЖРДМТ, а также позволяет определять расчётным путём коэффициент расхода и потери из-за трения. Модуль PMX предназначен для расчёта газодинамических параметров в невязком течении профилированной сверхзвуковой части сопла с учётом двухмерного характера течения и определения потерь удельного импульса из-за рассеяния. Программный комплекс SPPSPMX позволяет вычислять вышеуказанные потери из-за химической неравновесности, трения и рассеяния с учётом их взаимосвязи.
С использованием программного комплекса SPPSPMX был выполнен термогазодинамический расчёт основных энергетических параметров ЖРДМТ при идеальной организации внутрикамерных рабочих процессов (при полном выделении химической энергии топлива в камере сгорания и равновесном расширении продуктов сгорания в сопле) при давлении в камере сгорания рк = 0,76 МПа и массовом соотношении компонентов топлива km=1,85 при традиционном значении для большинства отечественных ЖРДМТ с геометрической степенью расширения Fa = 50 и значении геометрической степени расширения Fa = 200. Учёт неполноты выделения энергии в камере сгорания
проводился с помощью коэффициента jß (j )•
Результаты термогазодинамического расчёта основных параметров ЖРДМТ в
идеальном приближении представлены в табл. 1. Анализ полученных расчётных данных показывает возможность увеличения удельного импульса тяги (за счёт роста тягового комплекса) до 4,0%.
Таблица 1. Результаты термогазодинамического расчёта основных параметров ЖРДМТ в идеальном приближении при рк= 0,76 МПа; кт=1,85 и геометрической степени расширения
Ё= 50 и Ё„ = 200
№ Наименование параметра Геометрическая степень расширения
Ра =50 Ра =200
1 Температура на входе в сопло Тид К ос ' 2995
2 Расходный комплекс Ь ид , м/с 1712
3 Тяговый ком- 1ид плекс к Р РП 1,867 1,944
4 Удельный импульс в пустоте /удЛ, м/с 3197 3332
Таблица 2. Результаты термогазодинамического расчёта параметров ЖРДМТ при рк= 0,76 МПа; кт=1,85 и геометрической степени расширения ^ =200 с учётом реальных процессов
№ Наименование параметра Значение параметра
1 Удельный импульс в пустоте /ур.п , м/с 2919
2 Температура на входе в сопло с учетом потерь в камере сгорания Тодс , К 2613
3 Потери из-за химической неравновесности Vхн 0.0233
4 Потери из-за влияния вязко-~ я сти на невязкое ядро V тр 0,007
5 Потери из-за трения в погра- _ п. с ничном слое V тр 0,011
6 Потери из-за рассеяния V р 0.00
7 Тяговый комплекс кР РП 1,852
8 Безразмерное статическое давление на стенке среза соп- _а ла Р ст 0,322-10-3
9 Статическое давление на „а стенке среза сопла рст, мм. рт. ст. 1,8
С учётом реальных процессов в сопле результаты термогазодинамического расчёта принимают значения, приведённые в табл. 2.
Экспериментальное определение энергетических параметров проведено в процессе огневых испытаний двух ЖРДМТ номинальной тягой в пустоте Рп=50 Н на компонентах топлива НДМГ и АТ с геометрической степенью расширения сопла ¥а =200 и имитацией условий космического пространства (давления окружающей среды).
Для достижения эффективной организации внутрикамерного рабочего процесса в конструкции испытываемых ЖРДМТ тягой Рп = 50 Н использованы основные научные положения теоретических и экспериментальных исследований рабочего процесса ЖРДМТ на самовоспламеняющихся компонентах топлива, проведённых в НИЦ КЭ СГАУ [1, 2]: обеспечение с помощью смесительного элемента эффективного жидкофазного взаимодействия компонентов топлива путём достижения максимального смешения компонентов в жидкой фазе до начала химических реакций в жидкой фазе и применение полученных жидкофазных промежуточных продуктов взаимодействия компонентов в качестве внутреннего пристеночного охладителя стенки камеры сгорания.
Обеспечение эффективного жидко-фазного взаимодействия компонентов топлива и организация пристеночного внутреннего охлаждения камеры сгорания в ЖРДМТ Рп = 50 Н достигаются с помощью системы смесеобразования на основе дефлекторно-центробежного смесительного элемента [3]. В качестве материала камеры сгорания использован ниобиевый сплав с жаростойким покрытием МоБ12, обеспечивающим максимально допустимую температуру камеры сгорания, равную 1800 °С.
Испытания были выполнены на термовакуумном огневом стенде НИЦ КЭ СГАУ, гарантирующем безотрывный режим работы сопла.
Для проведения испытаний предварительно была проведена модернизация систем стенда, прежде всего вакуумной.
Вакуумная система должна была обеспечивать давление в вакуумной камере, которое бы гарантировало безотрывное течение продуктов сгорания в сопле Лаваля с геометрической степенью расширения сопла ¥а = 200 ЖРДМТ номинальной тягой в пустоте 50 Н.
Принципиальная схема модернизированной вакуумной системы огневого термовакуумного стенда представлена на рис. 1.
РТ1 т £ №
—(?)РТ2
I УМ2
ВК2
(м)1Ш * (
ЕЗ \
1 УМ5 у т
0Р«
N12 о>
-0 рте
Рис. 1. Принципиальная схема вакуумной системы стенда
Вакуумная система имеет в своём составе две вакуумных камеры ВК1 и ВК2. Вакуумная камера ВК1 имеет объём 0,32 м , а объём вакуумной камеры ВК2 составляет V = 1,2 м3. В камере ВК1 размещается испытываемый ЖРДМТ и тяго-измерительное устройство. В выходном сечении сопла двигателя установлен кормовой диффузор Д1, который через трубопровод и вакуумный затвор VM1 герметично соединён с камерой ВК2. Кормовой диффузор обеспечивает эвакуацию продуктов сгорания при включении двигателя в камеру ВК2 и, соответственно, обеспечивает газодинамическое разъединение газовых сред вакуумных камер ВК1 и ВК2.
Кроме того, кормовой диффузор Д1 обеспечивает безотрывное течение в сопле ЖРДМТ при давлениях в ВК2, су-
щественно превышающих критический отрывной уровень давлений в выходном сечении сопла двигателя.
Камера ВК2 используется как буферный объём, необходимый для запуска кормового диффузора, охлаждения продуктов сгорания. Кроме того, через неё осуществляется монтаж к вакуумной магистрали большого диаметра.
В вакуумную систему входят два вакуумных насоса N0 и КЬ2, соединённых параллельно, которые обеспечивают откачку продуктов сгорания двигателя из камеры ВК2 (один из этих насосов может находиться в резерве), и бустерный паро-масляный насос N0, который служит для получения необходимого начального разрежения в ВК1.
В последнем случае насосы N0 и ^2 работают как форвакуумные последовательно с насосом N0.
В качестве форвакуумных насосов NL1 и NL2 в вакуумной системе используются два высокопроизводительных вакуумных плунжерных (золотниковых) насоса типа НВЗ-300. В качестве бустер-ного насоса N0 на стенде применяется паромасляный насос 2НВБМ-160.
Общий вид и компоновка вакуумных камер на стенде представлены на рис.2. На переднем плане рис.2 показаны вакуумная камера ВК1 и бустерный паромасляный насос N0, на заднем - вакуумная камера ВК2. Обе вакуумные камеры расположены горизонтально так, что оси камер перпендикулярны друг другу.
Рис. 2. Общий вид и расположение вакуумных камер на стенде
Вакуумные камеры с вакуумными насосами соединены вакуумными трубопроводами различного диаметра, в которых установлены для обеспечения запуска насосов, поддержания соответствующих режимов работы системы при откачке проходные вакуумные затворы УМ и необходимые для измерения давлений вакуумметры РТ.
На режиме откачки продуктов сгорания при включенном двигателе вакуум -ные затворы УМ1, УМ3 и УМ4 закрыты, после запуска насосов N0 и (или) КЬ2 открываются затворы УМ2, УМ5 и УМ6. При достижении в ВК1 и ВК2 давления ниже уровня, при котором обеспечивается запуск кормового диффузора, включается двигатель. После выключения двигателя насосы N0 и NL2 продолжают откачку до достижения требуемого давления в камере ВК2 (ВК1), затем затворы УМ1, УМ2, УМ5 и УМ6 закрываются, насосы выключаются.
Огневые испытания в непрерывном режиме работы (длительностью включения 3,0 с) с измерением основных параметров были проведены для двух ЖРДМТ (№ 1 и № 2) с геометрической степенью расширения сопла ¥а =200.
В процессе эксперимента измерялись тяга двигателя (с предельной допустимой погрешностью не более ±0,5%), давления (< ±0,5 %) и температуры (< ± 1 °С) компонентов топлива на входе в двигатель, давление в камере сгорания (< ± 0,5 %), давление в вакуумной камере (< ± 5 %), секундные массовые расходы компонентов топлива (< ± 0,5 %), напряжение и ток на обмотках клапанов двигателя (< ±2%). Температура компонентов топлива на входе в двигатель в процессе испытаний изменялась в диапазоне 20 ± 5 °С. Вакуумная система стенда поддерживала давление окружающей среды в вакуумной камере ВК1 в ходе огневого испытания двигателя не более рн < 2 мм рт. ст.
Измерение тяги ЖРДМТ проводилось с помощью созданного в НИЦ КЭ СГАУ специального тягоизмерительного устройства. Исходя из конструкции ваку-
умной камеры и необходимости обеспечения заданного разрежения при испытании, двигатель с геометрической степенью расширения ¥а = 200 располагался
горизонтально. Общий вид тягоизмери-тельного устройства с ЖРДМТ представлен на рис. 3.
Рис. 3. Общий вид тягоизмерительного устройства с ЖРДМТ
В состав тягоизмерительного устройства входят рама, измерительный датчик весоизмерительный тензорези-сторный типа ВВА-5, с помощью которого производится измерение (сигнал с датчика регистрируется в компьютере); задающий датчик типа ВВА-5, с помощью которого производится градуировка измерительного канала, сигнал с датчика также регистрируется в компьютере; силосо-здающее устройство, обеспечивающее воздействие при градуировке измерительного датчика; соединительное и передающее устройства. Датчики ВВА-5 имеют 4 тензорезистора, включаемых по схеме полного моста. Рама представляет собой сварной каркас из трубок прямоугольного сечения, которая жёстко фиксируется к разделительному фланцу в вакуумной камере. В габаритах рамы расположены ЖРДМТ, тягоизмерительные датчики ВВА-5, магистрали компонентов, вспомогательные магистрали (вода, воздух), кабели, датчик давления в камере сгорания.
Измерение расходов горючего и окислителя осуществлялось в ходе испытаний весовым методом. Схема устрой-
ства для измерения расхода компонентов топлива представлена на рис. 4.
Рис. 4. Схема устройства для измерения расхода компонентов топлива: 1 - настенная полка;
2 - электронные весы CAS MW-II-3000 B;
3 - узел подвеса; 4 - входное устройство;
5 — вентиль; 6 — скоба; 7 — топливный бак
компонента; 8 - вентиль; 9 - демпфер
Компонент топлива находится в баке 7, который подвешивается на скобе 6 через узел подвеса 3. К баку подводятся две магистрали. По одной через вентиль 5 подаётся газ наддува от стендовой системы, через вентиль 8 компонент поступает к двигателю. Магистрали компонента имеют минимальную жёсткость системы «бак-магистраль». Демпфер установлен для гашения возможных колебаний бака во время испытаний в горизонтальной плоскости.
В процессе испытаний ЖРДМТ проводились измерения давления в камере сгорания рк и давления компонентов на
"Г" "О"
входе в двигатель рвх , рвх с помощью
индуктивных датчиков давления. Датчик давления в камере сгорания рк устанавливался в охлаждаемом водой корпусе.
Для измерения давления в вакуумной системе использовался измерительный комплекс давления ИКД-6ТДА. Измерительный комплекс давления ИКД-6ТДА располагался в вакуумной камере ВК1.
Регистрация сигналов измерений в процессе эксперимента осуществлялась с помощью автоматизированной измерительно-информационной системы NATIONAL INSTRUMENTS. Система состо-
ит из контроллера с шасси NI PXI-8106 c дисплеем, клавиатурой, мышью и плат ввода-вывода информации. В данном эксперименте используются универсальные платы ввода-вывода типа NI PXI-6251 и шасси расширения SCXI-1001 с блоком усилителей для тензорезисторов NI SCXI-1520 и с платой ввода сигналов с термопар NI SCXI-1102. Каждая из используемых плат имеет специализированную клеммную коробку для подключения сигналов от датчиков. Плата NI SCXI-6251 регистрирует температуры, плата NI PXI-6251 - все остальные параметры. Сигнал с датчика тягоизмерительного устройства подается на блок NI SCXI-1520, установленный в шасси NI SCXI-1001, затем - на блок NI PXI-6251 и в контроллер NI PXI-8106 и совместно с другими параметрами записывается на диск и обрабатывается. Вторая плата NI PXI-6251 служит для связи компьютера с блоком расширения.
Универсальные платы ввода-вывода NI PXI-6251 имеют следующие характеристики: число входных аналоговых каналов - до 16, число входных-выходных дискретных каналов - 24, диапазон входных аналоговых каналов программируемый и может изменяться в диапазонах от -10 ... +10 мВ до -10 ... +10 В, разрядность выходного кода - 16, частота опроса - до 1МГц / канал, погрешность преобразования ± 0,05 %.
Плата ввода сигналов с термопар NI SCXI-1102 имеет 32 входных канала, для термопар типа «хромель-капель» и «хро-мель-алюмель» имеются стандартные калибровки.
Управление ЖРДМТ при испытаниях осуществляется сигналами с блока NI PXI-6251.
В процессе исследования путём изменения давления компонентов топлива на входе в ЖРДМТ были определены характеристика каждого из двигателей (на трёх режимах его работы) в диапазоне изменения тяги от 42 до 66 Н при постоянном массовом соотношении компонентов топлива km = const и их характеристика по составу топлива (на четырёх режимах его
работы) в диапазоне изменения кт = 1,5...2,0. На каждом режиме работы двигателя выполнялось три включения ЖРДМТ длительностью 3 с.
Характерные зависимости основных параметров от времени на номинальном режиме работы ЖРДМТ приведены на рис. 5 и 6 (компьютерная версия).
Результаты испытаний ЖРДМТ в виде зависимостей удельного импульса тяги /у.п и тягового комплекса кпр от давлений компонентов топлива на входе в двигатель при кт=сош1 и от массового соотношения компонентов представлены на рис. 7 - 10.
При испытаниях ЖРДМТ № 1 при определении дроссельной характеристики:
- тяговый комплекс изменяется в пределах кр = 1,86.. .1,88;
- удельный импульс тяги изменяется в пределах /уп = 2880.3020 м/с.
Для экспериментальной характеристики по составу топлива:
- тяговый комплекс изменяется в пределах кр = 1,86.1,88;
- удельный импульс тяги изменяется в пределах /уп = 2860.2970 м/с.
икл Т'/'О", В
Рис. 5. Характерные зависимости рабочих параметров ЖРДМТ от времени на номинальном режиме его работы: напряжения (а), тока (б), давлений горючего (в) и окислителя (г) на входе в двигатель
200 400 600 900 1 000 1 2001400 1 60018002000 2200 2400 2600 2 800 3000 3200 3400 3600 3800
7- /V I «А-
I
:
0-
200 400 600 800 1 000 1 200 1400 1 600 1800 2 000 2 200 2 400 2 600 2 800 3 000 3200 3400 3600 3800
л
/
ч,
200 400 6 РЬ, мм рт
) 1 000 1 200 1 400 1 600 1 800 2 000 2 200 2 400 2 600 2 800 3 000 3 200 3 400 3 600 3 800 В) Т, МС
200 400 600 800 1000 1200 1400 1 6001800 2000 2 200 2400 2 600 2 800 3000 3200 3400 3 600 3800
Г) Т, МС
Рис. 6. Характерные зависимости рабочих параметров ЖРДМТ от времени на номинальном режиме его работы: напряжения (а), давления в камере сгорания (б), тяги двигателя (в) и давления в вакуумной камере (г)
3000 2900
11 13 15 17 19 р™кг/см;
Рис. 7. Экспериментальные зависимости пустотного удельного импульса тяги 1уп от давления компонентов топлива на входе рвхГО в двигатель: ▲ - для ЖРДМТ № 1; □ - для ЖРДМТ № 2
КР
1.9 1.8
ч )___ ---- ---- г
11 13 15 17 19 р™кг/ом?
Рис. 8. Экспериментальные зависимости тягового комплекса в пустоте кпР от давления компонентов топлива на входе рвхГ0 в двигатель: ♦ - для ЖРДМТ № 1; о - для ЖРДМТ № 2
3000 2900
▲
ы А
1А 1,5
16 17 18 19
Кт
Рис. 9. Экспериментальные зависимости пустотного удельного импульса тяги 1уп от массового соотношения компонентов топлива кт: ▲ - для ЖРДМТ № 1; □ - для ЖРДМТ № 2
Рис. 10. Экспериментальные зависимости тягового комплекса в пустоте кпР от массового соотношения компонентов топлива кт: ♦ - для ЖРДМТ № 1; о - для ЖРДМТ № 2
При испытаниях ЖРДМТ № 2 для первой группы данных:
- тяговый комплекс изменяется в пределах кпР = 1,86...1,88;
- удельный импульс тяги изменяется в пределах 1уп = 2840.3010 м/с.
Для второй группы данных:
- тяговый комплекс изменяется в пределах кпР = 1,86.1,88;
- удельный импульс тяги изменяется в пределах 1у п = 2890.2940 м/с.
Значение кпр = 1,87 можно считать экспериментально установленным для исследованной конструкции ЖРДМТ с геометрической степенью расширения сопла ¥с = 200 в рабочих диапазонах изменения
определяющих величин.
В качестве сравнения ЖРДМТ на компонентах топлива НДМГ и АТ с геометрической степенью расширения сопла ¥с =(40.50) при прочих равных условиях для этой размерности двигателей имеет тяговый комплекс, равный кР=1,78.1,79
[3].
Отметим, что полученные результаты испытаний ЖРДМТ № 1 и ЖРДМТ №2 по большинству параметров в пределах точности измерений имеют практически одинаковые параметры на всех режимах работы двигателей. При этом искомый параметр испытуемых ЖРДМТ - тяговый комплекс двигателей, определённый в диапазоне входных давлений компонентов топлива рвхГ'0 = 1,2.2,2 МПа и массового соотношения компонентов топлива кт = 1,5.2,0, одинаков для обоих двигателей на всех режимах программы испытаний и составляет значение, равное кР = (1,87 ± 0,01).
Полученный разброс экспериментальных данных (рис. 7-10) не превышает заявленной точности измерений.
Таким образом, тяговый комплекс при использовании в ЖРДМТ сопла с геометрической степенью расширения ¥с = 200 по сравнению с традиционной
геометрическом степенью расширения Ёс = 40. ..50 больше на Ькпр ~ 4,0 %.
Удельный импульс тяги, зарегистрированный при испытаниях ЖРДМТ, имеет тенденцию к росту на режимах работы от минимальных к максимальным значениям давления компонентов топлива на входе в двигатель. По нашему мнению, с ростом давления компонентов топлива от рвхГ,° = 12 кг/см2 до рвхГ,° = 22 кг/см2 (рис. 7 и 8) происходит интенсификация процессов жидкофазного взаимодействия самовоспламеняющихся компонентов топлива на стенке камеры за счёт увеличения перепада давления на форсунках и процессов в газовой фазе из-за увеличения давления и расходонапряжённости в камере сгорания.
Изменение массового соотношения компонентов топлива также оказывает влияние на удельный импульс тяги ЖРДМТ (рис. 9 и 10). Увеличение последнего при варьировании кт объясняется ростом температуры продуктов сгорания в этой области массового соотношения компонентов топлива (растущая ветвь зависимости 1ун = ^кщ)).
Отметим, что на непрерывном номинальном режиме работы двигателя (рвхГ'° = 15 кг/см , кт = 1,85)
зарегистрированное по результатам испытаний двух ЖРДМТ значение удельного импульса составляет: 1ун = (2940 ± 30) м/с.
Представляет интерес сравнение результатов определения основных параметров ЖРДМТ с результатами термогазодинамического расчёта с учётом их неидеального протекания процессов [6], выполненного с использованием программного комплекса БРРБРМХ. Наиболее важные расчётные параметры ЖРДМТ приведены в табл. 2.
Не обсуждая в рамках статьи полученные расчётные данные по потерям энергии в сопле, выделим лишь два интегральных параметра, представляющих определяющее значение для целей настоящей работы. Это расчётный тяговый комплекс и удельный импульс тяги, опре-
делённые с учётом реальных процессов в камере сгорания и сопле.
Экспериментально полученный удельный импульс тяги в пустоте на номинальном режиме коррелирует с расчётным: 1у.„э = 2940 м/с и 1упр = 2919 м/с. Расхождение данных лежит в пределах погрешности экспериментального определения удельного импульса тяги.
Различие расчётного тягового комплекса (крр=1,852) и экспериментально определённого (крэ=1,87) также укладывается в диапазон экспериментального определения кр .
Поэтому можно говорить о вполне удовлетворительном соответствии расчётных и экспериментальных показателей основных параметров ЖРДМТ.
Таким образом, в результате проведённых теоретических и экспериментальных исследований определён уровень удельного импульса тяги в пустоте (тягового комплекса) ЖРДМТ номинальной тягой 50 Н с геометрической степенью расширения сопла Лаваля ¥а = 200. Показано, что по сравнению с традиционной геометрической степенью расширения сопла ¥а = (40 - 50) можно получить уве-
личение тягового комплекса на АкР
4,0
% без изменения схемы смесеобразования ЖРДМТ.
Библиографический список
1. Дубинкин, Ю.М. Проблемы организации рабочего процесса жидкостных ракетных двигателей малой тяги [Текст] / Ю.М. Дубинкин, В.Е. Нигодюк // Известия ВУЗов. Авиационная техника. -1993. - № 2. - С. 71-74.
2. Нигодюк, В.Е. Исследование закономерностей жидкофазного взаимодействия компонентов СЖРТ [Текст] / В.Е. Нигодюк, А.В. Сулинов // Вестник СГАУ. - 2009. - № 3 (19). - С. 316-321.
3. Агеенко, Ю.И. Исследование параметров смесеобразования и методический подход к расчетам и проектирова-
нию ЖРДМТ со струйно-центробежной схемой смешения компонентов АТ и НДМГ на стенке камеры сгорания [Текст] / Ю.И. Агеенко // Вестник СГАУ. - 2009. - № 3 (19). Ч.2. - С.171-177.
4. Нигодюк, В.Е. Пути совершенствования рабочего процесса ЖРДМТ на самовоспламеняющихся компонентах топлива [Текст] / В.Е. Нигодюк, А.В. Су-линов // Вестник СГАУ. - 2012. - №3 (34), Ч. 3. - С. 103-107.
5. Шустов, С. А. Моделирование течения продуктов сгорания в соплах ЖРДМТ [Текст] / С.А. Шустов, И.Э Ива-
нов, В.Ю. Гидаспов // Математическое моделирование. 1999. - Т. 11, № 6. - С. 45-51.
6. Шустов, С.А. Численное моделирование термогазодинамических процессов в ЖРДМТ с учетом их неидеального протекания [Текст] / С. А. Шустов. - Вестник МАИ. - 2009. - Т. 16, №2. - С. 146153.
7. Боровик, И.Н. Краткий обзор зарубежных современных ЖРД малой тяги [Электронный ресурс] / И.Н. Боровик. -http://www.mai202.ru/RUS/publication.htm
INVESTIGATION OF ENERGY PARAMETERS OF SMALL-THRUST LIQUID ROCKET ENGINES WITH THE GEOMETRIC EXPANSION RATIO
OF THE NOZZLE Fa = 200
© 2013 Y. I. Ageenko1, V. IE. Nigodyuk2, V. V. Ryzhkov2, A. V. Sulinov2, S.A. Shustov2
1 «Isayev chemical engineering design bureau» - branch of «Khrunichev State Research
and Production Space Center» Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University)
The paper presents the results of theoretical and experimental studies carried out to determine the energy parameters by the example of small- thrust liquid rocket engines with the nominal thrust in a vacuum of 50 N on unsymmetrical dimethylhydrazine and nitrogen tetroxide fuel components with the nozzle geometric expansion
ratio Fa = 200.
Small thrust liquid rocket engine, vacuum fire stand, power parameters, geometric expansion ratio of the nozzle, specific impulse, traction complex.
Информация об авторах
Агеенко Юрий Иванович, кандидат технических наук, главный конструктор направления, начальник отдела жидкостных ракетных двигателей малой тяги, «Конструкторское бюро химического машиностроения им. А.М. Исаева» - филиал ФГУП «ГКНПЦ им. М.В. Хруничева». E-mail: kbhimmash@korolev-net.ru. Область научных интересов: организация рабочих процессов в жидкостных ракетных двигателях малой тяги, исследование параметров смесеобразования в них.
Нигодюк Валентин Евгеньевич, кандидат технических наук, доцент кафедры теории двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: ke_src@ssau.ru. Область научных интересов: исследование рабочего процесса в двигателях летательных аппаратов.
Рыжков Владимир Васильевич, кандидат технических наук, научный руководитель научно-исследовательского центра космической энергетики, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). Е-mail: ke src@ssau.ru. Область научных интересов: исследование рабочего процесса в двигателях летательных аппаратов.
Сулинов Александр Васильевич, кандидат технических наук, доцент кафедры теории двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: ke_src@ssau.ru. Область научных интересов: исследование рабочего процесса в двигателях летательных аппаратов.
Шустов Станислав Алексеевич, кандидат технических наук, доцент кафедры теории двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: tdla@ssau.ru. Область научных интересов: термогазодинамика ракетных двигателей.
Ageenko Yuri Ivanovich, candidate of technical science, chief designer of a focus area, head of the department of small-thrust liquid rocket engines, «Isayev chemical engineering design bureau» - branch of «Khrunichev State Research and Production Space Center». Email: kbhimmash@korolev-net.ru. Area of research: organization of work processes in small-thrust liquid engines, analysis of mixing parameters.
Nigodyuk Valentin Evgenievich, candidate of technical science, associate professor of the department of aircraft engine theory, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). E-mail: ke src@ssau.ru. Area of research: working processes in aircraft engines
Ryzhkov Vladimir Vasilyevich, candidate of technical science, research supervisor of the Research Center of Space Power, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). E-mail: ke src@ssau.ru. Area of research: working processes in aircraft engines.
Sulinov Alexander Vasilyevich, candidate of technical science, associate professor of the department of aircraft engine theory, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). E-mail: ke src@ssau.ru. Area of research: working processes in aircraft engines.
Shustov Stanislav Alekseevich, candidate of technical science, associate professor of the department of aircraft engine theory, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). E-mail: tdla@ssau.ru. Area of research: thermal gas dynamics of rocket engines.
