CC BY
139¡Проектирование, производство и испытания двигателей летательных, аппаратов
УДК.621.454
МЕТОДИКА РАСЧЕТА ОХЛАЖДЕНИЯ КАМЕРЫ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
С СОПЛОВЫМ НАСАДКОМ
А. М. Бегишев, А. С. Торгашин, А. Ю. Леонгард, В. П. Назаров
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31
E-mail: alex-beg95@mail.ru
Авторы исследуют особенности и методику, позволяющую произвести расчет охлаждения камеры ЖРД с сопловым насадком радиационного охлаждения.
Ключевые слова: охлаждение, сопловой насадок, методика расчета.
METHODOLOGY OF CALCULATING COOLING CHAMBER OF ROCKET ENGINE LAUNCHERS FROM THE SUPPLY NOZZLE
A. M. Begishev, A. S. Torgashin, A. U. Leongard, V. P. Nazarov
Reshetnev Siberian State Aerospace University 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: alex-beg95@mail.ru
The authors investigate the characteristics and methodology used in the calculation of the cooling chamber of rocket engine launchers from the supply nozzle radioactive cooling.
Keywords: cooling, nozzle attachments, method of calculation
Защита стенок камеры ЖРД от опасного перегрева -одна из самых важных и сложных проблем ракетной техники. Сложность проблемы защиты стенок современных ЖРД связана с тем, что продукты сгорания имеют высокие температуры - до 3 500-45 00 К, давление 15 МПа и выше и скорости движения 1 000-1 300 м/с, в связи с чем имеют место очень большие удельные тепловые потоки. В соответствии с основными понятиями теории теплообмена тепловой поток, передаваемый от газа в стенку, в общем случае складывается из конвективного и лучистого тепловых потоков. При этом нужно отметить, что максимум теплового потока, главным образом из-за влияния лучистой части, достигается в дозвуковой части сопла вблизи критического сечения, характер распределения и величина суммарного теплового потока в основном определяются конвективной составляющей, и наиболее напряженным местом является входная часть сопла и особенно область критического сечения [1].
Для предупреждения опасного перегрева силовой оболочки камеры двигателя и защиты ее от разрушения в современных ЖРД применяют теплозащиту: наружное проточное; внутреннее; транспирационное (испарительное) охлаждение стенок; радиационное охлаждение стенки; теплозащитные термостойкие покрытия; теплозащитные аблирующие покрытия; емкостное охлаждение. В большинстве случаев методы защиты применяются комплексно, совместно дополняя друг друга [2].
Анализируя тепловые потоки по длине камеры ЖРД, имеем, что вследствие того, что в камере сгорания и, особенно в области критического сечения, тепловые потоки во много раз выше, рациональнее всего использовать проточное наружное охлаждение совместно с внутренним. Однако по мере расширения со-
пла, тепловой поток уменьшается, что позволяет использовать другие методы охлаждения. Например, радиационное охлаждение. С целью уменьшения массы двигательной установки в соплах с большой степенью расширения тепловые потоки понижаются до того состояния, что теплообмен можно осуществить излучением теплоты стенкой в пространство, или, другими словами, вполне рационально и приемлемо использование радиационного охлаждения. Причем тепловое излучение стенки будет тем интенсивнее, чем выше ее допускаемая температура. Расчет состоит из нахождения величины теплового потока, не приводящего к деформации в течение времени работы двигателя. Иначе говоря, на установившемся режиме необходимо вычислить температуру стенки, достигнувшей равновесного значения Тстрр, с учетом практически одинаковой толщины. Уравнение баланса передаваемого тепла выглядит следующим образом:
/ Т л4
аг (е ^стр.р )0вн £с
стр.р 100
а
нар '
где £с.
интегральная часть степени черноты наруж-
ной стенки, зависящая от материала и состояния поверхности. Из данного уравнения может быть найдено значение Тстрр. Значения Тстрр существенно зависят от £ст, снижаясь при ее увеличении. Рост давления в камере сгорания, увеличивающий тепловой поток в стенки, приводит к росту Тстрр. В камерах ЖРД стоит выполнять концевые участки расширяющегося сопла из тугоплавких материалов с высокими значениями £ст [3].
Стоит учитывать, что помимо основного ограничения по давлению имеется еще одно ограничение: для лучшего отвода тепла желательно размещение
<Тешетневс^ие чтения. 2016
охлаждаемого элемента вне конструкции летательного аппарата. Из этого следует необходимость сочетания в используемом материале компонентов, обладающих большой жаропрочностью, высокой степенью черноты и хорошей обрабатываемостью. Например, ниобиевых, молибденовых сплавов или жаростойких покрытий, допускающих нагрев до 1 300-1 500 °К [4].
Очевидно, что данный метод охлаждения уже использовался или планируется к использованию. Например, в посадочном модуле космического корабля «Аполлон» или планируемой модификации ракетного двигателя КВД-1. Рассмотрим последний, для него используется насадок радиационного охлаждения (НРО) из УУКМ (углерод-углеродный композиционный материал), и для его надежного охлаждения применяется внутреннее (завесное) охлаждение водородом, поступающим из турбины бустерного агрегата в тракт низкого давления. Нагретый в этом тракте водород вдувается внутрь сопла и улучшает охлаждение НРО [5].
Подводя итог, можно сказать, что расчет радиационного охлаждения обладает некоторыми особенностями, отличающими его от других методов.
Библиографические ссылки
1. Васильев А. П., Кудрявцев В. М., Кузнецов В. А. и др. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. М., 1983. 703 с.
2. Алемасов В. Е., Дрегалин А. Ф., Тишин А. П. Теория ракетных двигателей. М. : Машиностроение, 1980. 535 с.
3. Гахун Г. Г. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М., 1989. 424 с.
4. Ракетные двигатели / М. Баррер, А. Жомотт, Б. Ф. Вебе и др. М. : Оборонгиз, 1962. 801 с.
5. Официальный сайт КБХМ [Электронный ресурс] URL: http://www.kbhmisaeva.ru/main.php?id=54 (дата обращения: 15.09.2016).
References
1. Vasil'ev A. P., Kudrjavcev V. M., Kuznecov V. A., et al. Fundamentals of the theory and calculation of liquid-propellant rocket engines. M., 1983. 703 p.
2. Alemasov V. E., Dregalin A. F., Tishin A. P., Theory of rocket engines. M. : Mashinostroenie, 1980. 535 s.
3. Gahun G. G The construction and design of liquid rocket engines. M., 1989. 424 p
4. Rocket engines / M. Barrer, A. Zhomott, B. F. Vebe et al. M. : Oborongiz, 1962. 801 p.
5. Official website CADB [Electronic resource] URL: http://www.kbhmisaeva.ru/main.php?id=54 (date of access 15.09.2016).
© Бегишев А. М., Торгашин А. С., Леонгард А. Ю., Назаров В. П., 2016
УДК 629.7.01
сае-системы гидрогазодинамического расчета параметров
РАБОЧЕГО ТЕЛА В ЭЛЕМЕНТАХ ТНА
А. Ю. Васянина, А. А. Тонких
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31
E-mail: dentimenis@mail.ru
Рассмотрены преимущества использований CAE-систем гидрогазодинамического расчета параметров рабочего тела в элементах ТНА.
Ключевые слова: гидрогазодинамический расчет, рабочее тело, ТНА, CAE-системы.
CAE-SYSTEMS OF FLUID DYNAMICS CALCULATION OF PARAMETERS OF WORKING MASS IN TURBOPUMP
A. U. Vasyanina, A. A. Tonkih
Reshetnev Siberian State Aerospace University 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: dentimenis@mail.ru
The paper reviews advantages of the using CAE-systems of fluid dynamics calculation of parameters of working mass in a turbopump.
Keywords: fluid dynamics calculation, working mass, turbopump, CAE-systems.
Появление и последующее развитие технологий высокопроизводительных вычислений было вызвано необходимостью выполнения математических расчетов для различных исследований.
Несмотря на то что методы и алгоритмы этих расчетов не отличаются особой сложностью, объем самих вычислений настолько значителен, что небольшой группе исследователей практически невозможно
