CC BY
16Свойства раствора лития в аммиаке
Свойство Li
Растворимость, г/100г ЫН3 при т-ре кипения аммиака (-33,3 оС) 10,2
Температура затвердевания металл-аммиачных эвтектик, оС -185
Температура кипения, оС 70
Плотность, г/см3 0,49
Давление пара при -33,3 оС, мм рт. ст. 3
Теплота растворения, ккал/моль -9,7
Наиболее приемлемым для ЖРД рассматривается металлосодержащее горючее, состоящее из жидкого горючего компонента и суспензии или геля лития, бериллия или алюминия. Данное горючее имеет энергетические возможности, которые привлекают внимание и являются перспективными для конструкций ЖРД. Однако горючее имеет недостатки, такие как невысокая стабильность, связанная с расслаиванием его составных частей, и сложность его подачи в камеру сгорания.
Выбор металлосодержащего горючего обоснован совмещением преимуществ, характерных для известных металлосодержащих горючих, таких как высокая теплотворная способность и высокий удельный импульс тяги, получаемый при их применении.
В результате рассмотрения физико-химических свойств топлив был сделан вывод, что раствор лития в жидком аммиаке может использоваться в качестве ракетного топлива для жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). По энергетическим показателям в таблице [1], в том числе по удельной тяге, топливное горючее раствора лития в жидком аммиаке обеспечивает существенно лучшую удельную тягу. Горючее имеет меньшую температуру кипения, чем керосин, рассматриваемый в качестве горючего топлива. Теплота растворения данного раствора меньше, чем у гидразина, что является достойным свойством для ЖРД. Следует отметить, что при повышении температуры растворимость лития в аммиаке быстро возрастает и становится заметно большей при температуре плавления щелочного металла.
С целью оценки металлосодержащего горючего, использующего раствор лития в аммиаке, подразумевается, что концентрация лития равна 30-70 % (мольных), то в ЖРД возможен режим горения лития и термического разложения аммиака (без горения водорода), что обеспечивает существенное уменьшение
средней молекулярной массы продуктов сгорания. Следовательно, предусматривает увеличение удельного импульса в ЖРД. Для увеличения эффективности данного процесса в состав одного из компонентов может вводиться дополнительно катализатор для ка-талического разложения (в камере сгорания и/ или в сопле) аммиака в количестве, равном нескольким десятым доли процента от массы аммиака в предлагаемом горючем. Этот катализатор может либо входить в состав выбранного компонента, либо вводиться в его состав непосредственно перед его поступлением (подачей) в камеру сгорания [2].
Возможность увеличения удельного импульса тяги обеспечивается за счёт любого предлагаемого окислителя, который может являться как криогенным, так и не криогенным, например жидкий водород, жидкий фтор и т. д. За счёт применения окислителя с горючим раствора лития в аммиаке возможно увеличить удельный импульс до 10-15 %.
Таким образом, можно считать, что предлагаемое металлосодержащее горючее позволяет не только увеличить удельный импульс тяги, но и обеспечивает простоту и надежность их подачи в камеру сгорания.
Библиографические ссылки
1. Сарнер С. Химия ракетных топлив. М. : Мир, 1969. 488 с
2. Electronic textbook StatSoft [Электронный ресурс]. URL: http://novosti-kosmonavtiki.ru/.
References
1. Sarner S. Chemistry of rocket fuels. M. : Mir, 1969. 488 p.
2. Electronic textbook StatSoft. Available at: http://novosti-kosmonavtiki.ru/.
© Злобина Е. А., Колегов Р. М., 2015
УДК 532.526.4
МОДЕЛЬ РАСПРЕДЕЛЕНИЯ ТЕМПЕРАТУРНОГО И ДИНАМИЧЕСКОГО ПОГРАНИЧНЫХ СЛОЕВ ПРИ Pr < 1
А. А. Зуев, М. Г. Мелкозеров
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31
E-mail: [email protected]
Рассмотрена модель распределения температурного и динамического пограничных слоев, необходимая для решения задачи учета течения с теплоотдачей в полостях энергетических установок двигателей летательных аппаратов.
Ключевые слова: теплоотдача, температурный пограничный слой, толщина потери энергии.
Решетнеескцие чтения. 2015
DISTRIBUTION MODEL OF TEMPERATURE AND DYNAMIC BOUNDARY LAYERS AT Pr < 1
A. A. Zuev, M. G. Melkozerov
Reshetnev Siberian State Aerospace University 31, KrasnoyarskyRabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation. E-mail: [email protected]
A model of the distribution of thermal and dynamic boundary layers is necessary for the solution of the current account in the cavities with heat power plants of aircraft engines.
Keywords: heat transfer, thermal boundary layer, thickness loss of energy.
Учет и анализ особенностей теплоотдачи в полостях энергетических установок двигателей летательных аппаратов (ЭУ ДЛА) является актуальной задачей. Анализ течения с учетом теплоотдачи при реализации потенциального и вихревого вращательного течения в проточных частях ЭУ ДЛА в основном осуществляется двумя методами: использованием эмпирических зависимостей или численными методами решения дифференциальных уравнений в частных производных. Первый метод требует достаточно больших временных и материальных затрат на постановку и проведение экспериментальных исследований, а также не всегда обеспечивает требуемую точность расчета гидродинамических и тепловых характеристик вращательных течений с учетом теплоотдачи. Численные методы достаточно сложны в использовании при проведении инженерных расчетов и требуют реализации их в специализированном программном обеспечении. Аналитический метод позволяет получить аналитические зависимости, применимые для инженерных расчетов в широком диапазоне возможных вариаций конструктивных и режимно-эксплуатационных параметров.
Возможны режимы эксплуатации, особенно агрегатов подачи, на которых даже незначительный подогрев криогенного рабочего тела может вызвать его вскипание и связанное с этим падение эксплуатационных характеристик, а также потерю герметичности агрегата в целом. С другой стороны, недостаточный подогрев в проточной части некоторых видов рабочих тел приводит к их высокой вязкости и снижению общего КПД энергоустановки [6].
При обобщенной постановке задачи о течении жидкости при теплообмене с поверхностью необходимо учитывать изменение температуры потока по длине рабочего канала, поскольку вязкость как функция температуры в основном определяет режим течения и, как следствие, гидравлические потери.
Для случая течения несжимаемого рабочего тела необходимо и достаточно совместного решения уравнений движения и энергии в граничных условиях пространственного пограничного слоя для сжимаемого рабочего тела необходимо дополнение системы уравнением состояния.
Для записи и решения уравнения энергии температурного пространственного пограничного слоя необходимо рассмотреть и получить выражение для определения толщины потери энергии [5].
Большинству газообразных рабочих тел (продукты сгорания) соответствует критерий Прандтля меньше
единицы Рг < 1. Рассмотрим модель распределения температурного и динамического пограничных слоев при Рг < 1 (рис. 1).
При Рг < 1 толщина динамического пограничного слоя находится ниже толщины температурного пограничного слоя, т. е. 5 < При очень низких числах Прандтля (жидкие металлы) молекулярная теплопроводность является основным механизмом переноса тепла и ею нельзя пренебречь даже в турбулентном ядре потока [1]. При низких числах Прандтля термическое сопротивление распределено по всему сечению потока [1].
Примем, что в границе динамического пограничного слоя изменение температуры происходит за счет переноса скорости, за границей 5 изменение температуры происходит за счет только молекулярной теплопроводности.
Данное предположение хорошо согласуется с данными [1-4], так как при очень низких числах Прандт-ля толщина динамического пограничного слоя в значительной степени меньше толщины температурного пограничного слоя. Соответственно термическое сопротивление присутствует по всей толщине температурного пограничного слоя.
В границах динамического пограничного слоя термическое сопротивление обусловлено турбулентным переносом тепла, а вне границ динамического пограничного слоя термическое сопротивление обусловлено молекулярной теплопроводностью.
Рассмотрим толщину потери энергии температурного пограничного слоя:
t
-J
U
Л
1—
T - To T8- To у
dy.
(1)
Границы интегрирования толщины потери энергии (1) необходимо разбить на два характерных участка. Первая граница интегрирования лежит в границе толщины динамического пограничного слоя 5, второй участок интегрирования лежит в границе окончания толщины динамического пограничного слоя 5 до окончания температурного пограничного слоя 5^
Тогда запишем выражение для толщины потери энергии (1) для рассматриваемой модели распределения температурного и динамического пограничных слоев (см. рисунок), с принятой моделью двух характерных участка интегрирования:
8*Ф-1 u I1
л
T - To T8- To у
dy + [u
U
1 - T - To
Л
T8- To у
dy. (2)
u
То
Модель распределения температурного и динамического пограничных слоев при Pr < 1
Рассмотренная модель распределения температурного и динамического пограничных слоев необходима для определения выражения толщины потери энергии и решения задачи течения с учетом теплообмена в характерных полостях энергетических установок двигателей летательных аппаратов. Для ведения дальнейшего интегрирования записанных выражений необходим выбор профилей распределения тепловых и динамических параметров в выбранных границах, а также более подробный анализ физических процессов, протекающих в рассматриваемой модели.
Библиографические ссылки
1. Кейс В. М. Конвективный тепло- и массообмен : пер. с англ. М. : Энергия, 1972. 448 с.
2. Романенко П. Л. Теплообмен и трение при градиентном течении жидкостей. М. : Энергия, 1964. 368 с.
3. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М. : Наука, 1969. 744 с.
4. Squire H. B. Heat transfer calculation for aerofoils. ARC RM, 1986.
5. Кишкин А. А., Зуев А. А., Леонов В. П. Локальная теплоотдача в граничных условиях турбома-шин // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. 2015. № 1 (658). С. 3-10.
6. Теплоотдача вращательных течений в турбо-машинах на основе двухслойной модели турбулентного пограничного слоя / А. А. Зуев, А. А. Кишкин, М. И. Толстопятов и др. // Вестник СибГАУ. 2012. № 5 (45). С. 127-129.
References
1. Kays W. M. Convective heat and mass transfer. Trans. from English. M. : Energy, 1972. 448 p.
2. Romanenko P. L. Heat transfer and friction gradient offluid flow. M .: Energy, 1964. 368 p.
3. Schlichting G. Theory of the boundary layer. M. : Nauka, 1969. 744 p.
4. Squire H. B. Heat transfer calculation for aerofoils. ARC RM 1986.
5. Kishkin A. A., Zuev A. A., Leonov V. P. Local heat transfer boundary conditions in turbomachinery. Proceedings of the higher educational institutions. Mechanical Engineering. 2015. № 1 (658). S. 3-10.
6. Heat transfer rotational flows in turbomachinery based on a two-layer model of the turbulent boundary layer / Zuev A. A., Kishkin A. A., Tolstopyatov M. I., Zhuikov D. A. // VestnikSibGAU. 2012. № 5 (45). P. 127-129.
© Зуев А. А., МелкозеровМ.Г., 2015
