CC BY
162Решетневскуе чтения. 2013
2. НК-33 [Электронный ресурс] // Википедия. 2011. URL: http://ru.wikipedia.org/wiki/HK-3 3 (дата обращения: 18.09.2013).
3. Борисов В. А., Жижикин А. М., Мелентьев В. С. Жидкостный ракетный двигатель НК-33 [Электронный ресурс] : лаб. раб. Самара, 2011. URL: http://tdla.ssau.ru/uop/kipdla/posob16.pdf (дата обращения: 18.09.2013).
4. На ОАО «Кузнецов» (Самара) завершился очередной цикл испытаний ракетного двигателя НК-33 [Электронный ресурс] // Сделано у нас : сетевой журн. 2013. URL: http://sdelanounas.ru/blogs/40033/ (дата обращения: 18.09.2013).
References
1. Work on upgrading the NK-33 (Raboty po modernizacii NK-33) Available at: http://www.
spacephys.ru/nk-33-vnov-vostrebovan (accessed 18 September 2013).
2. NK-33 (2011), Available at: http://ru.wikipedia. org/wiki/HK-33 (accessed 18 September 2013).
3. Borisov V. A., Zhizhikin A. M., Melent'ev V. S. Liquid rocket engine NK-33 (Zhidkostnyj raketnyj dvigatel' NK-33), Available at: http://tdla.ssau.ru/uop/ kipdla/posob16.pdf (accessed 18 September 2013).
4. At JSC «Kuznecov» (Samara) completed another test cycle rocket engine NK-33 (Na OAO «Kuznecov» (Samara) zavershilsja ocherednoj cikl ispytanij raketnogo dvigatelja NK-33), Available at: http://sdelanounas.ru/ blogs/40033/ (accessed 18 September 2013).
© Tejiexemo fl. P., PLHKOB B. B., 2013
УДК 629.7
ОСОБЕННОСТИ ОХЛАЖДЕНИЯ КАМЕРЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
ЖИДКИМ КИСЛОРОДОМ
А. И. Укачиков
ОАО «Красноярский машиностроительный завод» Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 29. E-mail: kras@krasmail.ru
Рассматриваются особенности охлаждения камеры сгорания ракетного двигателя жидким кислородом, перспективы применения камер ракетных двигателей, использующих жидкий кислород в качестве охладителя.
Ключевые слова: жидкий кислород, камера сгорания, наружное охлаждение. FEATURES OF COOLING THE LIQUID ROCKET ENGINE CHAMBER WITH LIQUID OXYGEN
A. I. Ukachikov
JSC «Krasnoyarsk Machine-Building Plant» 29, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: kras@krasmail.ru
The features of cooling the rocket engine combustion chamber with liquid oxygen and the prospects of rocket engine chambers using liquid oxygen as cooler are considered.
Keywords: liquid oxygen, the combustion chamber, external cooling.
В последнее время в проектировании перспективных ракет-носителей (РН) наряду с надежностью задается требование к экологичности РН, достигаемое использованием двигательных установок работающих на экологически чистых компонентах топлива - кислород-керосин, кислород-водород, кислород-метан и т. п.
В современных двигателях в качестве охладителя используются окислитель или горючее либо оба компонента. При использовании в качестве охлаждающего компонента жидкого кислорода для удобства компоновки, уменьшения длины подводящих охладитель трубопроводов, а также снижения гидравлического сопротивления, охлаждающий тракт охладителя разделяют на несколько расходов, каждый из которых охлаждает какую-либо часть камеры сгорания или сопла [1]. Эффективность в разделении расходов и подачи в отдельные части камеры охладителя заклю-
чается в том, что имеется возможность подачи охладителя в области с наибольшими тепловыми потоками (дозвуковая и критическая части сопла) с более низкой температурой.
Узлом, определяющим основные характеристики ЖРД, является камера сгорания. Сложность создания камеры сгорания с совершенными техническими характеристиками связана с исключительно напряженным рабочим процессом в камере. В современных камерах сгорания выделение тепла в единице объема в сотни раз больше, чем в любых других тепловых машинах. В этих условиях время пребывания топлива в камере сгорания составляет несколько тысячных секунды [2]. Одним из важнейших процессов, влияющих на эффективность работы камеры сгорания ЖРД, является процесс охлаждения камеры сгорания. От качества проводимого отбора тепла
Ракетно-космические двигатели, энергетические установки и системы терморегулирования летательныхаппаратов
камеры сгорания зависит работа двигательной установки в целом.
Большинство камер ЖРД имеет наружное охлаждение, при котором осуществляется проток охладителя по охлаждающему тракту, образованному между внутренней и наружной оболочками или стенками камеры сгорания и сопла. С ростом давления в камере и повышением энергетических характеристик двигателя для обеспечения надежной теплозащиты стенок камеры требуется интенсификация наружного проточного охлаждения. Это достигается увеличением скорости течения охладителя, развитием теплоот-дающей поверхности стенки с помощью ее оребрения, турбулизацией потока, например путем создания искусственной шероховатости тракта. Кроме того, при интенсивном наружном охлаждении требуется, чтобы внутренняя стенка была достаточно тонкой и изготовленный из теплопроводных материалов, например из медных сплавов [3].
В большинстве случаев для охлаждения камер ЖРД в таких парах, как кислород-керосин, кислород-водород, кислород-метан, применяется горючее. Применение окислителя в качестве охладителя встречается крайне редко. Одной из причин столь редкого применение окислителя в качестве охладителя связано с тем, что кислород в случае местного перегрева стенки камеры склонен к возгоранию с быстрым увеличением площади горения металла с последующим пожаром в камере сгорания.
Однако проведённые проектные исследования и специальные огневые испытания на экспериментальных экземплярах показали, что в случае недостаточного охлаждения на определенном участке происходит местный прогар стенки камеры без дальнейшего развития процесса горения материала камеры двигателя. В некоторых случаях, если прогар имеет локальный характер, двигатель может провести работу до конца либо выйти на аварийное выключение без разрушения.
При традиционном использовании пары кислород-керосин, где охладителем камеры является керосин, для эффективного охлаждения камеры сгорания применяется дополнительное внутреннее охлаждение, что приводит к потерям удельного импульса тяги. Переход на охлаждение камеры кислородом позволит ликвидировать потери удельного импульса тяги, связанные с организацией завесного охлаждения огневой стенки камеры горючим, и, как следствие, резко повысить энергетические характеристики двигателя. Увеличение удельного импульса тяги является следствием более высоких термодинамических характеристик и охлаждающей способности кислорода [4]. Жидкий кислород обладает хорошей текучестью, не является коррозионноактивным, и поэтому выбор конструкционных материалов не ограничен. Однако надо учитывать, что жидкий кислород - жидкость с высокой степенью криогенности, и ее контакт с кон-
струкционным материалом вызывает так называемое «охрупчивание» материала.
Таким образом, применение жидкого кислорода в качестве охладителя камеры двигателя можно рассматривать как с положительной, так и с отрицательной позиции, к «минусам» можно отнести также необходимость проведения продувки, захолаживания всего тракта охлаждения. В целом применение кислорода в качестве охладителя позволит кардинально улучшить основные параметры камеры, что приведет к росту эффективности всего ракетного двигателя.
Библиографические ссылки
1. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей : учебник для студентов вузов / Г. Г. Гахун, В. И. Баулин, В. А. Володин и др. : под общ. ред. проф. Г. Г. Гахуна. М. : Машиностроение, 1989. 424 с.
2. Добровольский М. В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования : учебник для вузов. 2-е изд., перераб. и доп. / под ред. Д. А. Ягодни-кова. М. : МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2005. 488 с.
3. Кудрявцев В. М. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей : учебное пособие / А. П. Васильев, В. М. Кудрявцев, В. А. Кузнецов и др. ; под общ. ред. В. М. Кудрявцева. М. : Высшая школа, 1967. 676 с.
4. Стриженко П. П. Особенности расчета теплового состояния камеры ЖРД с беззавесным охлаждением жидким кислородом // Вестн. Самар. гос. аэрокосм. ун-та. 2009. № 3 (19). Ч. 2.
References
1. Design and designing of liquid rocket engines: the Textbook for students of high schools on a speciality «Aviation engines and power installations» / G. G. Gahun, V. I. Baulin, V. A. Volodin, etc. / under the gen. ed. G. G. Gahuna. M. : Mechanical engineering, 1989, 424 p.
2. Dobrovolsky M. V. liquid rocket engines. Bases of designing: the Textbook for high schools. 2 edition advanced / under the gen. ed. D. A. Jagodnikova. M. : MGTU of a name N. E. Bauman, 2005. 488 p.
3. Kudryavtsev V. M. bas of the theory and calculation of liquid rocket engines: the Manual for aviation high schools and faculties / A. P. Vasilev, V. M. Kudryavtsev, V. A. Kuznetsov etc. / under the gen. ed. V. M. Kudryavtsev. M. : the Higher school, 1967. 676 p.
4. Strizhenko P. P. feature of calculation of a thermal condition of chamber LRE with cooling by liquid oxygen / P. P. Strizhenko // Vestnik Samaras the state space university, 2009. № 3 (19). P. 2.
© Укачиков А. И., 2013
