Особенности термодинамического расчета ракетных двигателей с использованием сжиженного природного газа Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

2. Краев М. В., Назаров В. П., Яцуненко В. Г. Стабильность энергетических параметров турбонасосной системы как фактор надежности ракетного двигателя // Проблемы развития авиакосмической отрасли : материалы Республиканской науч.-техн. и производств. конф. Ташкент, 19-20 апр. 2007 г.

3. Назаров В. П. Численное моделирование отклонений энергетических параметров насосных агрегатов // Аэрокосмическая техника и высокие технологии -2000 : материалы Всерос. науч.-техн. конф. г. Пермь, 12-14 апреля 2000 г.

References

1. Kolomentsev A. I., Kraev M. V., Nazarov V. P., Chervakov V. V., Yatsunenko V. G. Test and

maintenance reliability : studies. ; Siberian State Aerospace University, Moscov. aircraft. institute. Krasnoyarsk, 2006. 336 р.

2. Kraev M. V., Nazarov V. P., Yatsunenko V. G. Stability of power parameters turbinepump systems as the factor of reliability of the rocket engine // the Problem of development of aerospace branch : Materials of Republican scientific and technical and industrial conference. Tashkent, on April, 19-20, 2007.

3. Nazarov V. P. Numerical modelling of devia-tions{rejections} of power parameters of pump units // Space technical equipment} and high technologies - 2000 : materials of the All-Russia scientific and technical conference «», Perm, on April, 12-14, 2000.

© Назаров В. П., Яцуненко В. Г., 2013

УДК 621.454.034

ОСОБЕННОСТИ ТЕРМОДИНАМИЧЕСКОГО РАСЧЕТА РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ СЖИЖЕННОГО ПРИРОДНОГО ГАЗА

В. Н. Рыбакова, А. С. Мехтиев

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева

Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. Е-mail: puiiiictik@rambler.ru

Рассматриваются особенности термодинамического расчета с использованием сжиженного природного газа.

Ключевые слова: сжиженный природный газ, метан, жидкий кислород, их физические свойства, основные параметры расчета параметров в камере сгорания.

PECULIARITIES OF CALCULATION OF THERMODYNAMIC ROCKET ENGINES USIING LIQUEFIED NATURAL GAS

V. N. Rybakova, A. S. Mekhtiev

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: puiiiictik@rambler.ru

The peculiarities of thermodynamic calculation using liquefied natural gas are considered.

Keywords: Liquefied natural gas, methane, liquid oxygen, their physical properties, basic parameters for calculating the parameters of the combustion chamber.

Ракетные двигатели за сравнительно короткий срок достигли значительного совершенства и весьма высоких, близких к пределу параметров, превысить которые можно, только применяя принципиально новые схемы энергопреобразования, материалы и технологии. Надежность и экологическая безопасность стали основными показателями качества проектируемых двигателей. Из схемных решений предпочтение отдается тем, в которых минимизируется число потенциально опасных агрегатов и увеличивается доля хорошо отработанных и показавших на практике высокую надежность технических решений с ориентацией на современные материалы и технологии. В настоящее время продолжается развитие и совершенствование ракетных двигателей в направлении увеличения надежности, удельного импульса, уменьшения удельной массы,

снижения стоимости, снижения или устранения вредного экологического воздействия на окружающую среду. Одним из направлений совершенствования является разработка новых компонентов топлива.

К компонентам ракетных топлив предъявляются весьма разнообразные, многочисленные и порой противоречивые требования. Они не могут быть удовлетворены одновременно ни одним из известных химических веществ или их смесей. Но определяющим показателем при выборе ракетных топлив является их эффективность, основным показателем которой выступает удельный импульс [1].

Природный газ как горючее с начала космической эры привлекал к себе внимание двигателистов. Сжиженный природный газ (СПГ) на 90 % и более состоит из метана. Метан - бесцветный газ, без запаха, ма-

Решетневскуе чтения. 2013

лорастворимый в воде, легче воздуха. Метан нетоксичен и неопасен для здоровья человека. Накапливаясь в закрытом помещении, метан взрывоопасен. В лаборатории получают нагреванием натронной извести (смесь гидроксидов натрия и кальция) или безводного гидроксида натрия с ледяной уксусной кислотой. Горит в воздухе голубоватым пламенем, при этом выделяется энергия около 39 МДж на 1 м3. С воздухом образует взрывоопасные смеси при объемных концентрациях от 5 до 15 процентов. Плотность: газ (0 °С, 1013 гПа) 0,72 кг/м3; жидкость (-161,6 °С) 0,42 г/см3. Жидкий кислород - это прозрачная голубоватая жидкость. В качестве окислителя жидкий кислород применяется в сочетании с СПГ. Жидкий кислород - нетоксичный продукт, но при работе с ним должны использоваться защитные средства, предохраняющие от обморожения.

Разработка ЖРД на экологически чистых компонентах топлива - метан в паре с жидким кислородом отвечает тенденциям развития современных ракет-носителей. Для многоразовых носителей метановое топливо выгодно и из-за своей относительно малой удельной стоимости [2]. По мнению отечественных специалистов, использование сжиженного природного газа (метана) позволяет:

- обеспечить безопасность окружающей среды даже при аварийном сливе компонентов топлива;

- повысить удельный импульс тяги и улучшить энергомассовые характеристики РН;

- повысить эффективность охлаждения камеры сгорания;

- упростить межпусковую обработку топливных трактов;

- снизить стоимость горючего;

- обеспечить длительность использования сырьевой базы при наличии больших природных запасов горючего;

- обеспечить доступность природного газа для любых национальных программ;

- облегчить создание двигателя любой принципиальной схемы (с окислительным или восстановительным газогенератором);

- использовать материалы, технологии и оборудо-

вание, присущие криогенной технике.

При проведении термодинамического расчета были выявлены основные энергетические и тепловые параметры продуктов сгорания, которые представлены в таблице.

На рисунке представлен график изменения основных параметров продуктов сгорания по длине камеры двигателя (КД). Анализ графической зависимости показывает соответствие экспериментальных параметров и расчетных характеристик, которые приняты в теории ракетных двигателей.

Метановый двигатель, выполненный по замкнутой схеме, обладает принципиально повышенной надежностью, а также при менее напряженных параметрах имеет более высокую удельную тягу.

Следует отметить, что в настоящее время в конструкторском бюро химического машиностроения имени А. М. Исаева активно ведутся разработки кислородно-метанового двигателя. Этот двигатель завершает цикл поисковых расчётно-аналитических и экспериментальных работ, начатых в 1994 году и направленных на исследование возможности использования сжиженного природного газа (СПГ) в качестве одного из компонентов топлива.

По результатам проведенных работ, включающих, в том числе, автономные испытания агрегатов и двигателей прототипов, был разработан двигатель С5.86.1000-0 на паре топлива: жидкий кислород -сжиженный природный газ, выполненный по схеме дожигания восстановительного генераторного газа.

Основные характеристики двигателя:

- тяга (пустотная) 7 500 кг

- удельный импульс тяги 370 с

- суммарный расход топлива 20,27 кг/с

- соотношение расходов компонентов топлива через двигатель 3,4

- соотношение расходов компонентов топлива через газогенератор 0,44

- геометрическая степень расширения сопла камеры 198,7

К настоящему времени изготовлены и испытаны с положительными результатами два экземпляра двигателя [3].

Основные результаты расчета параметров в камере сгорания

Т к* П Т а Ка Рид К

3292 446,2 86 1287 439,7 3520 3360 3440 1881 2808 53,8 1,175

4500

Т

Изменение основных параметров по длине камеры двигателя

Библиографические ссылки

1. Горностаев В. И. Термодинамический расчет двигателя / САА. Красноярск, 1994.

2. Дорофеев А. А. Основы теории тепловых ракетных двигателей. Теория, расчет и проектирование: учебник для авиа- и ракетостроительных специальностей вузов. М. : Изд-во МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2010. 463 с.

3. иКЬ: http://www.kbhmisaeva.ru/main.php (дата обращения: 10.10.2013).

References

1. Gornostaev V. I. Thermodynamic calculation engine. CAA. Krasnoyarsk, 1994.

2. Dorofeev А. A. Fundamentals of the theory of thermal rocket engines. Theory, calculation and design: a textbook for air and missile universities. M. : Izd-vo MGTU im. Bauman, 2010.463 с.

3. URL: http://www.kbhmisaeva.ru/main.php (date of visit: 10.10.2013).

© Рыбакова В. Н., Мехтиев А. С., 2013

УДК 621.45

АНАЛИЗ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ КИСЛОРОДА В КАЧЕСТВЕ ОХЛАДИТЕЛЯ КАМЕРЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

В. М. Самошкин, П. Ю. Васянина

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: polchik91@mail.ru

Проведен сравнительный анализ каналов охлаждающего тракта, имеющих искусственную шероховатость и с гладкой поверхностью дна канала.

Ключевые слова: искусственная шероховатость, охлаждающий тракт, жидкостный ракетный двигатель, кислород.

EFFECTIVENESS OF OXYGEN AS CAMERA COOLER OF LIQUID-PROPELLANT

ROCKET ENGINE

V. M. Samoshkin, P. Y. Vasyanina

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: polchik91@mail.ru

A comparative analysis to cool channels tract with artificial roughness and smooth-surfaced canal bottom is presented.

Keywords: artificial roughness, the cooling path, liquid rocket engine, oxygen.

С ростом давления в камере сгорания и повышением коэффициента массового соотношения окислителя и горючего растет не только удельный импульс двигателя, но и удельный тепловой поток в стенку камеры жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Поэтому создание новых высокоэкономичных двигателей во многом зависит от эффективности системы регенеративного охлаждения камеры двигателя [1].

При работе ЖРД температуры наружной и внутренней оболочек различны и переменны как вдоль оболочки, так и по ее толщине. В наиболее тяжелых температурных условиях работает внутренняя оболочка. Средняя температура ее намного выше, чем у наружной оболочки, и, кроме того, значительно изменяется температура по ее толщине (тем больше, чем больше тепловой поток через стенку и чем меньше теплопроводность стенки) [2].

При таких температурных условиях работы в стенках возникают большие температурные напряжения и ухудшаются механические свойства мате-

риала. Ввиду этого при прочностных расчетах камеры ЖРД необходимо учитывать температуру и неравномерность ее по толщине внутренней оболочки, а также изменение механических свойств материала при повышении температуры [3].

В настоящее время в технической литературе приводится перспективное направление использования в качестве охладителя камеры ЖРД жидкого кислорода с применением технологии изготовления охлаждающего тракта камеры с искусственной шероховатостью по дну канала. В связи с этим возникает вопрос о влиянии шероховатости канала на эффективность охлаждения камеры ЖРД.

Рассмотрим случай, широко встречающийся в ракетостроении: фрезерованные каналы охлаждающего тракта камеры двигателя без создания искусственной шероховатости. Охлаждающий компонент проходит по каналу, отбирая тепло, выделяющееся вследствие сгорания компонентов топлива. Процесс прохождения компонента происходит без дополнительных гидрав-