CC BY
113
УДК 536.45; 621.453
С.С. Демидов, В.И. Малинин, Р.В. Бульбович
Пермский национальный исследовательский политехнический университет, Пермь, Россия
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА ПОРОШКООБРАЗНОМ АЛЮМИНИЕВОМ ГОРЮЧЕМ И УГЛЕКИСЛОМ ГАЗЕ В КАЧЕСТВЕ ОКИСЛИТЕЛЯ
Предлагается концепция ракетного двигателя, способного значительно увеличить эффективность и доступность исследований крупных объектов Солнечной системы. В рассматриваемом ракетном двигателе предполагается использовать добываемый в местах посадки углекислый газ в качестве окислителя и доставляемые с Земли активные металлы (алюминий) в качестве горючего. Углекислый газ содержится в атмосферах таких объектов, как Марс и Венера. Межпланетный космический летательный аппарат, снабженный двигательной установкой такого типа, существенно облегчит и удешевит проведение исследовательских миссий на поверхности этих планет. За основу принята схема двигателя на порошкообразном металлическом горючем (алюминий) и воде. В данной работе предлагается аналогичный способ организации рабочего процесса. Результаты численного моделирования рабочего процесса, в совокупности с более ранними исследованиями горения металлических порошков в газовых средах, подтверждают возможность организации эффективного воспламенения и стабильного протекания реакции в камере сгорания. Проведенный анализ влияния выбранного способа воспламенения на внутрибаллистические характеристики показывает, что применение алюминия с добавками при больших содержаниях окислителя приводит к понижению удельного импульса менее чем на 3 %. На основе результатов данного анализа, а также анализа образования конденсированной фазы в продуктах сгорания, определено оптимальное соотношение подаваемых в камеру компонентов.
Ключевые слова: межпланетный космический летательный аппарат, ракетный двигатель, порошкообразное металлическое горючее, углекислый газ в качестве окислителя, удельный импульс, камера сгорания, форкамера, внутрикамерные процессы, конденсированная фаза, двухфазные потери.
S.S. Demidov, V.I. Malinin, R.V. Bulbovich
Perm National Research Polytechnic University, Perm, Russian Federation
THE ROCKET ENGINE ON POWDERY ALUMINIUM FUEL AND CARBON DIOXIDE OXIDIZER
In the paper the concept of rocket engine with possibility of considerably increasing of efficiency and availability to investigate the large objects of Solar System is suggested. In the considered rocket engine it is intended to use the carbon dioxide as an oxidizer obtained at alighting area and the active metals (aluminum) from the Earth as a fuel. Carbon dioxide is contained in the atmosphere of the objects such as Mars and Venus. Interplanetary vehicle supplied such propulsion system facilitates appreciably the implementation of missions on the surface of this planets. Scheme of engine on the powdery metallic fuel (aluminum) and water is assumed as a basis. The results of work process numerical simu-
lation according to former investigations of metallic powder combustion in gaseous medium confirm the possibility of efficient ignition and stable behavior of reaction in combustion chamber. The fulfilled analysis of influence of chosen way of ignition on the internal ballistic properties shows that application of aluminum with additives at high content of oxidizer leads to degreasing of specific impulse in less than 3 %. On the basis of this analysis and analysis of condensed phase formation in combustion products the optimal ration of components fed in chamber was determined.
Kewords: interplanetary vehicle, rocket engine, powdery metallic fuel, carbon dioxide oxidizer, specific impulse, combustion chamber, precombustion chamber, intrachamber processes, condensed phase, two-phase losses.
Для транспортировки на Землю образцов грунта с других тел Солнечной системы требуется значительный объем топлива. Это, в свою очередь, приводит к увеличению массы всего космического летательного аппарата (КЛА). С целью экономии массы, а следовательно, сокращения материальных затрат на экспедицию, можно применять двигательные установки, способные в качестве компонента топлива использовать вещества, добываемые непосредственно в месте посадки.
Российские исследователи [1, 2] в начале 90-х годов прошлого века предлагали для доставки образцов марсианского грунта на Землю применить ракетный двигатель (РД), горючим в котором служит доставляемый с Земли магний, а окислителем - СО2, добываемый после посадки из атмосферы Марса. Основное преимущество оснащения марсианского спускаемого аппарата таким РД над РД, все топливо для которого транспортируется с Земли, - возможность кроме взлета с Марса совершить несколько перелетов из одной точки марсианской поверхности в другую, многократно расширяя тем самым район исследования и увеличивая научную ценность полученных образцов. Также ранее была предложена конструкция ракетного двигателя на порошкообразном металлическом горючем (ПМГ) [3], использующая в качестве окислителя воду (рис. 1).
Данный двигатель является практически реализуемым и обладает высокими внутрибаллистическими характеристиками. К тому же в предложенной конструкции предполагается высокая эффективность организации рабочего процесса и защиты камеры сгорания (КС) от налипания конденсированной фазы.
Целью данной работы является адаптация вышеупомянутого ракетного двигателя под использование СО2. Несмотря на то, что углекислый газ является менее эффективным окислителем и рабочим телом, чем вода, он более равномерно распространен по поверхности Марса, так что исследовательский модуль, использующий такой двига-
тель, будет иметь возможность заправляться в любой точке, без привязки к местам концентрации добываемого компонента. Более того, двигатель, использующий СО2, применим при исследовании еще одного ближайшего к Земле объекта Солнечной системы - Венеры. Таким образом, двигатели такого типа, схожие по конструкции, позволили бы получить образцы с широкого спектра космических объектов [3-9].
8 7 6 5 4
Рис. 1. Схема ракетного двигателя на ПМГ и воде: 1 - бак ПМГ (алюминий) с запорно-регулирующим клапаном; 2 - пиротехнические воспламенители; 3 - форкамера; 4 - основная камера сгорания и реактивное сопло; 5 - запорные клапаны; 6 - бак для добываемой в месте посадки КЛА воды; 7 - регулятор низкого давления; 8 - газогенератор системы подачи топлива (ГГСПТ); 9 - газогенератор кислорода (ГГК); 10 - газопроницаемый поршень с порошкообразным охладителем; 11, 12 - баки гидразина и азотного тетраоксида; 13 - редуктор высокого давления; 14, 15 - мембранные и обратные клапаны; 16 - баллоны с гелием высокого давления
В качестве ПМГ предполагается использовать порошкообразный алюминий. Горение алюминия в среде углекислого газа протекает достаточно эффективно, но воспламенение его в этой среде затруднено из-за наличия прочной оксидной пленки. Для воспламенения ПМГ в предлагаемом двигателе необходимо применять какие-либо специальные мероприятия. В данном РД воспламенение алюминия организовывается в богатой кислородом газовой среде, которую предполагается получать в специальном газогенераторе. Топливом для газогенератора кислородсодержащей среды (ГГКС) служат компоненты кислородсодержащей среды (КСК), гидразин и азотный тетраоксид, причем последний подается с большим избытком.
Опираясь на данные расчетов двигательной установки, использующей в качестве окислителя воду [3], решено использовать в двигателе на углекислом газе в качестве окислителя газогенератор с отношением компонентов более 30. Такое отношение обеспечивает высокое (более 60 %) содержание кислорода в продуктах сгорания газогенератора и умеренную температуру (менее 600 К), что позволяет экономить на массе конструкции и облегчает защиту всех элементов, контактирующих с газовой средой с высоким содержанием окислителя, от ее воздействия. Схема предлагаемого двигателя приведена на рис. 2.
тетраоксида газа КСК
Рис. 2. Схема ракетного двигателя на ПМГ и СО2
Для запуска двигателя используются шаровые баллоны с предварительно сжатым гелием. Поступающий из них гелий вытесняет из баков и обеспечивает подачу компонентов в газогенератор системы подачи топлива (ГГСПТ) и ГГКС. Продукты реакции из ГГСПТ используются для подачи основных компонентов топлива, а продукты газогенерации в ГГКС перед подачей в камеру сгорания проходят через испаритель-теплообменник (И-Т). Таким образом снижается температура КСК перед форсунками и испаряется часть окислителя, поступающая затем в рубашку охлаждения. Большая же часть СО2 поступает в коллектор в жидком состоянии и впрыскивается непосредственно в основную зону КС.
Для подтверждения возможности воспламенения ПМГ в программе «АСТРА.4» [10] проведены термодинамические расчеты процессов в форкамере. В расчетах было принято, что СО2 в форкамеру подается в состоянии газа, имея температуру около 500 К. Тем самым учитывался нагрев СО2 при охлаждении стенок КС и сопла. Во всех расчетах принималось значение давления в КС рс = 0,25 МПа, что является оптимальным для парофазного горения алюминия с удовлетворительной полнотой сгорания [9]. Результаты расчетов (температура и содержание конденсированной фазы в форкамере) проиллюстрированы на рис. 3-6. При этом для всех расчетов содержание тетраоксида указано относительно содержания алюминия (СКсК/Сд1). Содержание гидразина - 1/40 от содержания тетраоксида.
3200 3000 2800 2600 2400 2200 2000
)Ь—J (-—* (-9 *—1 ь-
¡т ь=4
0КСК/С?А1
—*—0,15
-«-0,2
-*-0,25
0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1
(*СОг
Рис. 3. Температура в форкамере в зависимости от соотношения подаваемых в форкамеру земных и местных компонентов 0СО /Озем
100 90 80 70
.о 60 О4
и 50 N 40
30
20
10
0
^—? 5-■> Н *
Ч;ск/СА1
0 0,1 0,15 0,2 0,25
0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9
Рис. 4. Суммарное содержание К-фазы в форкамере в зависимости от соотношения подаваемых в форкамеру земных и местных компонентов 0СО /Озем
Рис. 5. Содержание конденсированного алюминия в форкамере в зависимости
от соотношения подаваемых в форкамеру земных и местных компонентов
/
СО,
Рис. 6. Содержание нитрида алюминия в форкамере в зависимости от соотношения подаваемых в форкамеру компонентов ОСО^ /Озем
Воспламенение аэровзвеси частиц алюминия при низких значениях коэффициента избытка кислорода (а = 0,05...0,3) подтверждено в исследовании [9]. В данной работе утверждается, что в продуктах сгорания ГГКС, где содержание кислорода много больше, чем в воздухе при коэффициенте а = 0,08.. .0,09 (соответствует 10 % расхода кислородсодержащих компонентов от суммарного расхода компонентов, доставляемых с Земли), алюминий должен воспламеняться не хуже. При таких условиях, как следует из рис. 3, термодинамическая температура продуктов сгорания около 2500 К, что достаточно для воспламенения частиц алюминия всех размеров [9, 11].
Для оценки влияния на удельный импульс выбранного способа обеспечения воспламенения ПМГ в программе «АСТРА.4» [10] проведены термодинамические расчеты для 4 различных топлив ПМГ + СО2 +
+ от 0 до 0,25 относительного содержания компонентов, вырабатываемых газогенератором кислородсодержащей среды. Степень расширения сопла в = 360 (принята из условий работы двигателя на поверхности Марса). Результаты расчетов приведены на рис. 7.
Анализ зависимостей, указанных на рисунке, показывает, что замена чистого ПМГ на ПМГ с добавками понижает удельный импульс топлива весьма незначительно (менее чем на 4 % при добавлении 10 % КСК).
Камера сгорания РД, схема которой изображена на рис. 2, разделена на форкамеру и основную часть. В форкамере происходит воспламенение порошкообразного алюминия в продуктах сгорания ГГКС, богатых кислородом (более 65 %, см. рис. 1), и первичное горение в газообразном СО2 при коэффициенте избытка окислителя а = 0,7. Далее продукты первичного горения поступают в камеру сгорания, куда подается основная часть СО2 в жидком состоянии. Углекислый газ испаряется, и газообразные продукты первичного горения алюминия догорают в среде при более низкой температуре.
Рис. 7. Удельный импульс (пустотный) топлива А1 + СО2 с добавкой КСК в зависимости от различного отношения добываемой в месте посадки СО2 к компонентам, транспортируемым с Земли, Осо /Озем (рс = 0,25 МПа, в = 360)
В переднюю часть форкамеры через профилированные отверстия в головке подается горячий газ с высоким содержанием кислорода, вырабатываемый ГГКС, а через запорно-регулирующий клапан - псев-досжиженное ПМГ. В этой газовой среде и происходит воспламенение алюминия.
Термодинамическими расчетами оценивалась возможность получать продукты первичного горения ПМГ, содержащие активный алюминий, только в газовой фазе, что позволяет их дожигать в основной камере при низком давлении (является необходимым условием для получения основной доли конденсированных продуктов сгорания в ультрадисперсном состоянии [9]). Тем самым уменьшаются двухфазные потери в двигателе. Анализируя результаты расчетов, приведенные на рис. 5 и 6, можно сделать вывод, что при расходе КСК более 25 % (от расхода алюминия) и СО2 более 70 % (от суммарного расхода земных компонентов) продукты сгорания не содержат конденсированного алюминия и конденсированного нитрида алюминия.
Воспламенившееся ПМГ попадает во вторую зону форкамеры, где размещены струйные форсунки для подачи первичного СО2, прошедшего испаритель и рубашку охлаждения. Во второй зоне форкаме-ры происходит первичное горение алюминия, сопровождающееся его газификацией.
После воспламенения и первичного горения металлогазовая смесь попадает в основную часть КС, где происходит догорание горючей смеси в газовой фазе. При этом требуются большие расходы СО2, для подачи которого могут быть использованы струйные форсунки простой конструкции, обладающие достаточной дальнобойностью.
Протекающие в форкамере процессы создают низкоскоростной (^10 м/с) двухфазный поток продуктов сгорания алюминия в углекислом газе с высокой температурой (около 2500 К) и содержанием конденсированной фазы. При таких условиях существенной проблемой становится зарастание выходного сечения вследствие налипания на стенки конденсированной фазы [9]. Тепловая защита стенок форкаме-ры, таким образом, является второстепенной проблемой по сравнению с потребностью защитить стенку от налипания расплавленного конденсата. Меры по защите форкамеры и камеры сгорания от налипания, а также термозащите аналогичны мерам для РД на ПМГ и воде.
Рассмотренный выше метод организации внутрикамерных процессов, основанных на сжигании порошкообразного алюминия в среде добываемого углекислого газа, является практически реализуемым и позволяет расширить область применения ракетных двигателей на ПМГ. Уменьшение удельного импульса при замене чистого топлива на топливо с добавками, как показывают расчеты, весьма незначительно.
Применение на посадочных ступенях межпланетных космических аппаратов ракетных двигателей на порошкообразном алюминии и добываемом в месте посадки СО2 позволяет многократно увеличить объем научных исследований без существенного увеличения экономических затрат по сравнению с двигателями, все компоненты топлива для которых транспортируются с Земли. В целом использование реактивных двигателей на порошкообразных металлических горючих и внеземных окислителях позволяет расширить возможности исследования дальнего космоса и объектов Солнечной системы.
Библиографический список
1. Shafirovich E.Ya., Shiryaev A.A., Goldshleger U.I. Magnesium and carbon dioxide: a rocket propellant for Mars missions // Journal of Propulsion and Power. - 1993. - Vol. 9. - Р. 197-203.
2. Shafirovich E.Ya., Goldshleger U.I. Mars multi-sample return mission // Journal of The British Interplanetary Society. - 1995. - Vol. 48. -Р. 315-319.
3. Бербек А.М., Малинин В.И. Проект ракетного двигателя, работающего на порошкообразном металлическом горючем и воде в качестве окислителя // Космонавтика и ракетостроение. - 2010. - № 1 (58). -C.146-152.
4. Malinin V.I., Berbek A.M. Interplanetary space vehicles rocket engine fed by powdered metal fuel and oxidizer, obtained on a surface of explored space objects // European combustion meeting (ECM2003): book of Abstracts. Orleans, France, October 25-28, 2003. - Orleans, 2003. - P. 93.
5. Малинин В.И., Бербек А.М., Крюков А.Ю. Ракетный двигатель межпланетных аппаратов на порошкообразном металлическом горючем и окислителе, добываемом на поверхности исследуемых космических объектов // Ракетные двигатели и проблемы освоения космического пространства (Космический вызов XXI века) / под ред. И.Г. Ассов-ского, О.Д. Хайдена. - М.: ТОРУС ПРЕСС, 2005. - Т. 1. - С. 500-502.
6. Бербек А.М., Малинин В.И., Бульбович Р.В. Топлива с добываемыми вне Земли компонентами для перспективных двигателей космических аппаратов // Аэрокосмическая техника и высокие технологии -2007: материалы X Всерос. науч.-техн. конф., 25-26 июня 2007 г., Пермь, Россия. - Пермь: Изд-во Перм. гос. техн. ун-та, 2007. - С. 38-40.
7. Малинин В.И., Бульбович Р.В., Бербек А.М. Перспективы создания двигательных установок космических летательных аппаратов на металлических горючих и внеземных окислителях // Перспективные материалы и технологии для ракетно-космической техники (Космический вызов XXI века) / под ред. А.А. Берлина, И.Г. Ассовского. - М.: ТОРУС ПРЕСС, 2007. - Т. 3. - С. 401-406.
8. Бербек А.М., Малинин В.И. Организация рабочего процесса в камере сгорания ракетного двигателя на порошкообразном алюминии и воде // Вестник КГТУ им. А.Н. Туполева. - 2010. - № 3. - С. 22-27.
9. Малинин В.И. Внутрикамерные процессы в установках на порошкообразных металлических горючих. - Екатеринбург; Пермь: Изд-во УрО РАН, 2006. - 262 с.
10. Трусов Б.Г. Моделирование химических и фазовых равновесий при высоких температурах. - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1991. - 40 с.
11. Гуревич М.А., Лапкина К.И., Озеров Е.С. Предельные условия воспламенения частицы алюминия // Физика горения и взрыва. -1970. - Т. 6, № 2. - С. 172-176.
References
1. Shafirovich E.Ya., Shiryaev A.A., Goldshleger U.I. Magnesium and carbon dioxide: a rocket propellant for Mars missions. Journal of Propulsion and Power, 1993, vol. 9, pp. 197-203.
2. Shafirovich E.Ya., Goldshleger U.I. Mars multi-sample return mission. Journal of The British Interplanetary Society, 1995, vol. 48, pp. 315319.
3. Berbek A.M., Malinin V.I. Proekt raketnogo dvigatelya, rabotay-ushchego na poroshkoobraznom metallicheskom goryuchem i vode v kachestve okislitelya [The project of rocket engine on powdery metallic fuel and water as a oxidizer]. Kosmonavtika i raketostroenie, 2010, no. 1(58), pp. 146-152.
4. Malinin V.I., Berbek A.M. Interplanetary space vehicles rocket engine fed by powdered metal fuel and oxidizer, obtained on a surface of explored space objects. European combustion meeting (ECM2003). Book of Abstracts. Orleans, France, October 25-28, 2003. Orleans, 2003, p. 93.
5. Malinin V.I., Berbek A.M., Kryukov A.Yu. Raketnyy dvigatel mezhplanetnykh apparatov na poroshkoobraznom metallicheskom goryu-chem i okislitele, dobyvaemom na poverkhnosti issleduemykh kosmiches-kikh obektov [Rocket engine of interplanetary vehicle on powdery metallic fuel and oxidizer obtained on the surface of the investigated extraterrestrial object]. Raketnye dvigateli i problemy osvoeniya kosmicheskogo pros-transtva (Kosmicheskiy vyzov XXI veka). Ed. I.G. Assovskiy, O.D. Khayde-na Moscow: TORUS PRESS, 2005, vol. 1, pp. 500-502.
6. Berbek A.M., Malinin V.I., Bulbovich R.V. Topliva s dobyvaemy-mi vne Zemli komponentami dlya perspektivnykh dvigateley kosmicheskikh apparatov [Propellants with components obtained out of Earth for promising spacecraft engines]. Materialy X Vserossiyskoy nauchno-tekhnicheskoy kon-ferentsii "Aerokosmicheskaya tekhnika i vysokie tekhnologii - 2007". 25-26 June 2007, Perm, Russian Federation. Permskiy Gosudarstvennyy Politekhnicheskiy Universitet, 2007, pp. 38-40.
7. Malinin V.I., Bulbovich R.V., Berbek A.M. Perspektivy sozdaniya dvigatelnykh ustanovok kosmicheskikh letatelnykh apparatov na metallich-eskikh goryuchikh i vnezemnykh okislitelyakh [Prospects of creation of spacecraft propulsion systems on metallic fuels and out-of-Earth oxidizers]. Perspektivnye materialy i tekhnologii dlya raketno-kosmicheskoy tekhniki (Kosmicheskiy vyzov XXI veka). Ed. I.G. Assovskiy, O.D. Khaydena. Moscow: TORUS PRESS, 2007, vol. 3, pp. 401-406.
8. Berbek A.M., Malinin V.I. Organizatsiya rabochego protsessa v kamere sgoraniya raketnogo dvigatelya na poroshkoobraznom alyuminii i vode [Organization of work process in combustion chamber of rocket engine on powdery aluminum and water]. Vestnik kazanskogo gosudarstven-nogo tekhnicheskogo universiteta imeni A.N. Tupoleva, 2010, no. 3, pp. 22-27.
9. Malinin V.I. Vnutrikamernye protsessy v ustanovkakh na porosh-koobraznykh metallicheskikh goryuchikh [Intrachamber processes in plants with the powdery metal fuels]. Ekaterinburg-Perm: Uralskoe otdelenie Ros-siyskoy akademii nauk, 2006. 262 p.
10. Trusov B.G. Modelirovanie khimicheskikh i fazovykh ravnovesiy pri vysokikh temperaturakh [Modeling of chemical and phase balances in
high temperatures]. Moskovskiy gosudarstvennyy tekhnicheskiy universitet imeni N.E. Baumana, 1991. 40 p.
11. Gurevich M.A., Lapkina K.I., Ozerov E.S. Predelnye usloviya vosplameneniya chastitsy alyuminiya [Ignition limits of aluminum particles]. Fizika goreniya i vzryva, 1970, vol. 6, no. 2, pp. 172-176.
Об авторах
Демидов Сергей Сергеевич (Пермь, Россия) - студент 5-го курса кафедры «Ракетно-космическая техника и энергетические системы» ФГБОУ ВПО ПНИПУ (614990, г. Пермь, Комсомольский пр., д. 29, e-mail: [email protected]).
Малинин Владимир Игнатьевич (Пермь, Россия) - доктор технических наук, профессор кафедры «Ракетно-космическая техника и энергетические системы» ФГБОУ ВПО ПНИПУ (614990, г. Пермь, Комсомольский пр., д. 29, e-mail: [email protected]).
Бульбович Роман Васильевич (Пермь, Россия) - доктор технических наук, профессор кафедры «Ракетно-космическая техника и энергетические системы» ФГБОУ ВПО ПНИПУ (614990, г. Пермь, Комсомольский пр., д. 29, e-mail: [email protected]).
About the authors
Demidov Sergey Sergeevich (Perm, Russian Federation) - 5-th year student, Department of Rocket and Space Engineering and Power Generating Systems, Perm National Research Polytechnic University (29, Komsomolsky av., Perm, 614990, Russian Federation, e-mail: [email protected]).
Malinin Vladimir Ignatyevich (Perm, Russian Federation) - Doctor of Technical Sciences, Professor, Department of Rocket and Space Engineering and Power Generating Systems, Perm National Research Polytechnic University (29, Komsomolsky аv., Perm, 614990, Russian Federation, e-mail: [email protected]).
Bulbovich Roman Vasilevich (Perm, Russian Federation) - Doctor of Technical Sciences, Professor, Department of Rocket and Space Engineering and Power Generating Systems, Perm National Research Polytechnic University (29, Komsomolsky аv., Perm, 614990, Russian Federation, e-mail: [email protected]).
Получено 23.01.2014
