CC BY
1УДК 621.431.37:532.63
DOI: 10.18698/2308-6033-2023-12-2325
Расчетное исследование различных схем смесеобразования и определение влияния основных факторов на параметры рабочего процесса в камере сгорания РДМТ
© А.В. Новиков, Е.А. Андреев, Е.И. Бардакова МГТУ им. Н.Э. Баумана, Москва, 105005, Россия
В связи с существенным увеличением количества пусков космических систем во всем мире наблюдается ужесточение требований к экологической безопасности эксплуатации космических объектов. Перспективным направлением разработки нового поколения ракетно-космической техники, в том числе ракетных двигателей малой тяги (РДМТ), является применение в паре с кислородом горючего на основе метана. При разработке ракетных двигателей малой тяги на топливе кислород-метан решающее влияние на их тягово-экономические характеристики оказывает принятая схема смесеобразования. Это позволяет, после проведения математического эксперимента, в результате выбора оптимальной схемы получить максимальные значения коэффициента камеры, который для изобарической камеры сгорания может быть равным коэффициенту расходного комплекса. Такой подход приводит к существенному сокращению объема дорогостоящих стендовых испытаний. В данной статье приведены результаты расчетов для различных схем смесеобразования, по которым можно судить о влиянии разных факторов на коэффициент камеры в рамках выбранной схемы. Анализ полученных результатов позволяет выбрать наиболее приемлемую схему смесеобразования и выработать предварительные рекомендации по проектированию камеры сгорания РДМТ.
Ключевые слова: камера сгорания, коэффициент камеры, математическая модель, схема смесеобразования, тягово-экономические характеристики
Введение. Один из наиболее важных агрегатов ракетного двигателя малой тяги (РДМТ) — камера сгорания (КС), в которой в основном завершаются процессы смесеобразования и горения ракетного топлива. Из-за ужесточения требований к экологической безопасности эксплуатации космических объектов перспективным направлением разработки ракетно-космической техники нового поколения является применение таких компонентов, как кислород и метан. При этом принятая схема смесеобразования существенно влияет на тягу и экономичность двигателя. Огневые стендовые испытания различных схем позволяют рассчитать экспериментальное значение коэффициента камеры фк для каждой из них и остановиться на оптимальной. Однако такой подход будет весьма дорогостоящим. Математический эксперимент дает возможность выявить определяющие факторы, оказывающие влияние на качество рабочего процесса в КС, и провести
расчетное сравнение различных схем смесеобразования, что резко сократит потребный объем стендовых испытаний, которые в настоящее время остаются неотъемлемой частью создания ракетных двигателей. Это позволяет более четко представить физическую картину протекающих процессов, выработать рекомендации по проектированию отдельных узлов КС. Расчетно-теоретические исследования дают возможность выявить внутреннюю связь исследуемых процессов, их объективные закономерности, а также прогнозировать направление дальнейшего совершенствования конструкции камеры сгорания РДМТ на перспективной паре кислород-метан [1-6].
Целью настоящего исследования является сравнение трех различных схем смесеобразования и выбор из них оптимальной на основе созданной математической модели протекания рабочего процесса в камере сгорания РДМТ, анализа влияния геометрии КС на величину расходного комплекса и на тепловое состояние КС [7].
На кафедре «Ракетные двигатели» МГТУ им. Н.Э. Баумана [7] разработана методика расчета распределения параметров рабочего процесса по объему КС РДМТ на газообразных компонентах топлива в двумерной постановке, создана и отлажена программа расчета этих параметров. В данной статье приведены результаты расчетов по указанной выше методике для разных схем смесеобразования, позволяющие судить о влиянии различных факторов на коэффициент камеры фк и на распределение по объему КС таких параметров, как функция тока у, концентрация исходных компонентов топлива и продуктов сгорания, температура рабочего тела и т. д.
На основе анализа полученных результатов можно выбрать наиболее приемлемую схему смесеобразования и выработать предварительные рекомендации по проектированию камеры сгорания РДМТ в соответствии с требованиями ТЗ.
Расчеты проводились для трех схем смесеобразования (рис. 1-3). Схема № 1 смесеобразования с осевой подачей в КС компонентов топлива и смеси воспламенения представлена на рис. 1.
Через центральное отверстие В подается смесь воспламенения (СМВ) или кислород продувки свечи с расходом, несоизмеримо меньшим, чем расход основных компонентов топлива. Через щель Б в КС поступает газообразное горючее, через щель А — газообразный кислород. Возможна подача горючего через щель Б с закруткой. Продукты сгорания истекают через сопло Г диаметром ёкр.
Схема № 2 (рис. 2) отличается от предыдущей тем, что газообразный кислород сначала поступает через щель А в карман Е диаметром ^кар, из которого истекает в КС в радиальном направлении через зазор кармана шириной 5кар. Предполагается, что подача кислорода
вблизи форсуночной головки в радиальном направлении будет способствовать более интенсивному перемешиванию компонентов топлива и, как следствие, более эффективному протеканию рабочего процесса в КС.
Рис. 1. Схема № 1 смесеобразования с осевой подачей в КС компонентов топлива:
^КС — диаметр камеры сгорания; ЬКС — длина камеры сгорания; dкр — диаметр критического сечения сопла; ^щок — диаметр расположения щели окислителя; — диаметр расположения щели горючего; 5щок — ширина щели окислителя; 5щг — ширина щели горючего; ^см.в — диаметр подачи смеси воспламенения; ^кар — диаметр расположения кармана; 5кар — ширина кармана; у — угол сужающейся части сопла
Рис. 2. Схема № 2 смесеобразования с радиальной подачей в КС окислителя
Схема № 3 с зонной подачей компонентов топлива в КС представлена на рис. 3. Смесь воспламенения (или кислород продувки свечи) и горючее поступают соответственно через отверстие В и щель Б в первую зону КС (предкамеру) К, после которой имеет место увеличение диаметра КС, а газообразный кислород поступает через щель А непосредственно в КС. При этом горючее подается через щель Б с закруткой.
В работе [8] приведена аналогичная схема, являющаяся, по данным автора, эффективной при использовании для газообразных компонентов топлива.
Рис. 3. Схема № 3 смесеобразования с зонной подачей компонентов топлива в КС: £прк — длина предкамеры; ёирк — диаметр предкамеры
В качестве основных факторов, оказывающих влияние на параметры рабочего процесса, были приняты:
1) давление в КС рКС;
2) суммарное соотношение компонентов топлива Кт^ или коэффициент избытка окислителя а;
3) геометрические размеры КС (ЬКС, ёКС, ёкр) и предкамеры
(^прк, ёпрк );
4) расположение щелей вдува компонентов топлива (ёщок, ёщг),
а также ширина их щелей (бщок, 5щг), определяющая скорость вдува.
При расчетах граничные условия на входе в КС, определяющие условия подачи компонентов топлива, устанавливаются следующим образом.
1 Задают РкС , ¿КС, ёКС, ёкр, ёщ.ок, ёсм.в, Кт2 , а такжеско-
рость вдува окислителя Жок, скорость вдува горючего Жг, скорость смеси воспламенения Жсмв, окружную скорость горючего ^гокр.
2. По результатам термодинамического расчета [9] по заданным значениям Ркс и а определяют расходный комплекс р.
3. Суммарный расход компонентов топлива вычисляют по формуле
2
РкС^ёкр
т !=■
4Р
Расходы окислителя и горючего вычисляют так:
Му . . ^
тУг = ТТК-; тУок = тУгКт£ .
1 + КтУ
4. Рассчитывают расходы компонентов топлива через отверстие для продувки свечи.
В случае, если через отверстие В поступает только кислород продувки, его расход определяется выражением
■Л 2
т =о ж смв
отв.ок Ивх.ок отв 4 '
где рвх ок — плотность входящего о кислителя; Жотв — с корость входа в отверстие.
5. Вычисляют расход компонентов топлива через щели:
тт = уу _УУ ■
щ.ок окЕ отв.ок'
тщ.г = тг У _тотв.г, если тотв.г *
6. Рассчитывают размеры щелей 5щок, 5щг:
т т
? _ '"щ.ок . о _ "'щ.г
щ.ок 1 ТТГ ' щ. г I Т-ТГ7-
Рвх.о^щ.ок^ок рвх.г КЛщ.г"г
где рвх.г — плотность входящего горючего. Для схемы № 2 вместо 5щ ок будет
т
с =_'"щ.ок_
°кар _ , Ш ,
рвх.окПЛ КСжг ок
где Жгок — заданная радиальная скорость истечения окислителя из
кармана шириной 5кар.
Для вычисления величины фк в области а < 1 используют следующий подход.
1. Вычисляют расход горючего, соответствующий стехиометри-ческому соотношению компонентов топлива К = 4,0 :
токУ
тг - окУ
га=1 4
2. Определяют избыточный расход горючего, не участвующего в химических реакциях:
тг.изб = т £ г тга=1.
Коэффициент фк рассчитывают по формуле
•2
'г.вых
г.вх
Здесь тг.вых = т2г.вых "тГ.изб, т2г.вых — сУммаРный РасхоД горючего в выходном сечении Г, определенный в результате расчета, т гвх = т^тж ~ т гизб; тгизб избыточный расход горючего по сравнению со стехиометрическим соотношением (горючее, которое не может вступить в реакцию по условиям подачи компонентов топлива).
Полученная формула справедлива, так как окислитель — простое вещество при нормальной температуре (с нулевой энтальпией).
Для каждой из трех схем смесеобразования были проведены серии расчетных исследований, результаты которых представлены ниже.
Расчетное исследование влияния различных факторов на параметры рабочего процесса для схемы № 1 с осевой подачей компонентов топлива. Результаты расчетов для этой схемы были обобщены в виде соответствующих графиков. Характерное распределение по объему КС функции тока у показано на рис. 4.
¿кс, м
Рис. 4. Для схемы № 1 характерное распределение функции тока по объему КС
На рис. 4 хорошо видно, что вблизи форсуночного коллектора в области между щелями вдува могут возникать обратные токи, способствующие более интенсивному смесеобразованию в газовой фазе и повышению качества процесса. В расчетах по этой схеме приняты следующие базовые исходные данные: Ркс = 1• 10 Н/м ; а =
= 0 8 (К - 3 2); И™ = 0 034 м; Г™ = 0 043 м- И = 0 0146 м- tgy =
Следует ожидать, что скорости вдува компонентов топлива должны оказывать существенное влияние на эффективность смесеобразования. Подтверждением являются представленные на рис. 5 и 6 гра-
_3 ^
= 0,7; тсмв = 1,3 • 10 кг/с (на продувку свечи подается чистый кислород).
фики изменения фк в зависимости от скорости вдува соответственно горючего и окислителя (изменение скоростей вдува обеспечивалось изменением ширины соответствующей щели при прочих равных условиях).
Фк
0,80 0,75 0,70
0 25 50 ЖТ, м/с
Рис. 5. Для схемы № 1 зависимость коэффициента камеры от осевой скорости подачи
-3 -3 -3
горючего при Жок = 13 м/с, ^щок = 2,3-10 м, 8щок = 5,7-10 м, dщг = 8-10 м
для отношения окружной скорости горючего к осевой скорости горючего:
1 — ^гокр/^г = 0 (с закруткой); 2 — ^гокр = 0,668 (без закрутки)
Фк
0,9 0,8 0,7
0 50 100 Жок, м/с
Рис. 6. Для схемы № 2 зависимость коэффициента камеры от осевой скорости подачи
—3 —3 —3
окислителя при Шт = 30,4 м/с, dщ.г = 8-10 3 м, 8щг = 3,2-10 3 м, ¿щ.ок = 2,3 -10 м
для отношения окружной скорости горючего к осевой скорости горючего:
1 — ^гокр/^г = 0 (с закруткой); 2 — ^гокр = 0,668 (без закрутки)
Согласно данным, приведенным на рис. 5 и 6, с ростом начальных скоростей горючего и окислителя имеет место существенное увеличение коэффициента камеры фк. На тех же рисунках продемонстрировано влияние закрутки горючего на входе в КС (кривая 1 — Ж,ок!ж = 0, кривая 2 — ^гокр/Жг = 0,668). Наличие закрутки потока
горючего приводит к заметному росту фк, особенно в области его низких значений. Объяснить влияние скоростей вдува и закрутки потока на величину фк можно увеличением турбулентности вблизи форсуночной головки с возрастанием этих параметров и, следова-
тельно, более совершенным смешением газообразных компонентов топлива.
Последующие результаты представлены при наличии закрутки потока горючего на входе.
При исследовании влияния взаимного расположения щелей вдува окислителя и горючего диаметром Ищок, Ищг соответственно выдерживалось условие постоянства осевых скоростей подачи компонентов топлива, т. е. при изменении диаметра щели изменялась ее ширина 5щок, 5щг из условия постоянства площади проходного сечения щели.
График изменения величины фк в зависимости от диаметра щели окислителя при постоянном расположении щели горючего и вышеприведенных исходных данных представлен на рис. 7. Кривая на графике показывает, что коэффициент камеры незначительно уменьшается (от фк « 0,94 до фк = 0,87) по мере удаления щели окислителя к периферии КС.
Фк
1,00-
0,75 1-1-1--I
15 20 25 £?щок-103,м
Рис. 7. Для схемы № 1 зависимость коэффициента камеры от диаметра щели
-4
окислителя при Ищг - 8 10 м, Шг - 30,4 м/с; Wок - 60 м/с
Увеличение диаметра щели горючего Ищг (рис. 8) при постоянном Ищ.ок приводит при тех же исходных данных к незначительному повышению значения фк. Оптимальное расположение щелей О и Г — примерно на 0,5 ИКС. Но поскольку изменение фк во всем диапазоне этих параметров незначительно, для данной схемы можно рекомендовать выбирать Ищг и Ищок исходя из конструктивных особенностей головки КС.
Влияние геометрических размеров камеры (ИКС, ЬКС, Икр) на величину фк представлено на рис. 9-11. Исследования проводились при тех же значениях основных параметров (рКС, а, К^, , т см.в,
^г окр /Жг), что и в предыдущих расчетах.
0,75
Щ.Г
•10 , м
Рис. 8. Для схемы № 1 зависимость коэффициента камеры от диаметра щели горю-
—3 —3
~щ.ок ■**' ' ~ м, ^щ.ок
чего при Ищ.ок - 2,75-10 " м, 5щ.ок - 1,2-10 "м, Wг - 30,4 м/с, Иок - 60м/с
0,75
35 ¿кс"10 .м
Рис. 9. Для схемы № 1 зависимость коэффициента камеры от ее диаметра
3
—3
при 1КС - 43-10 м, И - 14,6-10 м, Wг и 30,4м/с, Иок и 60м/с
75 й?кг-Ю3,м
Рис. 10. Для схемы № 1 зависимости коэффициента камеры от ее длины
—3
—3
при Икс - 29,1-10 м и Икр - 14,6 -10 м для двух вариантов:
1 - Иг - 30 м/с, И„„ - 60 м/с; 2 - Иг - 115 м/с, И„„ - 157,1 м/с
0,75
Рис. 11. Для схемы № 1 зависимость коэффициента камеры от диаметра крити-
—3 —3
ческого сечения сопла при Икс - 29,1-10 м, ¿кс - 43 -10 м, Иг - 30,4 м/с,
Иок - 60 м/с
На графике фк = f (d КС), приведенном на рис. 9, как и следовало
ожидать, с ростом d^ величина фк монотонно возрастает, что объясняется в основном увеличением объема КС и, следовательно, времени пребывания в ней рабочего тела. Некоторое уменьшение градиента изменения фк в области малых диаметров (d^ <25 • 10- м) обусловлено тем, что при малых диаметрах dкc заметное влияние начинает оказывать средняя скорость рабочего тела, повышение которой способствует большей турбулизации потока и эффективности смешения в газовой фазе. Однако, согласно [10], в этой области
(Кс /d^p < з) начинают сказываться потери на тепловое сопротивление, что не позволяет рекомендовать ее для проектирования.
Зависимости фк = f (КС) приведены для двух вариантов: WT =
= 30 м/с; W^ = 60 м/с, а также Wr = 115 м/с (см. рис. 10). На рисунке видно, что с ростом ЬКС постепенно возрастает величина фк, что объясняется увеличением времени пребывания, а рост скоростей вдува компонентов топлива может привести к существенному сокращению потребной длины КС при постоянном фк.
Влияние диаметра критического сечения сопла d^ на величину фк показано на рис. 11. Основным фактором, определяющим уменьшение фк с ростом d^ при постоянных рКС и а, является повышение суммарного расхода m^ и, как следствие, уменьшение времени пребывания рабочего тела в КС.
Зависимость коэффициента камеры от ее приведенной длины
фк = f (пр) для разных скоростей вдува, которая дает обобщенное
представление о влиянии геометрических размеров на величину фк, показана на рис. 12 для двух вариантов. Для схемы № 1 приведенная длина вычислялась с учетом объема, занимаемого докритической частью сопла. Из графиков следует, что за счет роста скоростей вдува можно сократить потребную величину Ьпр при постоянном фк.
Рис. 12. Для схемы № 1 зависимость коэффициента камеры от приведенной длины:
1 — Ш = 115,1м/с, Ш = 157,1 м/с, 2 — Ш = 30,4м/с, Ш = 60 м/с
г 5 5 ок 5 5 г 5 5 ок
При проектировании КС играет принципиальную роль влияние фк или коэффициента избытка окислителя а на величину суммарного соотношения компонентов К поскольку в процессе работы ДУ
эта величина может изменяться в широких пределах. Зависимости фк = / (а) при разных скоростях вдува окислителя представлены
на рис. 13. Для данной схемы смесеобразования имеет место существенное уменьшение величины фк в области стехиометрического соотношения компонентов топлива.
Фк 1,00
0,75
0 0,5 1,0 1,5 а
Рис. 13. Зависимость коэффициента камеры от коэффициента избытка окислителя для схемы № 1:
1 — Кпр = 0,21 м ¿щ.ок = 16,8 -10~3 М' 8щ.ок = 1,46 '10~3 <*щ.г = 8 '10~3 8щ.г = 2,9 -10"3 м;
2 — Кр = 0,23м, ¿щ.ок = 17,2-10_3 м, 5щ.ок = 0,8-ИТ3 М, = 8-10~3 м, 8щ.г = 2,9-10"3 м
Расчетные исследования данной схемы смесеобразования по влиянию таких параметров, как давление в камере сгорания (рКС = (2,5.. ,20)-105 н/м2), начальной скорости смеси воспламенения (Жотв = 15...60 м/с), угла входа в сопло ^у = 0,7.2,0), показали, что эти факторы в исследованном диапазоне параметров существенного влияния на величину фк не оказывают.
Таким образом, в результате проведенных исследований по влиянию различных факторов на величину фк для схемы № 1 подтверждено, что смешение компонентов топлива в газовой фазе вблизи форсуночного является определяющим для получения высокоэффективного рабочего процесса.
Определяющими параметрами, влияющими на величину фк, являются скорости вдува компонентов топлива и геометрические размеры камеры сгорания (или величина Кпр).
Закрутка потока горючего способствует повышению полноты сгорания при прочих равных условиях. Такие параметры, как взаимное расположение щелей горючего и окислителя, давление в КС, начальная скорость смеси воспламенения, конфигурация докритической части сопла существенного влияния на величину фк не оказывают.
Один из недостатков данной схемы смесеобразования заключается в заметном уменьшении величины фк в области стехиометрического соотношения компонентов топлива.
Расчетное исследование влияния различных факторов на параметры рабочего процесса для схемы № 2 с радиальным вдувом окислителя вблизи форсуночного коллектора. Характерное распределение по объему КС функции тока у, характеризующее газодинамическую картину течения, для данной схемы представлено на рис. 14.
¿кс, м
О 0,005 0,010 0,015 0,020 0,025 0,030 0,035 0,040 0,045 Ькс, м
Рис. 14. Характерное распределение функции тока у по объему КС для схемы № 2
Исследовалось влияние скоростей вдува, расположения щели горючего, радиальной скорости вдува окислителя (изменение зазора), приведенной длины Ьпр, соотношения компонентов топлива (коэффициента избытка окислителя а) и других факторов при закрутке потока горючего (Шгокр /Шг = 0,668).
Как и при исследовании схемы № 1, анализ проведенных расчетов показал, что такие параметры, как давление в камере сгорания рКС, начальная скорость смеси воспламенения (или кислорода продувки свечи), конфигурация докритической части сопла заметного воздействия на величину фк не оказывают. Однако имеют место существенные различия во влиянии скоростей вдува окислителя и горючего по расположению щели горючего по сравнению со схемой № 1.
Графики изменения фк в зависимости от скоростей вдува горючего при разных расположениях щели горючего и при постоянной радиальной скорости вдува окислителя Шг ок = 60 м/с представлены на рис. 15.
Графики свидетельствуют о том, что при данных условиях имеет место оптимальное значение скорости вдува горючего — Шг « 100 м/с. При ее дальнейшем повышении наблюдается монотонный спад значения фк. Расположение щели горючего (^щ.г) также играет существенную роль в рассматриваемой схеме; кривая имеет максимум
в области dщ.T« 0,5 ^КС. Согласно данным, приведенным на графиках, при расположении щели горючего на периферии форсуночной головки ^щг « 13 мм) наблюдаются низкие значения фк во всем исследованном диапазоне скоростей вдува горючего.
Фк
0,75
0,50
2
1
~7 ^^
0 50 100 150 200 1¥г,м/с
Рис. 15. Для схемы № 2 зависимости коэффициента камеры от расположения щели го-
-4
рючего и осевой скорости подачи горючего при Wr ок = 60 м/с, 5кар = 7,2 -10 м
и при диаметре расположения щели горючего dщ.г, равном 8 - 10 м (1); 15,4 - 10 м (2);
19 - 10-3 м (3)
Зависимости фк = / (Жг ок) при постоянной скорости вдува горючего Wг = 110 м/с для различных расположений щели горючего приведены на рис. 16.
Фк
0,75 -
0,50
^Г.ок. м/с
200
Рис. 16. Для схемы № 2 зависимости коэффициента камеры от расположения щели горючего и радиальной скорости подачи окислителя Wr ок = 110,8 м / с при dщ.г,
равном 19 - 10-3 м (1); 15,4 - 10-3 м (2); 8 - 10-3 м (3)
При расположении щели горючего на периферии форсуночной головки ^щ.г « 13 мм) с ростом радиальных скоростей вдува окислителя Wr ок > 60 м/с имеет место резкое ухудшение качества рабочего процесса — срыв режима горения. По мере приближения щели горючего к оси КС градиент спада величины фк в области высоких радиальных скоростей вдува окислителя уменьшается ^щ.г = 15,4 мм), и при
ее расположении вблизи оси КС (йщ.г = 8 мм) негативное влияние больших скоростей вдува окислителя практически полностью вырождается. Таким образом, рассматриваемая схема смесеобразования более чувствительна к расположению щели горючего и скоростям вдува компонентов топлива, чем схема № 1.
Полученная для схемы № 2 зависимость фк = /(а) показана на рис. 17. Подобно тому как в схеме № 1, здесь существенно снижается значение фк в области стехиометрического соотношения компонентов топлива.
Фк 1,00
0,75
Рис. 17. Для схемы № 2 зависимость коэффициента камеры от коэффициента избытка окислителя при 5
кар = 0,72-10 3 м, йщг = 15,4-10 3 м, 5щг = 6,8-10 4 м
Кар Щ.1
щ.г
Для сравнения на рис. 18 представлены графики, демонстрирующие как влияет приведенная длина Ьпр, характеризующая совокупное влияние размеров КС (йКС, £Кс, йкр) при условиях подачи компонентов топлива, близких к оптимальным для каждой схемы, на величину фк.
0,75
Рис. 18. Для схем № 1 и № 2 зависимости коэффициента камеры от ее приведенной
длины соответственно:
1 — Ш* 115м/с,Ш * 160м/с; 2 — й = 15,4-10~3,Ш* 100м/с, Ш * 60м/с
г ' ок ' щ.г ' ' г 'г ок
На графиках видно, что схема № 2 с радиальным вдувом окислителя уступает схеме № 1 и по этому параметру, т. е. требуются большие объемы КС для получения высокой полноты с горания. Проведенный анализ показывает, что использование схемы № 2 с радиальным вдувом окислителя вблизи форсуночного коллектора для газо-
образных компонентов топлива нецелесообразно, так как по сравнению с осевой подачей окислителя и горючего в рассматриваемом диапазоне изменения параметров данная схема не дает преимущества ни по требуемым габаритам КС, ни по влиянию на величину фк условий вдува компонентов топлива, ни по влиянию соотношения компонентов топлива на качество рабочего процесса, а при определенных условиях возможен даже срыв режима работы КС.
Расчетное исследование влияния различных факторов на параметры рабочего процесса для схемы № 3 с зонной подачей компонентов топлива. Характерное распределение по объему КС функции тока у для рассматриваемой схемы показано на рис. 19.
¿кс, м
Рис. 19. Для схемы № 3 характерное распределение функции тока у по объему КС
Основная серия расчетов была проведена при условии, что через отверстие свечи воспламенения подается кислород без примеси метана. Исследовалось влияние на коэффициент камеры фк расположения щели подачи окислителя ёщо, скорости вдува основного кислорода Жок, диаметра предкамеры ^прк, длины предкамеры £прк, осевой скорости вдува горючего Жг в предкамеру, приведенной длины КС £пр, коэффициента избытка окислителя а и ряда других факторов.
Зависимость расходного комплекса от расположения щели подачи окислителя фк = / (¿/що ) приведена на рис. 20.
Фк
0,75 1-'-'--1
15,0 17,5 20,0 ¿щ.ок'10 >м
Рис. 20. Зависимость коэффициента расходного комплекса от расположения щели подачи окислителя для схемы № 3:
V = 16,1 •10_3 м, V = 7,6'1(г3 м, ¿щ.г = 12 -10~3 м, 5щ.г = 1,5 -Ю"3 м,
Жг « 33,7 м/с; Жок « 91,9м/с
Выполненные расчеты показали, что по мере удаления щели вду-ва окислителя к стенке КС величина фк уменьшается. Эта закономерность имеет место и при других исходных условиях расчетов. Для получения максимальной полноты сгорания целесообразно располагать щель вдува окислителя в непосредственной близости от стенки предкамеры (^щ.ок ~^прк). Влияние скорости вдува окислителя Жок на величину фк для двух разных значений ^щ.о при прочих равных условиях представлено на рис. 21.
Фк
Рис. 21. Для схемы № 3 зависимости коэффициента камеры от скорости подачи окислителя при ¿прк = 16,1 -1(Г3 м, ¿прк = 7,6-10"3 м, dщг = 12-10"3 м, 8щг = 1,5-10"3 м,
= 33,7 м /с и при диаметре расположения щели вдува окислителя ^щок, равном: 1 — 17,6 • 10~3 м; 2 — dщок = 21,3 • 10~3 м
При расположении щели вдува окислителя в непосредственной близости от предкамеры (й?щ.о = 17,6 • 10-3 м) с ростом Жок монотонно возрастает фк и при достижении Жок значения в диапазоне 90.. .100 м/с при заданных условиях фк « 1. Если щель вдува окислителя находится в непосредственной близости от стенки КС, то после того как фк достигнет максимального значения в области Жок « 100 м/с, при дальнейшем повышении Жок этот коэффициент незначительно снижается. Следовательно, в исследованном диапазоне параметров можно рекомендовать выдерживать скорость вдува окислителя, равной примерно 100 м/с.
Результаты исследования влияния осевой скорости вдува горючего Жг на коэффициент фк приведены на рис. 22. На графике видно, что с ростом Жг значение фк хотя и незначительно, но уменьшается. Эта закономерность подтверждается и результатами расчетов при других исходных данных, что свидетельствует о нецелесообразности вдува горючего в предкамеру с высокой скоростью. Рекомендуемое значение параметра = 30.50 м/с.
Рис. 22. Для схемы № 3 зависимость коэффициента камеры от осевой скорости
= 16 1 .1 Г1 3
прк
—3 —3
подачи горючего в предкамеру при dпpк = 16,1 -10 м, £прк = 7,6 -10 м,
^.ок = 17,6 -10
—3
м, 8щ.0к = 4,6 -10
—3
м, W0,
100 м/с, dщг = 12-10 3 м
Изменение диаметра предкамеры dпpк в диапазоне (10.17)-10 3 м и при постоянном значении Ьпрк = 7,6 мм не привело к заметному изменению величины фк при прочих равных условиях.
Зависимости фк = / (£прк) при различных значениях dпpк представлены на рис. 23.
0,75 -
0,50
¿прк'Ю ,м
Рис. 23. Для схемы № 3 зависимости коэффициента камеры от длины предкамеры при Wг и 35 м/с, Wок и 100м/с, dщ0к и dпpк для различных значений диаметра
предкамеры dпpк, равных:
10 - 10-3 м (1); 16,3 - 10-3 м (2); 13 - 10-3 м (3)
Установлено, что в определенном диапазоне изменения Ьпрк величина фк не изменяется, однако при чрезмерно большом ее значении может наступить срыв режима горения компонентов топлива. Так, при Wг = 33,4 мм/с для ^рк = 10 мм происходит срыв режима при ^прк и 11,5 мм, для ^рк = 16,3 мм — при Ьпрк = 15,5 мм, а при ^рк = = 13,1 мм срыва режима не наблюдается даже при достижении Ьпрк = = 25 мм. Начальная скорость подачи горючего Wг также оказывает влияние на увеличение длины предкамеры Ьпрк, при повышении определенного значения которой может иметь место срыв режима
горения. Как показал анализ проведенных расчетов, основным фактором, влияющим на предельное значение £прк, является процесс тепломассообмена в предкамере, который обусловливает расположение фронта горения. Если фронт горения устойчиво удерживается в зоне предкамеры, то наблюдаются стабильный режим горения в основной камере и, как следствие, высокая полнота рабочего процесса. Рекомендуется выдерживать следующие соотношения: ^прк/^КС - 0,5, ¿пркМкр -0,5-1,0.
Графики изменения фк = / (а) для двух вариантов, различающихся расположением щели подачи окислителя вблизи стенки КС (7) и вблизи предкамеры (2), приведены на рис. 24.
0,75
Рис. 24. Для схемы № 3 зависимости коэффициента камеры от коэффициента избытка окислителя для двух вариантов расположения щели окислителя:
7 - ^щ.ок - аКС , ^прк = 16,1 -10~3 м, V = 7,6м, ¿щ.ок = 21,3 • ^ м, 8щ.ок = 0,54 • 10~3 м ¿Щ.г = 12 -10^ м 8щ.г = 1,510^ м; 2 — ^щ.ок - ^прк , ^прк = 16,1 -10^ ^ V = 11,4 • 10_3 ^ ¿щ.ок = 17,2 ^~3 ^
8щ.ок = 0,6 • 10_3 м = 12 ^ м, 8щ.г = 1,54(Т3 м
Анализ представленных графиков показывает, что при определенных условиях данная схема может обеспечить высокое значение фк во всем исследованном диапазоне изменения а (без заметного уменьшения величины фк в области а - 1).
Для сравнения зависимости фк = / (£прк) для исследованных
схем № 1-№ 3 при значениях основных параметров, близких к оптимальным для каждой схемы, представлены на рис. 25.
Как следует из графиков, для схемы № 3 потребные объемы КС для получения высоких значений фк существенно ниже, чем для схем № 1 и № 2. Исследования влияния таких факторов, как давление в КС рКС, конфигурация докритической части сопла 1§у, относительный расход кислорода на продувку свечи тотв / т^ показали, что эти факторы
существенного влияния на значение фк в исследованном диапазоне параметров не оказывают.
Рис. 25. Зависимости коэффициента расходного комплекса от приведенной длины для схем № 1 (1), № 2 (2), № 3 (3) при следующих значениях параметров
соответственно:
1 — Ш* 115 м/с, Ш * 115 м/с; 2 — й = 15,440_3 м, Ш* 100 м/с, Ш * 60 м/с;
г 5 ок ' щ.г 5 5 г 5 г.ок '
3 — йпрк = 16,1 •10^ м, ¿прк = 11,4 -10м, йщ.ок = 17,2 ^ м, 8щ.ок = 0,6 ^О"3 м, йщ.г = 12 ^ м, 8щ.г = 1,5 4(Т3 м
Заключение. Сравнительный анализ рассмотренных схем показывает, что для схем с осевой подачей в камеру сгорания компонентов топлива и с радиальной подачей в КС окислителя характерен провал значения коэффициента камеры фк в области стехиометрического соотношения компонентов. В то же время, для схемы с зонной подачей компонентов топлива в КС характерна монотонная зависимость коэффициента камеры от коэффициента избытка окислителя фк (а) во всем диапазоне регулирования. Это свидетельствует о более высокой устойчивости рабочего процесса в КС, построенной по данной схеме.
Физически снижение фк при а *1,0 в схемах с осевой подачей в КС компонентов топлива и с радиальной подачей в КС окислителя может быть объяснено взаимодействием механизмов турбулентного и диффузионного перемешивания, которые в этих схемах вносят соизмеримый вклад в процесс смесеобразования. Так, при снижении коэффициента избытка окислителя возрастают градиенты концентраций компонентов по полю течения, что усиливает их взаимную диффузию, а при его повышении возрастает скорость подачи потока окислителя, что вносит основной вклад в турбулизацию течения.
В схеме с зонной подачей компонентов топлива в КС турбулентный механизм превалирует над диффузионным, и при росте расхода окислителя коэффициент камеры монотонно возрастает или остается стабильно высоким. Сделанный вывод подтверждается рассмотрением газодинамических картин течения в исследованных схемах. Схемы с осевой подачей в КС компонентов топлива и с радиальной подачей в КС окислителя характеризуются мелкомасштабными областями циркуляционных течений, примыкающих к смесительной головке. А в схеме с зонной подачей компонентов топлива в КС область возвратных течений соизмерима по масштабу с характерным
размером камеры сгорания и расположена в центре этой камеры, что обеспечивает надежное смешение компонентов во всем исследованном диапазоне изменения величины а.
Таким образом, в результате проведенных расчетных исследований можно сделать вывод, что схема с зонной подачей компонентов топлива в КС при правильном выборе размеров предкамеры с точки зрения полноты протекания рабочего процесса является более предпочтительной, чем схемы с осевой подачей в КС компонентов топлива и с радиальной подачей в КС окислителя. Следовательно, ее можно рекомендовать для дальнейших экспериментальных исследований.
ЛИТЕРАТУРА
[1] Ягодников Д.А., Чертков К.О., Антонов Ю.В., Новиков А.В. Численное исследование рабочего процесса в восстановительном газогенераторе кислород-метанового ЖРД разгонного блока. Аэрокосмический научный журнал. МГТУ им. Н.Э. Баумана. 2015, № 5, с. 12-25.
[2] Ягодников Д.А., Антонов Ю.В., Стриженко П.П, Быков Н.И., Новиков А.В. Исследование процесса течения кислорода в рубашке охлаждения камеры ЖРД. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Серия Машиностроение, 2014, № 6, с. 3-19.
[3] Андреев Е.А., Новиков А.В., Шацкий О.Е. Расчетное и экспериментальное исследование надежности запуска и выхода на режим ракетного двигателя малой тяги на газообразных компонентах кислород + метан с электроискровым зажиганием. Инженерный журнал: наука и инновации, 2017, вып. 4 (64). DOI: 10.18698/2308-6033-2017-4-1606
[4] Салич В.Л. Экспериментальные исследования по созданию ракетного двигателя малой тяги на топливе «газообразный кислород + керосин». Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение, 2018, т. 17, № 4, с. 129-140.
DOI: 10.18287/2541-7533-2018-17-4-129-140
[5] Салич В.Л. Разработка генератора активного газа газоэжекторной установки высотного огневого стенда. Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение, 2019, т. 18, № 1, с. 118-127. DOI: 10.18287/2541-7533-2019-18-1-118-127
[6] Ягодников Д.А., Новиков А.В., Антонов Ю.В. Расчётные исследования по оптимизации схемы и параметров подачи компонентов топлива в камеру сгорания РДМТ на топливе газообразный кислород-керосин. Наука и образование, 2011, № 12, 13 с. http://www.technomag.edu.ru/doc/270659.html
[7] Новиков А.В., Андреев Е.А., Бардакова Е.И. Расчётные исследования по оптимизации геометрии камеры сгорания РДМТ на газообразных компонентах топлива. Инженерный журнал: наука и инновации, 2021, вып. 11 (119). DOI: 10.18698/2308-6033-2021-11-2129
[8] Первышин А.Н. Основы проектирования генераторов сверхзвуковых струй продуктов сгорания газообразных топлив и их технологическое использование. Дис. ... д-ра техн. наук. Самара, СГАУ им. С.П. Королева, 1994.
[9] Трусов Б.Г. Инструкция. Моделирование химических и фазовых равновесий при высоких температурах. «Астра — 4» рс версия 1:06. 1996, декабрь. Описание применения. Москва, МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1992.
[10] Алемасов В.Е., Дрегамин А.Ф., Тишин А.А. Теория ракетных двигателей. Москва, Машиностроение, 1989, 464 с.
Статья поступила 14.11.2023
Ссылку на эту статью просим оформлять следующим образом: Новиков А.В., Андреев Е.А., Бардакова Е.И. Расчетное исследование различных схем смесеобразования и определение влияния основных факторов на параметры рабочего процесса в камере сгорания РДМТ. Инженерный журнал: наука и инновации, 2023, вып. 12. http://dx.doi.org/10.18698/2308-6033-2023-12-2325
Новиков Артур Витальевич — канд. техн. наук, доцент кафедры «Ракетные двигатели» МГТУ им. Н.Э. Баумана; автор более 20 научных работ в области экспериментально-теоретических исследований течения жидкости и газа в сложных структурных средах. e-mail: kafedra-e1@yandex.ru
Андреев Евгений Александрович — канд. техн. наук, доцент кафедры «Ракетные двигатели» МГТУ им. Н.Э. Баумана; автор более 30 научных работ в области двухфазных течений в газовом тракте ракетных двигателей и методологии диагностики рабочих процессов в ракетных и реактивных двигателях. e-mail: kafedra-e1@yandex.ru
Бардакова Елена Ивановна — инженер НИИ ЭМ и кафедры «Ракетные двигатели» МГТУ им. Н.Э. Баумана. Участвовала в написании около 10 научно-технических отчетов по направлению охлаждение камеры жидкостного ракетного двигателя малой тяги, выступала с докладами на научно-технических конференциях. Область научных интересов: экспериментально-теоретические исследования течения жидкости и газа в ЖРД. e-mail: kafedra-e1@yandex.ru
Computational study of the various mixture formation schemes and determination of the main factors influencing the working process parameters of the low-thrust rocket engine combustion chamber
© A.V. Novikov, E.A. Andreev, E.I. Bardakova Bauman Moscow State Technical University, Moscow, 105005, Russia
Due to a significant increase in the number of the space systems launches around the world, tightening of requirements to ecological safety in the space objects operation is observed. A promising approach to design and development of a new generation of the rocket and space systems including the low-thrust rocket engines (LTRE) lies in introducing the methane-based propellant paired with oxygen. When developing the low-thrust rocket engines on the oxygen-methane fuel, the adopted mixture formation scheme provides a decisive influence on the future engine thrust and economic characteristics. With a mathematical experiment, this allows, as a result of selecting an optimal scheme, obtaining the chamber coefficient maximum values, which for the isobaric combustion chamber could be equal to the 9 consumption system coefficient. This approach leads to a significant reduction in the expensive bench tests cost. The article presents calculation results for various mixture formation schemes. They could assist in estimating the influence of various factors on the <pK complex consumption coefficient within the chosen scheme. Analysis of the results obtained makes it possible to select the most appropriate mixture formation scheme and develop preliminary recommendations in designing a combustion chamber for the low-thrust rocket engine.
Keywords: combustion chamber, chamber coefficient, mathematical model, chamber coefficient
REFERENCES
[1] Yagodnikov D.A., Chertkov K.O., Antonov Yu.V., Novikov A.V. Chislennoe is-sledovanie rabochego protsessa v vosstanovitelnom gazogeneratore kislorod-metanovogo ZhRd razgonnogo bloka [Numerical study of the working process in the reduction gas generator of the upper stage oxygen-methane liquid-propellant rocket engine]. Aerokosmicheskiy nauchnyi zhurnal. MGTU im. N.E. Baumana. Elektron. zhurnal — Aeronautical and Rocket Space Engineering. BMSTU. Electronic Journal, 2015, no. 05, pp. 12-25.
[2] Yagodnikov D.A., Antonov Yu.V., Strizhenko P.P., Bykov N.I., Novikov A.V. Issledovanie rabochego protsessa v vosstanovitelnom gazogeneratore kislorod-metanovogo ZhRd razgonnogo bloka [Phenomenology of oxygen flow parameters inside cooling jacket of liquid-propellant engine chamber]. Vestnik MGTU im. N.E. Baumana. Seriya Mashinostroenie — Herald of the Bauman Moscow State Technical University. Series Mechanical Engineering, 2014, no. 6, pp. 3-19.
[3] Andreev E.A., Novikov A.V., Shatsky O.E. Raschetnoe i eksperimentalnoe issle-dovanie nadezhnosti zapuska i vykhoda na rezhim raketnogo dvigatelya maloy tyagi na gazoobraznykh komponentakh kislorod+matan s elektroiskrovym zazhi-ganiem [Computational and experimental study of reliability of rocket-engine firing and starting operation of low thruster on the gaseous components oxygen + methane with electric spark ignition]. Inzhenerny zhurnal: nauka i innovatsii — Engineering Journal: Science and Innovation, 2017, iss. 4 (64). https://doi.org/10.18698/2308-6033-2017-4-1606
[4] Salich V.L. Eksperimentalnoe issledovanie po sozdaniyu raketnogo dvigatelya maloy tyagi na toplive "gazoobraznyi kislorod+kerosin" [Experimental research on the development of an "oxygen (gas) + kerosine fueled thruster]. Vestnik Sa-marskogo universiteta. Aerokosmicheskaya tekhnika, tekhnologii i mashi-nostroenie — Vestnik of Samara University. Aerospace and Mechanical Engineering, 2018, vol. 17, no. 4, pp. 129-140. https://doi.org/10.18287/2541-7533-2018-17-4-129-140
[5] Salich V.L. Razrabotka generator aktivnogo gaza gazoezhektornoy ustanovki vysotnogo ognevogo stenda [Development of the active gas generator for high altitude firing tests benches]. Vestnik Samarskogo universiteta. Aerokosmich-eskaya tekhnika, tekhnologii i mashinostroenie — Vestnik of Samara University. Aerospace and Mechanical Engineering, 2019, vol. 18, no. 1, pp. 118-127. https://doi.org/10.18287/2541-7533-2019-18-1-118-127
[6] Yagodnikov D.A., Novikov A.V., Antonov Yu.V. Raschetnye issledovaniya po optimizatsii skhemy i parametrov podachi komponentov topliva v kameru sgoraniya RDMT na toplive gazoobraznyi kislorod-kerosin [Computational studies to optimize the scheme and parameters for supplying fuel components to the LTRE combustion chamber using the gaseous oxygen-kerosene fuel]. Nauka i obrazovanie — Science and Education, 2011, no. 12, p. 13. Available at: http://www.technomag.edu.ru/doc/270659.html
[7] Novikov A.V., Andreev E.A., Bardakova E.I. Raschetnye issledovaniya po op-timizatsii geometrii kamery sgoraniya RDMT na gazoobraznykh komponentakh topliva [Computational studies to optimize the geometry of the low-thrust rocket combustion chamber using gaseous propellants]. Inzhenerny zhurnal: nauka i innovatsii — Engineering Journal: Science and Innovation, 2021, iss. 11 (119). https://doi.org/10.18698/2308-6033-2021-11-2129
[8] Pervyshin A.N. Osnovy proektirovaniya generatorov sverkhzvukovykh struy produktov sgoraniya gazoobraznykh topliv i ikh tekhnologicheskie ispolzovanie. Dis. ... d-ra tekhn. nauk [Fundamentals of designing the supersonic jet generators of the gaseous fuel combustion products and their technological use. Diss. ... Dr. Sc. (Eng.)]. Samara, SGAU im. S.P. Koroleva Publ., 1994.
[9] Trusov B.G. Modelirovanie khimicheskikh i fazovykh ravnovesiy pri vysokikh temperaturakh. "Astra-4", versiya 1.06. Yanvar, 1991 [Simulation of chemical and phase equilibria at high temperatures. "Astra-4", version 1.06. January, 1991]. Description. Moscow, BMSTU Publ., 1992.
[10] Alemasov V.E. Teoriya raketnykh dvigateley [Theory of the rocket engines]. Moscow, Mashinostroenie Publ., 1989.
Novikov A. V., Cand. Sc. (Eng), Associate Professor, Department of Rocket Engines, Bauman Moscow State Technical University; author of more than 20 scientific papers in experimental and theoretical studies of liquid and gas flow in the complex structural media. e-mail: kafedra-e1@yandex.ru
Andreev E.A., Cand. Sc. (Eng.), Associate Professor, Department of Rocket Engines, Bauman Moscow State Technical University; author of more than 30 scientific papers on two-phase flows in the rocket engine gas path and methodology of diagnosing working processes in the rocket and jet engines. e-mail: kafedra-e1@yandex.ru
Bardakova E.I., Engineer, Scientific Research Institute of Power Engineering, Department of Rocket Engines, Bauman Moscow State Technical University. Co-authored in writing of about 10 scientific and technical reports on cooling the low-thrust liquid rocket engine chamber and made presentations at the scientific and technical conferences. Scientific interests: experimental and theoretical studies of liquid and gas flow in the liquid propellant engines. e-mail: kafedra-e1@yandex.ru
