CC BY
20ВОДОРОДНАЯ ЭКОНОМИКА
rJ
HYDROGEN ECONOMY
Статья поступила в редакцию 18.12.12. Ред. рег. № 1484 The article has entered in publishing office 18.12.12. Ed. reg. No. 1484
УДК 518.5:629.7.036.54-63
ВЛИЯНИЕ ТЕПЛОВОГО СОСТОЯНИЯ КОНСТРУКЦИИ БЕЗГЕНЕРАТОРНОГО ЖРД НА ПАРАМЕТРЫ ЗАПУСКА
С.Н. Гарбера, Ю.В. Демьяненко, Е.В. Малахова, С.В. Чембарцев
ОАО «Конструкторское бюро химавтоматики» (КБХА) 394006 Воронеж, ул. Ворошилова, д. 20 Тел.: +7(473) 263-51-85, факс: 8(473) 234-65-71, e-mail: cadbvrn@mail.ru
Заключение совета рецензентов: 25.12.12 Заключение совета экспертов: 27.12.12 Принято к публикации: 29.12.12
Проведен расчетный анализ влияния температурного состояния конструкции камеры кислородно-водородного двигателя безгазогенераторной схемы на поведение параметров двигателя при запуске. Исследование выполнено с использованием разработанной математической модели, описывающей весь цикл установившихся и переходных режимов работы двигателя, включая запуск и останов, с учетом волновых процессов в жидкостных и газовых магистралях, а также нестационарного теплообмена в охлаждающем тракте камеры. В результате исследования установлено, что в диапазоне температур конструкции камеры от 150 до 350 К обеспечивается стабильный запуск данного двигателя.
Ключевые слова: жидкостный ракетный двигатель, математическое моделирование, запуск двигателя, тепловое состояние конструкции двигателя, тракт охлаждения камеры.
EXPANDER CYCLE LRE STRUCTURE THERMAL STATE EFFECT ON STARTUP PARAMETERS BEHAVIOR
S.N. Garbera, Yu.V. Demyanenko, E.V. Malakhova, S.V. Chembartsev
OSC "Design Bureau of Chemical Automation" 20 Voroshilov str., Voronezh, 394055, Russia Tel.: +7(473) 263-51-85, fax: 8(473) 234-65-71, e-mail: cadbvrn@mail.ru
Referred: 25.12.12 Expertise: 27.12.12 Accepted: 29.12.12
Calculated analysis of thrust chamber structure thermal state effect on oxygen-hydrogen expander cycle engine startup parameters behavior was carried out. It was done with the help of developed dynamic model. This engine model describes complete cycle of steady and transient states of engine operation modes, including startup and shutdown, with consideration wave processes in liquid and gas lines as well as unsteady heat transfer in cooling jacket of thrust chamber. As an analysis result it was determined that the engine startup stability is secured within thrust chamber structure temperature range from 150 to 350K .
Keywords: liquid rocket engine, mathematical simulation, engine startup, engine structure thermal state, thrust chamber cooling jacket.
Станислав Николаевич Гарбера
Сведения об авторе: зам. начальника отдела ОАО КБХА, канд. техн. наук, Заслуженный конструктор РФ.
Основной круг научных интересов: математическое моделирование процессов в жидкостных ракетных двигателях и энергетических установках.
Публикации: более 10 научных работ, 6 авторских свидетельств и 4 патента.
Юрий Васильевич Демьяненко
Сведения об авторе: начальник отдела ОАО КБХА, д-р техн. наук.
Круг научных интересов: разработка турбонасосных агрегатов для ЖРД и энергетических установок различного назначения, антикавита-ционная устойчивость высокооборотных насосных систем.
Публикации: более 50 научных работ, монография, 7 авторских свидетельств и 7 патентов.
International Scientific Journal for Alternative Energy and Ecology № 01/2 (118) 2013
© Scientific Technical Centre «TATA», 2013
Сведения об авторе: начальник группы ОАО КБХА.
Круг научных интересов: математическое моделирование процессов в жидкостных ракетных двигателях и энергетических установках.
Публикации: 9 научных работ.
Сведения об авторе: начальник отдела ОАО КБХА, Заслуженный конструктор РФ.
Основной круг научных интересов: математическое моделирование процессов в жидкостных ракетных двигателях и энергетических установках.
Публикации: более 10 научных работ, 1 авторское свидетельство и 3 патента.
Елена Викторовна Малахова
Сергей Владимирович Чембарцев
Введение
В настоящее время в КБХА проводится отработка ракетного двигателя нового поколения на топливе кислород-водород для верхних ступеней перспективных ракетоносителей. Этот двигатель представ-
ляет собой однокамерный ЖРД многократного включения, выполненный по безгенераторной схеме с турбонасосной системой подачи, включающей раздельные бустерные и основные турбонасосные агрегаты. Пневмогидравлическая схема такого двигателя представлена на рис. 1.
O2
H2
Слив при захолаживании Drain during cooling down
Слив при захолаживании Drain during cooling down
и и y/s^iyxA///
///////////У/ /.
г
//////////////JQS«
...........
I
;......
у////////Д>У/1ПУ/////^
9 ,
//////////////////Л
Слив при захолаживании Drain during cooling down
Рис. 1. Пневмогидравлическая схема безгазогенераторного двигателя: 1, 2 - бустерные турбонасосные агрегаты окислителя и горючего соответственно (БТНАО, БТНАГ); 3, 4 - турбонасосные агрегаты окислителя и горючего соответственно (ТНАО, ТНАГ); 5 - дроссель для регулирования двигателя по соотношению компонентов топлива; 6 - регулятор режима двигателя
по тяге; 7 - запальное устройство; 8 - клапан; 9 - камера сгорания (КС); 10 - сопло камеры (СК) Fig. 1. Pneumohydraulic schematic representation of expander cycle engine: 1, 2 - oxygen and fuel boost turbopump assemblies correspondingly (OBTPA, HBTPA); 3, 4 - oxygen and fuel turbopump assemblies correspondingly (OTPA, HTPA); 5 - throttle for fuel mixture ratio control; 6 - regulator of thrust operation mode; 7 - igniter; 8 - valve; 9 - combustion chamber (CC); 10 - nozzle
Международный научный журнал «Альтернативная энергетика и экология» № 01/2 (118) 2013 © Научно-технический центр «TATA», 2013
5
7
Целесообразность применения безгенераторной схемы для кислородно-водородных двигателей нового поколения обусловлена, прежде всего, высокой надежностью таких двигателей, о чем свидетельствует опыт эксплуатации двигателей КЬ10А-4-1 и КЬ10В-2 с реализацией более 600 запусков в космосе.
Стоимость и сроки разработки ЖРД, эффективность доводочных испытаний определяются многими факторами. Одним из важнейших факторов является математическое моделирование характерных физических процессов, происходящих в агрегатах двигателя при его запуске и выходе на основной режим работы.
С помощью математического моделирования еще на этапе проектирования удается проанализировать особенности работы ЖРД [1, 2]. Именно математическое моделирование позволяет исследовать влияние отдельных факторов на запуск двигателя.
Энергетику начального этапа запуска двигателя, выполненного по безгазогенераторной схеме, во многом определяет тепловое состояние его агрегатов, и в первую очередь камеры, а также уровень давления и температуры компонентов топлива на входе в двигатель. Камера двигателя состоит из камеры сгорания и сопла камеры (рис. 1).
Для исследования работы безгазогенераторного двигателя на стационарных и переходных режимах, включая запуск и останов, в КБХА разработана математическая модель полного цикла работы двигателя (функциональная модель) [3]. Данная математическая модель построена по агрегатному принципу. В соответствии с этим принципом общая модель динамической системы двигателя составлена из моделей отдельных элементов (из модулей агрегатов), которые разработаны автономно и затем соединены в общую модель.
Разработанная динамическая модель данного двигателя отличается от аналогичных математических моделей других двигателей более подробным описанием нестационарного течения охладителя в тракте охлаждения камеры с учетом теплообменных процессов. Частотный диапазон физических процессов, описываемых разработанной функциональной моделью, составляет 100-200 Гц.
Тестирование разработанной математической модели безгазогенераторного кислородно-водородного двигателя проводилось с использованием экспериментальных данных огневых испытаний, в ходе которых установлено практически полное соответствие расчетных и экспериментальных значений основных параметров двигателя [3].
Задача исследования
Запуск рассматриваемого двигателя осуществляется через предварительный режим. Перед запуском все подводящие магистрали и насосы ТНА и БТНА захо-лаживаются до клапанов слива компонента (как по линии окислителя, так и по линии горючего). Регуля-
тор тяги установлен в положение, соответствующее предварительному режиму. Дроссель соотношения компонентов топлива в начальный момент установлен в положение, соответствующее минимальному расходу окислителя. После достижения частоты вращения ротора ТНАГ значения ~ 45000 об/мин дроссель переводится в положение, соответствующее предварительному режиму. За 4,5 с до открытия клапана горючего камеры турбина БТНАГ раскручивается гелием, тем самым обеспечивая необходимый уровень давления горючего на входе в насос ТНАГ. В начальный момент запуска турбонасосные агрегаты ТНАО и ТНАГ раскручиваются водородом, подогретым в тракте охлаждения камеры за счет тепла, запасенного конструкцией камеры.
Таким образом, тепловое состояние агрегатов двигателя безгенераторной схемы, и в первую очередь камеры, а также уровень давлений и температур компонентов топлива на входе в двигатель во многом определяют энергетику запуска до момента завязки процессов в камере сгорания.
Температура конструкции камеры на момент запуска зависит от положения двигателя относительно Солнца и Земли и времени перед вторым и последующими включениями и изменяется в пределах от 150 до 350 К. Задача данного исследования заключается в оценке влияния температуры конструкции камеры на параметры двигателя при запуске с помощью математического моделирования.
Результаты моделирования и комментарии
Для верификации математической модели рассмотрены экспериментальные данные двух огневых испытаний двигателя с укороченным соплом на Земле. На данных испытаниях давления и температуры компонентов на входе в двигатель практически одинаковы и условия запуска отличаются только температурой конструкции камеры.
На одном из испытаний двигателя проводилось термостатирование конструкции сопла камеры. При этом на момент запуска температура внешней поверхности сопла камеры составляла Тск = 350 К, на втором испытании - Тск = 280 К. На рис. 2, 3 показано изменение основных параметров двигателя при запуске на предварительный режим на этих испытаниях и результаты моделирования запуска двигателя для этих вариантов.
Как показывает анализ приведенных результатов, расчетные и экспериментальные данные имеют хорошую сходимость. По полученным результатам, изменение начальной температуры конструкции камеры не оказывает существенного влияния на поведение параметров двигателя до момента завязки процессов в камере.
После завязки процесса в камере сгорания в двигателе с пониженной температурой конструкции камеры наблюдается более затянутый по времени за-
International Scientific Journal for Alternative Energy and Ecology № 01/2 (118) 2013
© Scientific Technical Centre «TATA», 2013
пуск на предварительный режим. Необходимо отме- ратуры водорода после тракта охлаждения и, соот-
тить, что для запуска двигателя с высокой темпера- ветственно, перерегулирование по всем остальным
турой конструкции камеры характерен заброс темпе- параметрам двигателя.
Давление, бар Частота вращения, об./мин
a
Давление, бар Частота вращения, об./мин
b
Рис. 2. Изменение параметров двигателя при запуске в ходе проведения двух огневых испытаний (а) и их моделирования (b) (выход на предварительный режим): ДКС - давление в камере сгорания; ОТГ - частота вращения ротора ТНАГ Fig. 2. Evolution of engine startup operation parameters during two fire tests (a) (rising to preliminary operation mode) and simulation (b): CCP - combustion chamber pressure; HTrbRotSp - HTPA rotor rotation speed
Международный научный журнал «Альтернативная энергетика и экология» № 01/2 (118) 2013 © Научно-технический центр «TATA», 2013
Температура, К
/у V
ТГПРК {HCJDT) TCK= 350 К
ТГПРК (HCJDT) 7CK= 280 К
400
300
200
100
-0,5
Время, с
Температура, К
Соотношение компонентов
О -0,5
b
Время, с
Рис. 3. Изменение параметров двигателя при запуске в ходе проведения двух огневых испытаний (а) и их моделирования (b) (выход на предварительный режим): ТГПРК - температура горючего после тракта охлаждения камеры, Km - соотношение компонентов в камере сгорания Fig. 3. Evolution of engine startup operation parameters during two fire tests (a) (rising to preliminary operation mode) and simulation (b): HCJDT - hydrogen cooling jacket downstream temperature, Rm - combustion chamber mixture ratio
International Scientific Journal for Alternative Energy and Ecology № 01/2 (118) 2013
© Scientific Technical Centre «TATA», 2013
a
По разработанной функциональной математической модели двигателя проведен расчетный анализ запуска двигателя в пустоте на предварительный режим с полноразмерным соплом с различными температурами стенок камеры в начальный момент.
На рис. 4, 5 приведены результаты расчета запуска двигателя с полноразмерным соплом при температуре конструкции камеры Тк = 150, 250 и 350 К при номинальных значениях давления и температуры окислителя и горючего на входе в двигатель (Ро = 1,7 кгс/см2, То = 82 К, Рг = 2,5 кгс/см2, Тг = 21 К). Вращение привода дросселя от начального значения до положения, соответствующего предварительному режиму, начинается после достижения ротором ТНАГ частоты вращения 45000 об/мин со скоростью 60 град/с. При этом регулятор тяги настроен на предварительный режим.
Запуск двигателя с полноразмерным соплом в пустоте по сравнению с запуском двигателя с укороченным соплом на Земле (с отрывом потока в сопле) имеет следующие основные отличия:
- так как подогрев водорода в охлаждающем тракте камеры с полноразмерным соплом в пустоте на ~ 10% выше, чем у камеры с укороченным соплом при испытаниях в земных условиях, то для обеспечения предварительного режима требуется больший перепуск водорода вокруг турбин;
- подключение камеры в двигателе с полноразмерным соплом при работе в пустоте в связи с увеличенным перепуском вокруг турбин ТНА происходит по времени на А/ = 0,25 с позже, чем при испытании двигателя с укороченным соплом на Земле.
Как и было установлено ранее, изменение начальной температуры конструкции камеры при работе двигателя с полноразмерным соплом в пустоте не оказывает существенного влияния на поведение параметров двигателя на запуске до подключения камеры. Это объясняется тем, что уменьшение температуры водорода после тракта охлаждения снижает адиабатическую работу на турбинах, но за счет повышения плотности газа увеличивается расход через турбины и КПД турбин ТНА, так как число Парсонса имеет большее значение, мощности турбин практически не изменяются.
После подключения камеры в двигателе с полноразмерным соплом с пониженной температурой конструкции камеры наблюдается более затянутый по времени запуск, что, однако, не снижает его надежности. Чем выше температура конструкции двигателя перед запуском, тем больше заброс температуры водорода после тракта охлаждения и соответственно, перерегулирование по всем остальным параметрам двигателя при выходе двигателя на предварительный режим.
Рис. 4. Моделирование запуска двигателя с полноразмерным соплом (выход на предварительный режим): ДКС - давление в камере сгорания; ОТГ - частота вращения ротора ТНАГ Fig. 4. Startup simulation of engine with full-sized nozzle (rising to preliminary operation mode): CCP - combustion chamber pressure; HTrbRotSp - HTPA rotor rotation speed
Международный научный журнал «Альтернативная энергетика и экология» № 01/2 (118) 2013 л © Научно-технический центр «TATA», 2013 'J
Рис. 5. Моделирование запуска двигателя с полноразмерным соплом (выход на предварительный режим): ТГПРК - температура горючего после тракта охлаждения камеры, Km - соотношение компонентов в камере сгорания Fig. 5. Startup simulation of engine with full-sized nozzle (rising to preliminary operation mode): HCJDT - hydrogen cooling jacket downstream temperature, Rm - combustion chamber mixture ratio
Выводы
1. По разработанной математической модели безгазогенераторного кислородно-водородного двигателя проведен расчетный анализ влияния температурного состояния конструкции камеры на параметры запуска.
2. По результатам расчета в диапазоне температур конструкции камеры от 150 до 350 К обеспечивается стабильный запуск безгенераторного кислородно-водородного двигателя с полноразмерным соплом в пустоте.
3. Начальная температура конструкции камеры не оказывает существенного влияния на изменение параметров двигателя до момента завязки процессов в камере сгорания. После подключения камеры (повышения давления в камере сгорания) в двигателе с пониженной температурой конструкции наблюдается более затянутый по времени выход двигателя на предварительный режим.
4. При повышенной температуре конструкции камеры запуск двигателя более динамичный, наблюдаются повышенные забросы как по температуре водорода после тракта охлаждения, так и по всем остальным параметрам двигателя.
Список литературы
1. Шевяков А.А., Калнин В.М., Науменкова Н.В., Дятлов В.Г. Теория автоматического управления ракетными двигателями. М.: Машиностроение, 1978.
2. Беляев Е.Н., Чванов В.К., Черваков В.В. Математическое моделирование рабочего процесса жидкостных ракетных двигателей. М.: МАИ, 1999.
3. Гарбера С.Н., Демьяненко Ю.В., Малахова Е.В., Чембарцев С.В. Численное моделирование полного цикла работы кислородно-водородного жидкостного ракетного двигателя безгазогенераторной схемы // Альтернативная энергетика и экология - ШХЛББ. 2012. № 10. С. 10-15.
International Scientific Journal for Alternative Energy and Ecology № 01/2 (118) 2013
© Scientific Technical Centre «TATA», 2013
